ExoMars 2016火星探測計劃進入、減速、著陸的驗證任務分析

賈賀 榮偉

（北京空間機電研究所，北京 100076）

1 引言

目前，美、俄、日、印、歐等國家和組織都在積極地進行火星等深空探測方面的研究，特別是美國從1975年來，已成功執行了7 次火星表面探測任務。即海盜-1與海盜-2軌道器／著陸器，“火星探路者”（MPF）著陸器／巡視器，勇氣號與機遇號火星探測巡視器（MER），鳳凰號著陸器，以及“火星科學實驗室”（MSL）著陸器／好奇心號巡視器，經過7次成功的火星表面探測，美國的深空探測能力已經達到了技術成熟與先進的水平，完全可以滿足安全著陸與表面移動探測的要求［1-2］。

特別是20世紀90年代以來，“火星探路者”主要通過使用氣囊緩沖的形式［3］成功著陸至火星表面，初步驗證了在火星大氣層的進入、減速、著陸（Entry，Descent，Landing，EDL）；21世紀初，勇氣號與機遇號火星探測巡視器成功實現較大范圍的表面巡視，并使氣囊緩沖著陸的方式得到了充分驗證［4］；此后的鳳凰號著陸器使用了著陸支架緩沖著陸方式，實現了火星北極區的安全著陸［5］；2012年成功實現火星表面著陸的“火星科學實驗室”（MSL）著陸器／好奇心號巡視器，實現了更大質量進入器的EDL，使用空中吊車這一新的著陸方式，將火星EDL技術提升到了一個新的高度［6］。

進入21世紀以來，歐洲航天局（ESA）發揮自身優勢，開展了具有獨自特色的火星探測活動。其中火星生物學（ExoMars）計劃是歐洲航天局與美國航空航天局（NASA）聯合進行火星探測的一次重要的深空探測活動，但后期由于NASA 的退出，現在俄羅斯作為新的合作方加入到了計劃中來。ExoMars計劃包含2016年和2018年兩次發射任務，2016年的發射任務主要是為了對實現火星表面安全軟著陸的主要關鍵技術進行相關試驗驗證［7］。

本文對ExoMars計劃中2016年的發射任務進行了闡述，針對EDL 驗證的任務目的、任務規劃以及任務組成進行分析，對EDL驗證的相關關鍵技術（氣動熱、熱防護、降落傘減速、推進制動、緩沖結構等）進行了詳細介紹，以期為下一步我國開展火星等深空探測任務提供參考。

2 ExoMars 2016計劃概述

ExoMars計劃是歐洲航天局進行的一次重要的火星探測活動，是ESA 曙光（Aurora）載人登火星計劃的第一步。ExoMars計劃的主要科學目標是：①尋找過去與現在火星生命的痕跡與特征；②分析火星次表層的水和化學環境；③研究火星大氣痕量氣體及其來源。

ExoMars計劃的主要技術目標包括：①將有效載荷安全著陸在火星表面的EDL技術驗證；②用一個火星巡視器實現火星表面的移動探測；③實現火星次表層樣品采集；④具備對火星樣品的獲取、封裝、轉移以及分析能力。

ExoMars 2016包括ESA 負責總體設計的痕量氣體軌道器（Trace Gas Orbiter，TGO）和EDL驗證器（EDL Demonstrator Module，EDM）（圖1），發射任務由ESA 主導，計劃在2016年1月使用NASA的宇宙神-V 431運載火箭發射。預計經過9 個月的巡航飛行，于2016年10月到達火星。

圖1 ExoMars計劃將在2016年發射的TGO 和EDMFig．1 TGO and EDM of the ExoMars program in 2016

TGO上裝載了美國和歐洲制造的科學儀器，用于獲得火星大氣中甲烷及其它痕量氣體存在的證據。痕量氣體是指大氣中濃度在百萬分之一以下的氣體粒種，這些痕量粒種受到各種物理、化學、生物的作用并參與生物化學的循環，對大氣環境及生態有一定的影響。火星大氣中的痕量氣體可以用來作為火星是否存在生命及研究地質演化的依據。該次發射任務還將對ESA 在2020年以后火星探測計劃中必須的關鍵技術進行試驗驗證，并為2018年的發射任務和其它火星表面著陸器提供與地球的通信支持，該項輔助能力直到2022年底整個ExoMars計劃結束為止。

