趙鵬越，全齊全，鄧宗全，陳水添，楊婷婷

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

0 引 言

火星在太陽(yáng)系中與地球相鄰并具有與地球相似的物理體積及地形地貌，完整地記錄了太陽(yáng)系50億年中行星的誕生與演變歷程，因此火星探測(cè)對(duì)拓展人類的生存空間、探索生命起源具有重要意義[1-2]。目前，世界范圍內(nèi)共實(shí)施了42次火星探測(cè)任務(wù)，超過90%的探測(cè)任務(wù)未能完成預(yù)定目標(biāo)，即使成功著陸的火星車也面臨陷入沙坑或出現(xiàn)故障的風(fēng)險(xiǎn)。20世紀(jì)前蘇聯(lián)與美國(guó)先后發(fā)射了火星探測(cè)器，但都未能完成對(duì)火星的探測(cè)任務(wù)，21世紀(jì)美國(guó)再次發(fā)射了核動(dòng)力火星車好奇號(hào)并獲取了較全面的火星環(huán)境數(shù)據(jù)。科研人員發(fā)現(xiàn)火星存在稀薄的大氣，這使研制用于協(xié)助火星車在火星大氣環(huán)境下工作的火星無(wú)人機(jī)成為可能并受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注[3]。

目前，國(guó)外研制的火星飛行器主要包括浮空氣球[4]、固定翼(ARES)[5]、旋翼[6]與撲翼[7]四類。浮空氣球研究較早且功能有限，未被深入研究。ARES無(wú)人機(jī)僅能一次性飛行且獲取圖像分辨率較低。而旋翼式與撲翼式無(wú)人機(jī)被定位于協(xié)助火星車的空中探測(cè)平臺(tái)。旋翼式火星無(wú)人機(jī)作為空中探測(cè)平臺(tái)對(duì)火星探測(cè)任務(wù)具有重要的意義[8-9]，主要體現(xiàn)在：1)無(wú)人機(jī)的高飛行速率能夠極大地提升火星探測(cè)的速度與效率；2)無(wú)人機(jī)的廣度探測(cè)能夠擴(kuò)展火星漫游車的探測(cè)范圍，避免火星車進(jìn)入沙坑等危險(xiǎn)區(qū)域；3)無(wú)人機(jī)的局部探測(cè)能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)火星漫游車難以到達(dá)區(qū)域進(jìn)行深度研究；4)無(wú)人機(jī)定點(diǎn)著陸探測(cè)能夠輔助火星車完成火星多點(diǎn)采樣任務(wù)。

苛刻的火星環(huán)境對(duì)火星無(wú)人機(jī)技術(shù)研究具有極大的挑戰(zhàn)?；鹦谴髿饷芏葍H為地球大氣密度的1/70，此時(shí)低雷諾數(shù)飛行條件導(dǎo)致的黏性效應(yīng)與流場(chǎng)分離現(xiàn)象將對(duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生巨大影響[10]?；鹦堑乇泶嬖诖罅慷盖偷沫h(huán)形山，這要求無(wú)人機(jī)具有合適的飛行高度?；鹦堑乇泶嬖诜磸?fù)無(wú)常的火星風(fēng)、塵暴，風(fēng)速為2-7 m/s，地形交界處甚至達(dá)到50 m/s[11]，這要求無(wú)人機(jī)能夠快速地對(duì)變化的飛行環(huán)境進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整[12]?；鹦菚円辜八募镜乇頊囟茸兓黠@，夏季平均溫度為-60 ℃，冬季平均溫度為-120 ℃。低溫使火星聲速僅為地球的72%，這導(dǎo)致無(wú)人機(jī)槳葉邊緣處于高馬赫數(shù)狀態(tài)并易產(chǎn)生空氣壓縮效應(yīng)與激波振蕩?；鹦潜砻娉尸F(xiàn)多坑地貌，存在大量凸起的環(huán)形壁壘、高山與峽谷，這要求火星無(wú)人機(jī)能夠在復(fù)雜多變的地表完成起降[13]。

