降落傘超聲速低動壓高空開傘試驗

王立武 房冠輝 李健 戈嗣誠 張興宇

（1 北京空間機電研究所，北京 100094）（2 中國航天科技集團有限公司航天進入、減速與著陸技術實驗室，北京 100094）

0 引言

火星是地球的近鄰行星，在太陽系內其自然環(huán)境與地球最為接近，每26個月左右便具有一次探測窗口，因此火星一直是人類深空探測的熱點。火星大氣成分以CO2為主，體積占比為95%，其表面大氣密度約為地球的1%（0.01kg/m3），表面大氣壓力約為地球的0.6%（600Pa），重力加速度約為地球的3/8（3.7m/s2）[1]。

從20 世紀60年代開始，圍繞火星是否存在生命的探測目標，人類開展了多次火星探測。根據(jù)形式的不同，火星探測可分為飛越、環(huán)繞及著陸探測，其中著陸探測是考察火星生命跡象最直接、最有效的方式：一方面由于火星具有大氣環(huán)境，在著陸火星表面過程中采用降落傘減速是一種高效可行的技術途徑；另一方面，火星的大氣又十分稀薄，留給降落傘的減速高程十分有限，因此降落傘必須盡早在超聲速、低動壓條件下展開工作，以確保著陸環(huán)節(jié)的安全可靠[2]。美國、前蘇聯(lián)、歐空局均開展了多次火星著陸探測[3-8]，其中美國在火星著陸探測上比較成功，已圓滿成功完成8 次火星著陸探測。

火星進入、減速和著陸（Entry，Descent and Landing，EDL）過程十分復雜，需要面對多項技術挑戰(zhàn)[9-10]，而降落傘減速是火星EDL 過程中的關鍵環(huán)節(jié)，其工作性能直接影響探測器著陸過程的成敗。超聲速降落傘仿真技術難度較大[11-12]，需要試驗數(shù)據(jù)支撐才能獲得準確仿真結果，因此為了保證火星著陸探測的高可靠實施，在飛行任務前必須要對降落傘的工作性能進行全面驗證。美國在“海盜號”火星探測器飛行任務前，開展了10 余次的降落傘高空開傘試驗[13-21]，模擬火星開傘條件，對降落傘進行了充分驗證，積累了豐富的試驗數(shù)據(jù)，支撐美國后續(xù)各項火星著陸探測任務的成功實施。

我國將于近期實施首次火星探測任務，開展火星全球性、綜合性的環(huán)繞探測和區(qū)域性的著陸及巡視探測。探測任務將一次實現(xiàn)“繞、落、巡”的工程目標，同時開展科學探測工作。2020年火星探測任務將是我國首次在地外天體應用降落傘減速技術，面臨超聲速、低動壓等苛刻的開傘條件，降落傘減速系統(tǒng)需要使用多項新技術，在地球環(huán)境下的高空開傘試驗可以接近火星真實開傘剖面，對降落傘開傘及工作性能進行充分驗證。

本文對我國首次火星探測降落傘減速系統(tǒng)進行了介紹，根據(jù)任務特點提出了高空開傘試驗需求，基于試驗需求論證分析了兩種高空開傘試驗的優(yōu)缺點，確定了探空火箭的高空開傘試驗技術途徑，對探空火箭試驗方法進行了分析說明，最后對試驗結果及取得的成果進行了介紹。

1 降落傘減速系統(tǒng)簡介

我國首次火星探測任務降落傘減速系統(tǒng)主要有兩個功能，一是減速，將探測器在預定高度由超聲速減至亞聲速；二是穩(wěn)定探測器姿態(tài)。

降落傘可選的減速方案包括一級減速及兩級減速。兩級減速方案的優(yōu)勢是通過多級減速降低開傘載荷，但在質量方面沒有優(yōu)勢，需要增加主傘開傘控制環(huán)節(jié)，系統(tǒng)更加復雜，為后續(xù)工作程序提供的留空時間較少。一級減速方案的優(yōu)勢是系統(tǒng)簡單，工作環(huán)節(jié)少，為后續(xù)工作程序提供的留空時間相對較長，開傘載荷可接受，因此降落傘減速方案確定為一級減速，系統(tǒng)主要產品包括降落傘及彈傘筒（見圖1）。降落傘傘型為超聲速、低動壓條件下開傘及穩(wěn)定性能較好的盤縫帶傘[22]。

進入火星過程中，降落傘減速系統(tǒng)的工作過程如圖2 所示，探測器首先通過氣動外形減速，到達預定開傘區(qū)域，降落傘將會彈出，在超聲速、低動壓條件下展開充氣，對探測器進一步減速，為著陸創(chuàng)造有利條件。