ExoMars 2016計劃發射任務的主要事件見表1。

表1 ExoMars 2016計劃發射任務主要事件表Table 1 Main events of the ExoMars 2016mission

續表

目前，ExoMars已經完成了2016年發射任務中的EDL驗證器有效載荷的選擇，已進入工程實施階段，正在針對相關關鍵技術開展地面試驗。

3 ExoMars 2016的EDL驗證任務

對于任何火星探測任務，其最核心的科學目標之一就是尋找火星表面曾經或者現在存在著生命的證據，實現這一科學目標的最佳方法是分析火星表面的生命痕跡。而到達火星表面最大的挑戰，就是如何通過執行EDL工作程序，將探測器安全著陸在火星表面。

ExoMars計劃通過用EDM 試驗EDL 工作程序中的相關關鍵技術，驗證能安全著陸在火星表面的技術平臺，ExoMars 2016任務的探測器組成示意圖如圖2所示。

圖2 ExoMars 2016計劃發射任務探測器外形圖及組成示意圖Fig．2 ExoMars 2016spacecraft composition and aeroshell geometry

減速著陸驗證器（EDM）的主要技術目標是：

（1）繼承ExoMars計劃中之前單個任務階段中的關鍵技術，進一步開展詳細設計，對各項關鍵技術進行必要的地面試驗，最終通過實際飛行試驗來驗證EDL的相關關鍵技術。

（2）在EDL 技術驗證過程中，對相關關鍵技術的性能指標進行測試和測量，并將數據傳回地球，以在飛行試驗后對整個飛行軌道進行重建。

此外，雖然EDM 主要用于驗證EDL 技術，但它也提供了有限但高效的有效載荷（科學儀器）空間，使其能實現一定的科學目標。它將一個質量為3kg的有效載荷包減速著陸在火星表面上，并在著陸后進行短期的科學實驗，大約持續4 個火星日［7-8］。

4 ExoMars計劃EDL驗證的任務分解

4．1 EDL驗證的任務組成

作為EDL驗證任務的主要組成部分，EDM 是一個鈍型體航天器（600kg）。由一個半錐角70°的鈍頭前體結構和一個半錐角為47°的圓錐形后體結構構成。EDM 的外直徑為2400 mm，表面平臺直徑為1700 mm（圖3）。該氣動外形繼承了NASA之前成功實現EDL 的火星進入器（如“火星探路者”、“火星探測漫游者”和鳳凰號）的氣動外形。

圖3 EDM 氣動外形示意圖Fig．3 EDM aerodynamic configuration

EDM 主要由熱控系統（TCS）、后體（BCV）、降落傘系統（PAS）、表面平臺、前體（FS）、前體分離機構（FSSM）等部分組成（圖4）。其中表面平臺（300kg）由平臺結構、反推控制系統（RCS）、電子與電源系統、數據儲存系統、制導導航與控制（GNC）傳感器、UHF電子通信設備、熱控系統（TCS）、表面傳感器單元（ESA CFI）組成［9］。

圖4 EDM 結構構型分解示意圖Fig．4 EDM exploded view

4．2 EDL驗證的任務規劃

4．2．1 發射、巡航與停靠火星大氣階段

在EDM 和TGO 的組合體飛往火星的巡航過程中，EDM 處于休眠模式，主要是為了減少主電池的能量消耗。TGO 為組合體提供必需的操作以及與地球間的通信，并為EDM 提供所需的能量。