本文基于國(guó)際上已有的旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究成果，分析了各無(wú)人機(jī)方案的特點(diǎn)與存在的不足。同時(shí)，對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)仿真成果、實(shí)驗(yàn)研究成果、飛行控制方案與系統(tǒng)集成方案進(jìn)行總結(jié)，基于現(xiàn)階段旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究進(jìn)展對(duì)火星無(wú)人機(jī)研制的瓶頸進(jìn)行探討。

1 旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究進(jìn)展

目前，在火星旋翼式無(wú)人機(jī)的研究中，美國(guó)學(xué)者對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)的垂直起降特性(Vertical take-off and landing, VTOL)[14]與無(wú)人機(jī)的可行性進(jìn)行了深入研究，而歐洲學(xué)者則對(duì)無(wú)人機(jī)的高分辨率影像獲取、火星巖石樣本采集、高風(fēng)險(xiǎn)的探測(cè)任務(wù)執(zhí)行等功能進(jìn)行了大量研究。下文整理了各科研機(jī)構(gòu)在旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)方面的研究成果。

1.1 美國(guó)埃姆斯研究中心

2001年，美國(guó)埃姆斯研究中心論證了利用旋翼式無(wú)人機(jī)VTOL特性探測(cè)崎嶇的火星表面的可行性，研究了無(wú)人機(jī)輕質(zhì)結(jié)構(gòu)、新型動(dòng)力系統(tǒng)、自主飛行等關(guān)鍵技術(shù)，并預(yù)測(cè)了質(zhì)量10-50 kg無(wú)人機(jī)的旋翼轉(zhuǎn)速、飛行效率和工作時(shí)間[15]。2002年，埃姆斯研究中心基于四槳葉獨(dú)立轉(zhuǎn)子在模擬火星密度環(huán)境中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，分析并優(yōu)化了無(wú)人機(jī)旋翼的翼型結(jié)構(gòu)、弦長(zhǎng)和翼展參數(shù)，提升了旋翼在低雷諾數(shù)條件下的空氣動(dòng)力學(xué)性能，并研制了TAMS系列共軸旋翼式無(wú)人機(jī)[16]。2005年，埃姆斯研究中心研究了最大飛行范圍為500 km、最大總質(zhì)量為2500 kg的一系列無(wú)人機(jī)的可行性，最終認(rèn)為研制一種由火星漫游車釋放用于協(xié)助火星漫游車完成探測(cè)任務(wù)的小型旋翼式無(wú)人機(jī)具有更大的意義，并預(yù)測(cè)無(wú)人機(jī)飛行的雷諾數(shù)小于8×105，馬赫數(shù)小于0.7[17]。

2005年，埃姆斯研究中心與蘭利研究中心合作，提出了多種火星無(wú)人機(jī)的釋放方案，并對(duì)不同類型的火星無(wú)人機(jī)的最大飛行升力、總質(zhì)量、動(dòng)力來(lái)源、機(jī)械效率、自主飛行、可靠性及懸停性能進(jìn)行充分研究，最終將固定翼式與旋翼式類無(wú)人機(jī)確定為主要研究方向[14]。

1.2 馬里蘭大學(xué)