圖1 降落傘及彈傘筒產品裝配狀態(tài)Fig.1 The relative products of parachute system

圖2 降落傘減速工作流程Fig.2 The flow chart of parachute deceleration process

在超聲速飛行過程中，降落傘會出現(xiàn)“呼吸”和高頻顫振現(xiàn)象，易引起縫合部的剝離及傘衣的損傷；在低動壓條件下，傘衣內外壓差建立困難，開傘變得更加困難[23]。針對這些難點必須要創(chuàng)造真實條件進行模擬驗證。對于神舟飛船、返回式衛(wèi)星等地球返回任務，降落傘為亞聲速開傘，在飛行任務前通過運輸機空投即可模擬降落傘的真實工作剖面環(huán)境，對降落傘開傘過程及工作性能進行充分驗證。然而地球大氣與火星大氣存在較大差異，在地球條件下較難模擬火星降落傘工作剖面環(huán)境，需要在地球30km 以上空域才能模擬火星降落傘的超聲速、低動壓開傘條件，試驗系統(tǒng)十分復雜、技術難度巨大。

2 試驗環(huán)境模擬分析

大氣物理參數(shù)中大氣密度以及大氣溫度對降落傘工作有相關性影響，兩個參數(shù)直接關系到降落傘減速系統(tǒng)工作時的飛行速度、飛行馬赫數(shù)、飛行動壓等參數(shù)。火星大氣密度遠低于地球大氣密度，在地球35km區(qū)域大氣密度與火星大氣密度量級相當（見圖3）。火星大氣溫度大幅低于地球大氣溫度（見圖4），導致火星大氣聲速與地球大氣聲速有較大區(qū)別（見圖5），在地球35km 區(qū)域的大氣聲速為310m/s，而火星表面大氣聲速僅為223m/s。

圖3 火星大氣密度與地球大氣密度Fig.3 The atmospheric density of Mars and Earth

圖4 火星大氣溫度與地球大氣溫度Fig.4 The atmospheric temperature of Mars and Earth

圖5 火星大氣聲速與地球大氣聲速Fig.5 The atmospheric sonic speed of Mars and that of Earth

對于降落傘減速系統(tǒng)，飛行馬赫數(shù)及飛行動壓會影響降落傘超聲速、低動壓開傘性能以及超聲速、低動壓的減速工作特性，是降落傘減速系統(tǒng)的首要模擬條件。在準確模擬飛行馬赫數(shù)后，由于大氣聲速的不同地球高空開傘試驗模型的飛行速度約為火星探測器飛行速度的1.4 倍，較高的飛行速度對降落傘拉直過程是加嚴考核狀態(tài)，大氣密度及大氣溫度的影響已耦合在飛行馬赫數(shù)和飛行動壓中。

綜上分析，在地球環(huán)境下需要保證模擬飛行馬赫數(shù)和飛行動壓兩個參數(shù)。

3 試驗技術途徑選擇分析

由于地球環(huán)境與火星環(huán)境的巨大差異，在地球條件下較難模擬火星超聲速、低動壓的開傘條件，進行性能驗證。通過分析論證，在地球35~50km 左右高空可以模擬火星的開傘條件，但試驗實施的難度大，可供選擇的試驗技術途徑包括探空火箭平臺高空開傘試驗及氣球平臺高空開傘試驗。

探空火箭平臺高空開傘試驗方案是將降落傘安裝到火箭箭頭位置，由探空火箭將降落傘送至高空，到達一定的高度后，箭頭與探空火箭分離，自主慣性飛行，打開降落傘開傘通道，箭頭速度及高度滿足試驗條件時，彈出降落傘進行超聲速、低動壓條件下的性能驗證，圖6 為探空火箭平臺高空開傘試驗過程示意。

圖6 探空火箭平臺高空開傘試驗過程示意Fig.6 The sketch map of the parachute deployment experiments of sounding rocket

氣球平臺高空開傘試驗方案是通過氦氣球將試驗模型運至離地球表面35~50km 高空，試驗模型釋放自由下落一定安全距離后，加速發(fā)動機點火對試驗模型進行短時加速，而后試驗模型慣性飛行，當試驗模型速度及高度滿足試驗條件時，彈出降落傘進行超聲速、低密度、低動壓條件下的性能驗證。圖7 為高空氣球平臺高空開傘試驗過程示意。

圖7 高空氣球平臺高空開傘試驗過程示意Fig.7 The sketch map of the parachute deployment experiments of high-attitude balloon

經(jīng)過試驗方案設計及國內相關技術調研研究，國內探空火箭技術比較成熟，探空火箭平臺高空開傘試驗方案可以利用成熟的探空火箭技術，技術成熟度高，試驗成本相對較低。氣球平臺高空開傘試驗方案試驗模型可以模擬探測器的氣動外形，但是該方案系統(tǒng)復雜，氦氣球及試驗模型系統(tǒng)均需要新研制，國內未開展過類似試驗項目，涉及多項新技術，試驗成本高。