在組合體到達火星3天之前，EDM 通過三點旋轉分離機構與TGO 進行分離。此次分離將為EDM 提 供 一 個 大 于0．3 m／s 的 相 對 速 度 和2．5r／min的自旋角速度，這個角速度將使EDM 與進入邊界點（EIP）呈0°的攻角。EDM 停靠火星大氣階段將持續3天，時間長短取決于TGO 與EDM分離后的軌道修正，為火星軌道進入提供必須的軌道機動。這一階段對EDM 非常關鍵，導航和分離機構的散布將會疊加，火星進入邊界點的軌道散布也將進一步增加。本階段最為關鍵的動作是利用EDM 后體上的太陽敏感器對慣性姿態進行測量。在到達火星進入邊界點之前，激活EDM 系統，為EDL階段執行相關工作程序做好準備［9］。

4．2．2 EDL階段

由于ExoMars 2016發射任務計劃在到達火星時太陽經度Ls＝245°，EDM 將不可避免遭遇火星全球塵暴季節。因此，在進行EDM 設計時必須考慮全球塵暴的影響。

在與TGO 進行分離后，EDM 將以雙曲線軌道進入火星大氣。EDM 的目標著陸點是火星子午線平原區域（6．15°W，1．82°S），目前已經全面掌握了該區域的地形和大氣特性，在此區域著陸可以將減速著陸到火星表面的危險降至最低。

目前，目標著陸區域的散布橢圓半長軸小于50km，隨著對危險識別的進一步增強，著陸點區域的特征將更加明確。工作人員正在通過NASA 提供的著陸點的高分辨率圖像，對著陸點散布橢圓的環境特征進行進一步分析。

EDM 的進入、減速、著陸工作程序如圖5所示［9］。

圖5 EDM 的EDL工作程序示意圖Fig．5 EDM entry，descent and landing process

在火星大氣層邊界（火星海平面高度120km處），EDM 的最大相對速度為5．827km／s，確定進入角還要考慮EDM 的各種工程約束，主要包括：

（1）熱流密度＜650kW／m2；

（2）熱流載荷＜40 MJ／m2；

（3）載荷因子＜10．5g；

（4）降落傘充氣載荷＜73．5kN；

（5）著陸點精度＜50km。

考慮這5個因素以及火星大氣條件的變化（包含密度、風場）、EDM 特性（包含質量特征、氣動力性能）的影響，對進入走廊進行評估，得到EDM 的進入角大于1．1°。由于EIP 的散布小于±0．3°，得到EDM 的進入飛行路徑角為-12．4°。

當EDM 以雙曲線軌道進入火星大氣后，在1．8～2．1馬赫數的速度區域內，名義直徑為12m 的盤-縫-帶傘開傘。在降落傘穩定減速后，前體彈射分離；安裝在EDM 表面平臺上的多普勒雷達高度計開始工作。將這些工程數據傳輸至慣性測量單元中，經GNC 算法計算，得到EDM 動力下降段點火的高度。在到達該高度時，由降落傘攜帶后體與EDM表面平臺分離，EDM 開始最后動力下降段的工作。此時高度約為1400m，速度約為80m／s。

在動力下降段，EDM 在9個400N 單組元發動機的作用下逐漸減速，最終在高度為1．5 m 處，垂直速度和水平速度減至0 m／s。此時，反推發動機關機，EDM 表面平臺自由著陸到火星表面。著陸時，EDM 表面平臺下的緩沖蜂窩夾層結構將進一步減小著陸沖擊荷載。采用這種壓縮吸能結構主要是因為它質量輕、體積小，簡單可靠、成本低以及著陸后EDM 表面平臺與火星表面的距離可以達到很小的程度。

在EDM 表面平臺上安裝了很多傳感器，主要目的是在著陸后通過傳回地球的有效工程數據對飛行軌道進行重建，所有的這些傳感器設備總質量為6kg［9］。

4．2．3 火星表面科學實驗任務階段

EDM 沒有設計放射性同位素能源（如放射性同位素熱源裝置RHU 或放射性同位素熱電式發電機RTG），也沒有太陽電池板。著陸火星后EDM 的能量供給仍然依靠它的主電池工作，由于EDM 在所有的飛行階段都是由該主電池供電，所以EDM 在火星表面上的壽命只有4個火星日。