2000年，馬里蘭大學(xué)的格索飛行器研究中心開展了共軸反槳雙旋翼火星無(wú)人機(jī)研究[18]，并在2001年研制了旋翼式火星無(wú)人機(jī)MICRO[19]。MICRO無(wú)人機(jī)采用懸停方式對(duì)環(huán)境進(jìn)行探測(cè)，懸停時(shí)間為20-30 min，并具有良好的飛行穩(wěn)定性和控制性能，其功率品質(zhì)因數(shù)(Figure of merit, FM)最大可達(dá)0.42。2003年，馬里蘭大學(xué)研制了一種質(zhì)量約為50 kg并能實(shí)時(shí)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整的大型火星無(wú)人機(jī)MARV，通過懸停實(shí)驗(yàn)評(píng)估了無(wú)人機(jī)在懸停與姿態(tài)變換過程中的動(dòng)力學(xué)性能[20]。與MICRO無(wú)人機(jī)不同，MARV的旋翼采用一種無(wú)黏性不可壓葉片設(shè)計(jì)法設(shè)計(jì)，使旋翼表面具有低馬赫數(shù)分布，保證了旋翼系統(tǒng)的動(dòng)力性能并使MARV具有10.8 kg的有效載荷，能夠在25 km范圍內(nèi)飛行39 min并能懸停1 min。隨后馬里蘭大學(xué)基于埃姆斯研究中心在模擬火星大氣密度下的轉(zhuǎn)子懸停實(shí)驗(yàn)結(jié)果，研究了雷諾數(shù)、馬赫數(shù)及旋翼結(jié)構(gòu)對(duì)旋翼系統(tǒng)FM的影響，發(fā)現(xiàn)選擇合適的翼型并提高雷諾數(shù)能夠使FM值由0.34增大至0.6，最終論證并研制了質(zhì)量為200 g的共軸旋翼式火星無(wú)人機(jī)Microrotorcraft，該無(wú)人機(jī)能夠在模擬的火星環(huán)境中飛行12-13 min[21]。

1.3 美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室

2004年，美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室對(duì)比了各類火星無(wú)人機(jī)的飛行原理、結(jié)構(gòu)形式及適應(yīng)性能，將旋翼式火星無(wú)人機(jī)列為火星無(wú)人機(jī)研究的重要方向并對(duì)該類無(wú)人機(jī)飛行的可行性、空氣動(dòng)力學(xué)特性、旋翼系統(tǒng)的懸停特性進(jìn)行了全面的研究[22]。隨后噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合馬里蘭大學(xué)、佐治亞理工等院校對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)研究，并計(jì)劃在2020年將火星無(wú)人機(jī)與火星漫游車一起發(fā)射，用于協(xié)助火星車進(jìn)行環(huán)境探測(cè)[23]。

2015年，噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室官方網(wǎng)站發(fā)布了設(shè)想的火星無(wú)人機(jī)原型JPL-2015[24]，該小型共軸旋翼式火星無(wú)人機(jī)質(zhì)量約為1 kg，翼展大小為1.1 m，位于機(jī)身下部的存儲(chǔ)區(qū)集成了控制器、通訊儀器、測(cè)控儀器、電源等系統(tǒng)設(shè)備，極大地降低了無(wú)人機(jī)質(zhì)量，使無(wú)人機(jī)能夠在模擬的火星大氣環(huán)境中完成起飛、懸停、偏轉(zhuǎn)、降落等飛行動(dòng)作，圖3為噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的原理樣機(jī)。噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室正在規(guī)劃該無(wú)人機(jī)進(jìn)行巡航偵查的控制方案，并對(duì)其載荷能力、巡航時(shí)間、懸停時(shí)間等關(guān)鍵指標(biāo)進(jìn)行研究，目前該無(wú)人機(jī)仍處于實(shí)驗(yàn)測(cè)試階段。

1.4 薩里大學(xué)