根據(jù)綜合比較結果，火星探測項目降落傘性能試驗驗證最終采用探空火箭平臺高空開傘試驗方案。

4 試驗方案

試驗系統(tǒng)由探空火箭、箭上測量設備、發(fā)射裝置、測發(fā)控設備、地面遙測與外測設備組成。探空火箭采用固體發(fā)動機作為動力源，由箭體結構、動力系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、遙測設備等組成。火箭總長10m，直徑750mm，起飛質量5t。箭上測量設備由2個加速度傳感器、4個拉力傳感器、2 套高清攝像機和2 套圖像記錄器組成，用于測量降落傘工作的力學環(huán)境，獲取降落傘彈傘及開傘過程圖像。發(fā)射裝置是探空火箭發(fā)射時的支撐與導向機構，用于探空火箭的起豎、回轉及定位定向。地面遙測與外測設備由遙測地面接收站、光電經(jīng)緯儀、雷達等組成，遙測地面接收站用于完成探空火箭飛行過程中箭上遙測信號的接收、存儲和處理，光電經(jīng)緯儀及雷達用于探空火箭飛行過程外彈道測量。探空火箭平臺高空開傘試驗系統(tǒng)，如圖8 所示。

圖8 探空火箭平臺高空開傘試驗系統(tǒng)組成Fig.8 The system composition of the parachute deployment of sounding rocket

試驗系統(tǒng)工作過程如圖9 所示，每次試驗前將降落傘開傘馬赫數(shù)、動壓等信息裝定至探空火箭控制系統(tǒng)，探空火箭點火后按照設計彈道飛行，65s 左右達到頭體分離條件，箭頭與箭體分離，裝有降落傘減速系統(tǒng)的箭頭繼續(xù)向上飛行，并實時判斷飛行馬赫數(shù)與動壓，當滿足開傘條件時（80s 左右），彈出降落傘，對超聲速、低動壓條件下對降落傘減速系統(tǒng)工作性能進行驗證，最終降落傘攜帶箭頭著陸。在此過程中通過圖像測量設備、拉力傳感器等對降落傘開傘過程、開傘載荷等關鍵信息進行記錄。

圖9 探空火箭平臺高空開傘試驗過程示意Fig.9 The sketch map of the parachute deployment experiments process of sounding rocket

為充分驗證降落傘減速系統(tǒng)性能，高空開傘試驗設計了4個工況，見表1，分別對標稱及高馬赫數(shù)工況進行驗證，其中工況1 和工況2 為重復性試驗。探空火箭飛行過程中可以直接測量高度和速度信息，為便于開傘控制準確實施，將馬赫數(shù)和動壓范圍轉化為高度和速度區(qū)間，見圖10。在飛行過程中，開傘控制策略將會保證開傘條件落入指定目標區(qū)間范圍內，從而保證達到試驗目標。

表1 四次試驗開傘目標區(qū)域Tab.1 The parachute deployment objects of the four experiments

圖10 四次試驗開傘高度及速度區(qū)域Fig.10 The parachute deployment attitude and velocity region for the four experiments

5 試驗結果

2018年4 月降落傘減速系統(tǒng)成功進行了4 次高空開傘試驗，試驗系統(tǒng)按照預定設計程序實施，降落傘減速系統(tǒng)工作正常，最大開傘馬赫數(shù)達到2.5，實現(xiàn)了充分驗證目標。同時降落傘開傘工作高度提升至54.3km（見圖11），降落傘開傘速度達到809m/s（見圖12），與以往10km 以內對流層使用空域相比，將降落傘使用空間擴展至地球臨近空間，提升了降落傘減速系統(tǒng)應用范圍，為地球臨近空間留空任務提供了新的解決方案。

圖11 四次試驗高度時間曲線（工況1 與工況2 曲線重合）Fig.11 The attitude-time curve of the four experiment（condition 1 and condition 2 are overlapped）

圖12 四次試驗速度時間曲線（工況1 與工況2 曲線重合）Fig.12 The velocity-time curve of the four experiment（condition 1 and condition 2 are overlapped）

6 結束語

降落傘減速系統(tǒng)是火星著陸探測的關鍵環(huán)節(jié)，需要通過高空開傘試驗對降落傘減速系統(tǒng)進行全面驗證。本文首先對火星探測降落傘減速系統(tǒng)的難點進行了總結，對高空開傘試驗驗證的必要性進行了分析；其次對降落傘減速系統(tǒng)高空開傘試驗的技術途徑進行了分析比較，確定了探空火箭平臺的成熟技術方案；最后對試驗方案進行了說明，對試驗實施結果進行了總結。

高空開傘試驗的成功實施對降落傘減速系統(tǒng)進行了充分驗證，獲取了豐富的數(shù)據(jù)，支撐了火星著陸探測任務，并對其它任務降落傘的超聲速低動壓試驗可以提供有益參考；同時將降落傘技術的應用領域擴展地球臨近空間，可以為臨近空間任務提供基于降落傘技術的解決方案。