EDM 的科學目標主要是：

（1）確定從高空至火星表面的火星大氣的關鍵參數特性（如密度、溫度、壓力、風場等）；

（2）在強塵暴條件下火星大氣的主要特征；

（3）進一步擴展有效工程數據量，以解決遙感數據與模型的差異問題。

由于EDM 質量、能量和數據量的限制，上述科學目標不一定能夠完全達到。雖然如此，EDM 仍然會是一次獨立的對火星全球塵暴季節的火星大氣進行測量的機會［9］。

4．2．4 著陸后通信階段

EDM 的通信系統將具備以下功能［9］：

（1）在停靠火星大氣階段的3 天內，提供與EDM 正常狀態監視器的通信。

（2）在EDL 階段，提供通信功能。傳輸實時數據，為飛行試驗后的分析提供數據。通信內容包含各分系統的狀態情況、由GNC 算法得到的狀態矢量以及EDL過程中分系統的關鍵參數。

（3）在表面科學實驗任務階段，提供可靠的鏈路以實現EDL階段的所有數據（100 Mbit）和表面科學實驗任務階段的所有數據（50 Mbit）的傳輸，該工作必須在EDM 著陸后4個火星日內完成。

4．3 EDL驗證任務的關鍵技術

對ExoMars 2016年發射任務而言，EDM 最主要的技術目標，就是對后續歐洲火星探測任務必須的關鍵技術環節進行試驗驗證。其中，EDL 驗證任務的關鍵技術包括4項［10-11］：氣動熱力學分析技術、進入與減速系統設計、GNC 系統設計與著陸系統設計。

4．3．1 氣動熱力學分析技術

受EDM 質量特性等工程約束的限制，對EDM氣動外形進行設計時，必須保證其在高超音速和超音速時都具有良好的飛行特性。體現在氣動熱力學分析上主要有以下幾點：

（1）提供停靠火星大氣階段的轉動穩定性；

（2）將峰值熱時EDM 的最大攻角限制在7°以下，主要是保證防熱大底背風處的熱防護材料熱流值在2．0 MW／m2；

（3）在14～16馬赫數區間內或預期的高超不穩定區域，EDM 具備良好的靜態穩定性；

（4）控制超音速開傘時的最大攻角小于15°。

由于EDM 的氣動外形與NASA 之前的火星進入器很相似，故可以利用NASA 火星進入器氣動熱的數據庫對EDM 進行分析。但由于EDM 與之前火星進入器的進入速度和彈道系數不同，要想獲得其飛行性能就必須進行專門的試驗驗證。

為建立ExoMars計劃的特定飛行區間內的氣動力學數據庫（AEDB）和氣動熱力學數據庫（ATDB），EDM 開展了大量的數值仿真試驗驗證和實際試驗驗證。這些試驗主要包括：

（1）高熱焓等離子風洞試驗（ONERA F4、DNW／DLR HEG）；

（2）超高速冷風洞試驗（ONERA S4）；

（3）喘流熱風洞試驗（DNW／DLR TMK、H2K）；

（4）粗糙度性能風洞試驗（曼大、DNW／DLR）；

（5）軌道式超音速至跨音速試驗（ISL）；

（6）跨音速自由振動風洞試驗（DNW／DLR TMK）；

（7）亞音速風洞試驗（DNW／DLR HST）。

4．3．2 進入與減速系統設計

EDM 在進入火星時，通過前體保護以防止熱流的燒蝕。前體由復合材料表層、鋁蜂窩以及熱防護系統（TPS）三部分組成。前體與后體的熱防護系統都用Norcoat-Liege材料。在Astrium 公司進行的等離子試驗驗證了該種防熱材料在空氣流中能夠承受的最大熱流為2 MW／m2。對防熱材料的低溫性能也進行了相關試驗驗證，可以滿足巡航段-110℃的低溫要求。

EDM 必須在通過火星大氣后實現減速和穩定。EDM 的降落傘減速系統使EDM 的速度和高度達到著陸系統的要求。此外還必須提供有效的彈道系數比，以使EDM 與防熱大底安全分離。