2008年，薩里大學(xué)將旋翼式無(wú)人機(jī)VTOL特性與火星探測(cè)任務(wù)結(jié)合，規(guī)劃了利用火星無(wú)人機(jī)協(xié)助火星車完成火星表面多點(diǎn)采樣的方案?；鹦锹诬囆袆?dòng)緩慢且跨越復(fù)雜地形存在極大的風(fēng)險(xiǎn)，旋翼式無(wú)人機(jī)的懸停、低速飛行、多次起降可確保無(wú)人機(jī)準(zhǔn)確地降落在探測(cè)區(qū)域采集火星土壤樣本。無(wú)人機(jī)的負(fù)載運(yùn)輸飛行可確保將土壤樣本轉(zhuǎn)移至火星漫游車，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)火星土壤信息的快速獲取[25]。2012年，薩里大學(xué)研制了一種傾斜旋翼式無(wú)人機(jī)Eye-On，該無(wú)人機(jī)質(zhì)量為15 kg，旋翼翼展達(dá)1.4 m，能夠在100 km范圍內(nèi)巡航38 min。此外，Eys-On還能夠進(jìn)行獨(dú)立的垂直或水平飛行，其水平飛行穩(wěn)定性好，但水平與垂直轉(zhuǎn)換過程中需保證無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性[26]。2016年，薩里大學(xué)研制了新一代傾斜旋翼式無(wú)人機(jī)Y4TR，該無(wú)人機(jī)采用非線性系統(tǒng)SDRE控制，可實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主巡航。一組共軸反槳旋翼置于無(wú)人機(jī)中部涵道，能夠?qū)崿F(xiàn)無(wú)人機(jī)的垂直起飛，兩組單旋翼置于無(wú)人機(jī)機(jī)頭兩側(cè)，能夠?qū)崿F(xiàn)無(wú)人機(jī)的水平飛行[27]。與Eye-On相比，Y4TR的質(zhì)量相對(duì)較大，為產(chǎn)生足夠的升力配置有三組旋翼系統(tǒng)，因而功率消耗較高，但其飛行過程不需要復(fù)雜的垂直與水平的姿態(tài)調(diào)整。

1.5 國(guó)內(nèi)的研究成果

中國(guó)科學(xué)院地球化學(xué)研究院的歐陽(yáng)自遠(yuǎn)、南京航空航天大學(xué)的陸宇平等人對(duì)于歷次火星探測(cè)任務(wù)進(jìn)行了回顧，對(duì)我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)的面臨主要科學(xué)問題進(jìn)行了闡述。南京航空航天大學(xué)的姚克明等人進(jìn)行了我國(guó)未來(lái)火星無(wú)人機(jī)探測(cè)進(jìn)行了任務(wù)規(guī)劃與建模分析，建立了火星無(wú)人機(jī)控制的非線性模型[28-29]。由于我國(guó)火星旋翼式無(wú)人機(jī)技術(shù)的研究起步較晚，目前對(duì)于火星無(wú)人機(jī)原理樣機(jī)的研制國(guó)內(nèi)仍然處于空白，相關(guān)研究文獻(xiàn)較少。各科研究機(jī)構(gòu)研制的火星無(wú)人機(jī)相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 火星無(wú)人機(jī)方案及參數(shù)Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs

2 火星無(wú)人機(jī)旋翼系統(tǒng)的氣動(dòng)特性研究

利用有限元仿真方法能夠模擬火星無(wú)人機(jī)的飛行環(huán)境，計(jì)算無(wú)人機(jī)旋翼在工作情況下表面的流場(chǎng)分布，評(píng)估旋翼在不同飛行條件下的升阻特性。該方法有助于獲取適用于火星環(huán)境的旋翼特征，描述和分析低壓流場(chǎng)中易出現(xiàn)的層流分離等現(xiàn)象，實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)旋翼的翼型與結(jié)構(gòu)的優(yōu)選。

2.1 旋翼氣動(dòng)學(xué)特性的研究

旋翼是火星旋翼式無(wú)人機(jī)飛行的升力來(lái)源，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是火星無(wú)人機(jī)研制的難點(diǎn)之一。由于搭建用于旋翼實(shí)驗(yàn)的大氣環(huán)境(包括氣體的壓力、密度、溫度、成分等)困難度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法?；谟?jì)算流體力學(xué)(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、計(jì)算速度快等優(yōu)勢(shì)，能夠快速分析無(wú)人機(jī)翼型的升阻特性、旋翼的氣動(dòng)特性及旋翼表面流場(chǎng)分布并能夠從理論的角度解釋旋翼失速、翼尖流場(chǎng)壓縮、激波振蕩等現(xiàn)象。

火星無(wú)人機(jī)翼型的仿真結(jié)果表明，在火星的低雷諾數(shù)飛行條件下，翼型對(duì)旋翼的氣動(dòng)特性具有重要的影響：非常規(guī)的曲線翼型(極薄的翼型厚度和較大的翼型弧度)能夠顯著地提升旋翼的升阻比與機(jī)械效率[30]，但極薄的翼型厚度將降低旋翼的強(qiáng)度與剛度。文獻(xiàn)[31]模擬計(jì)算了多種翼型在火星環(huán)境的升阻特性，發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)對(duì)翼型的升阻特性的影響遠(yuǎn)大于馬赫數(shù)對(duì)翼型升阻特性的影響。文獻(xiàn)[32-33]發(fā)現(xiàn)最大彎度位置為25%，彎度為5%的翼型在低雷諾數(shù)環(huán)境下具有最大升阻比。文獻(xiàn)[34]對(duì)比了六種低雷諾數(shù)翼型在火星環(huán)境下的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)E387翼型在火星大氣環(huán)境中具有更好的氣動(dòng)特性。文獻(xiàn)[35]發(fā)現(xiàn)E387翼型的結(jié)構(gòu)能夠弱化其表面流場(chǎng)的層流分離現(xiàn)象，從而在低氣壓環(huán)境下產(chǎn)生更大升力。

對(duì)火星無(wú)人機(jī)旋翼的仿真結(jié)果表明，有限元仿真方法對(duì)三維旋翼的仿真結(jié)果的準(zhǔn)確度低于二維翼型仿真結(jié)果的準(zhǔn)確度。文獻(xiàn)[36]將仿真結(jié)果與旋翼設(shè)計(jì)理論相結(jié)合，發(fā)現(xiàn)翼型的升力特性和功率特性的二維仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果具有一致性；由于層流-紊流過渡區(qū)域仿真準(zhǔn)確度低，三維仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的一致性較差?？蒲腥藛T將ARES無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性模型、飛行與姿態(tài)控制模型的仿真結(jié)果用于無(wú)人機(jī)葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提升了無(wú)人機(jī)在低氣壓環(huán)境的飛行效率。Spedding采用非黏性分析理論優(yōu)化了旋翼的邊緣結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)旋翼在低雷諾數(shù)條件下獲得了較大的升力[37]。文獻(xiàn)[38]發(fā)現(xiàn)采用結(jié)構(gòu)單元拼接的柔性槳葉能夠較好地適應(yīng)復(fù)雜變化的流場(chǎng)環(huán)境，這對(duì)火星無(wú)人機(jī)旋翼適應(yīng)火星大氣環(huán)境具有重要意義。雖然有限元仿真方法能夠很好的反應(yīng)旋翼的氣動(dòng)特性，但旋翼仿真的準(zhǔn)確度仍需進(jìn)一步提高。

2.2 旋翼表面層流分離現(xiàn)象的研究

火星無(wú)人機(jī)的旋翼在低雷諾數(shù)條件工作時(shí)，流場(chǎng)的黏性效應(yīng)將導(dǎo)致流場(chǎng)的黏性力增大至與剪切力同一量級(jí)，此時(shí)位于翼型前緣的層流邊界層壓力減小，動(dòng)量增大，邊界層下層流動(dòng)停止，從而產(chǎn)生層流分離現(xiàn)象。另外，黏性效應(yīng)將導(dǎo)致旋翼后緣流場(chǎng)由層流過渡為紊流；較高的紊流能量使位于旋翼后緣的流場(chǎng)恢復(fù)至旋翼表面，形成分離泡。層流分離將引起旋翼的失速與低頻振蕩，并嚴(yán)重影響其氣動(dòng)性能。早期火星無(wú)人機(jī)旋翼的層流分離現(xiàn)象難以得到合理的解釋[39]，但有限元仿真方法能夠用于分析層流分離、分離泡的產(chǎn)生與消失[40]等現(xiàn)象，并能夠預(yù)測(cè)層流分離的位置、分離泡的范圍[41]。