降落傘系統由三部分組成：降落傘、展開裝置以及傘艙蓋。EDM 的降落傘為一頂名義直徑為12m的盤-縫-帶傘。降落傘的幾何透氣量為22．4%，能夠為EDM 提供足夠的阻力和穩定性，最大吹風馬赫數為2．1。降落傘的拖曳距離為27m，這樣的設計是為了限制前體尾流的影響，EDM 主傘結構如圖6所示。

圖6 EDM 主傘結構示意圖（單位：mm）Fig．6 EDM main parachute configuration

展開裝置是一個火工彈射裝置，能在超音速流中把降落傘彈射出去，并且不損傷降落傘本身。展開裝置將降落傘包以30m／s的速度彈射出去，并且保證降落傘能夠在較小的反作用載荷條件下平穩展開。為了保證彈射傘艙蓋時，彈射出去的部分不會反過來碰撞降落傘，在傘艙蓋后面增加了一具直徑為1．6m 的艙蓋傘。

降落傘包需要經過靜態和動態的拉出試驗，無論是靜態試驗還是動態試驗，都必須保證其阻力小于50N。

4．3．3 GNC系統設計

EDM 的關鍵執行動作有兩個：①確定降落傘裝置開傘的時機；②發送指令并控制動力下降段的工作。這要依靠EDM 上GNC 的主要傳感器——慣性測量單元和多普勒雷達高度計來實現。

GNC 系統啟動開傘的功能主要是通過基于加速度測量的一種算法來實現。該算法簡單可靠，能夠確保降落傘裝置在正確的馬赫數-動壓條件下展開。

GNC系統控制動力下降段工作的功能主要是通過幾個特殊的驅動程序來實現。對于GNC 系統而言，最關鍵的環節是將有效傳感器的散布包含在計算結果內，EDM 相對火星表面的高度和速度都由雷達高度計獲得，但其測量精度是變化的。當EDM下降到10m 以下高度時，雷達高度計的精度就不能夠滿足任務要求了。

著陸段GNC 系統工作結束后EDM 的技術狀態指標，見表2所示［12］。

表2 著陸段GNC系統工作性能指標Table 2 Landing phase GNC performance

4．3．4 著陸系統設計

EDM 的著陸系統包括一個被動著陸裝置（可壓縮緩沖結構）和一個主動著陸裝置（液體肼單組元推進系統）。液體推進系統將保證EDM 在高度大約為1．5m 時減速至0m／s。液體推進系統組成如圖7所示。

圖7 液體推進系統組成Fig．7 EDM reaction control system configuration

著陸緩沖系統由一種層壓的可壓縮緩沖材料構成，這種材料在沖擊過程中將沖擊能量吸收后產生變形，以達到最終緩沖的目的。在反推發動機作用完成后，EDM 表面平臺將以4m／s的速度著陸，使用可壓縮緩沖材料將該速度帶來的沖擊降到最低，并承受最大40gn的沖擊過載。要實現該項功能最大的挑戰就是可壓縮緩沖材料的結構布局設計。其主要的結構構型如圖8所示。

圖8 可壓縮緩沖材料的結構構型示意圖Fig．8 EDM crushable material structure configuration

5 結束語

ExoMars 2016計劃發射任務的EDM 已經于2010年12月完成了計劃設計復核工作，EDL 的所有關鍵技術都在按照計劃逐步進行。2012年ESA完成了主要的關鍵技術試驗驗證，包含降落傘裝置的超音速風洞試驗、推進系統的熱點火試驗、多普勒雷達高度計場試驗、可壓縮緩沖平臺全尺寸試驗等。

本文通過對ExoMars計劃EDL 驗證的任務分析，明確了EDM 的氣動熱、熱防護、降落傘減速、推進制動、緩沖結構等關鍵技術內容。表明要想進一步深入開展火星探測任務的研制工作，必須結合我國現有的技術狀態，首先對上述火星探測各項關鍵技術試驗項目進行合理的規劃，并開展相關的試驗驗證，才能奠定我國火星探測任務EDL系統設計與研制的堅實基礎。

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