層流分離現(xiàn)象導(dǎo)致火星無(wú)人機(jī)旋翼表面產(chǎn)生層流-紊流的過渡流場(chǎng)，因此需要采用不同的模型對(duì)旋翼面不同的流場(chǎng)分別進(jìn)行仿真。此外，分離泡形成與消失位置的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)對(duì)仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性至關(guān)重要[34,42]。Koen等人利用非定長(zhǎng)時(shí)間算法對(duì)旋翼氣動(dòng)特性進(jìn)行研究并分析翼面分離泡周圍流場(chǎng)參數(shù)的變化規(guī)律[43]，其方法能夠根據(jù)分離泡周圍流場(chǎng)信息對(duì)分離泡產(chǎn)生與消失的位置進(jìn)行預(yù)測(cè)。Montelpare等人利用紅外熱成像方法分析了低雷諾數(shù)下旋翼的層流邊界分離現(xiàn)象[44]，提出了一種基于實(shí)驗(yàn)結(jié)果的分離泡預(yù)測(cè)方法。Tatineni等人對(duì)低雷諾數(shù)下多種翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，分析了多種翼型層流分離場(chǎng)的線性穩(wěn)定性，發(fā)現(xiàn)在旋翼流場(chǎng)的分離過程中，由于層流分離泡邊界層的不穩(wěn)定性,引起了周期性的渦流脫落過程,最終導(dǎo)致了旋翼流場(chǎng)的不穩(wěn)定[45]。

3 旋翼式火星無(wú)人機(jī)的控制及系統(tǒng)集成研究

鑒于火星表面飛行條件惡劣、流場(chǎng)變化劇烈且無(wú)人機(jī)性能指標(biāo)苛刻，為保證火星無(wú)人機(jī)完成火星探測(cè)任務(wù)，需解決無(wú)人機(jī)無(wú)GPS條件下的飛行控制與導(dǎo)航以及無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)集成等技術(shù)難題。

3.1 火星無(wú)人機(jī)的飛行控制及導(dǎo)航

在旋翼式火星無(wú)人機(jī)的飛行控制中，稀薄的火星大氣導(dǎo)致無(wú)人機(jī)旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化的幅度遠(yuǎn)小于在地球環(huán)境的變化幅度，因而火星無(wú)人機(jī)的飛行姿態(tài)調(diào)整過程遲緩。而火星風(fēng)、塵暴等現(xiàn)象將嚴(yán)重影響火星無(wú)人機(jī)飛行的穩(wěn)定性，這要求火星無(wú)人機(jī)對(duì)變化的環(huán)境進(jìn)行快速調(diào)整，以保證無(wú)人機(jī)的飛行安全。此外，火星無(wú)人機(jī)飛行過程無(wú)GPS導(dǎo)航，要求以火星漫游車或火星衛(wèi)星作為基站實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主導(dǎo)航。因此，火星無(wú)人機(jī)的控制方法應(yīng)在地球無(wú)人機(jī)控制方法[46-48]的基礎(chǔ)上，考慮無(wú)人機(jī)的低氣壓氣動(dòng)特性及抗環(huán)境干擾能力。

目前旋翼式火星無(wú)人機(jī)的控制主要是通過調(diào)整翼端路徑平面(Tip path plane, TPP)與無(wú)人機(jī)質(zhì)心的相對(duì)位置，實(shí)現(xiàn)火星無(wú)人機(jī)的轉(zhuǎn)向控制與姿態(tài)調(diào)整[49]。Schafroth等人[50]對(duì)比了多種無(wú)人機(jī)的轉(zhuǎn)向控制方案，采用基于飛行器模型預(yù)測(cè)控制(MPC)的非線性控制方法[51]調(diào)整無(wú)人機(jī)飛行的高度和姿態(tài)，驗(yàn)證了該控制方法的可行性并研制了muFly無(wú)人機(jī)。為了優(yōu)化第一代muFly無(wú)人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)和轉(zhuǎn)向系統(tǒng)，第二代muFly采用H∞控制[52]與協(xié)方差矩陣自適應(yīng)方法(CMA-ES)[53]實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)系統(tǒng)各組成元件的信息交互，并采用集成化方法對(duì)無(wú)人機(jī)的功能模塊進(jìn)行了質(zhì)量?jī)?yōu)化。綜上所述，火星無(wú)人機(jī)的飛行控制成果較為顯著，但無(wú)人機(jī)姿態(tài)變換響應(yīng)遲緩、無(wú)GPS自主導(dǎo)航及無(wú)人機(jī)快速響應(yīng)變化流場(chǎng)等問題仍未得到有效的解決。

3.2 火星無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)集成

旋翼式火星無(wú)人機(jī)的組成元件主要包括：1)機(jī)身，應(yīng)采用輕質(zhì)、高強(qiáng)度、使用壽命長(zhǎng)、可靠性高的材料；2)傳感元件，能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)的工作環(huán)境、飛行狀態(tài)等信息；3)控制系統(tǒng)，控制火星無(wú)人機(jī)的飛行過程并與火星漫游車通訊；4)電源，采用輕質(zhì)高電量的電源保證無(wú)人機(jī)續(xù)航能力；5)高速電機(jī)，采用輕質(zhì)的高速電機(jī)(5000 r/min以上)保證無(wú)人機(jī)旋翼的升力；6)高分辨率攝像機(jī)，拍攝火星復(fù)雜的地形。為保證無(wú)人機(jī)能夠在低壓環(huán)境飛行，無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量需盡量降低；為保證無(wú)人機(jī)具有足夠的升力，無(wú)人機(jī)的電機(jī)質(zhì)量需盡量增大；為保證無(wú)人機(jī)的續(xù)航能力，無(wú)人機(jī)的電源質(zhì)量需盡量增大。因此，在無(wú)人機(jī)的質(zhì)量分配中，電機(jī)、電源的質(zhì)量應(yīng)占主要部分，從而保證無(wú)人機(jī)的飛行升力與續(xù)航能力。此外，應(yīng)對(duì)無(wú)人機(jī)的導(dǎo)航、控制、測(cè)試等元件進(jìn)行系統(tǒng)集成，從而降低無(wú)人機(jī)總質(zhì)量。

采用系統(tǒng)集成方法能夠有效的降低火星無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量。歐洲的muFly計(jì)劃旨在研制一種智能化微型無(wú)人機(jī)，并對(duì)無(wú)人機(jī)的整體尺寸與質(zhì)量提出了嚴(yán)格要求。Bermes等人對(duì)無(wú)人機(jī)質(zhì)量分布進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)無(wú)人機(jī)質(zhì)量主要集中于執(zhí)行器(馬達(dá)、舵機(jī))與電子儀器，而通常采用的模塊化設(shè)計(jì)方法導(dǎo)致了無(wú)人機(jī)支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大[54]。隨后Bermes等人采用高精度微型傳感器與機(jī)身的結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)集成，再對(duì)各集成的結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行拼接，獲得結(jié)構(gòu)緊湊、集成度高的第二代無(wú)人機(jī)，該無(wú)人機(jī)的電子儀器質(zhì)量沒有增加而機(jī)身支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量降低了約77%[55]。第一代與第二代muFly無(wú)人機(jī)的質(zhì)量分配如表2所示。雖然這種方法極大地降低了無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量，但將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性與可靠性降低。2016年，muFly團(tuán)隊(duì)開始著手開發(fā)一種球形結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)，該無(wú)人機(jī)采用muFly無(wú)人機(jī)集成化的設(shè)計(jì)方法降低了無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)部分的質(zhì)量，同時(shí)球形結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)保證了無(wú)人機(jī)整體的剛度與可靠性[56]。該無(wú)人機(jī)豎直方向具有良好的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性，但其在飛行過程存在一定程度的質(zhì)心偏移問題。

無(wú)人機(jī)名稱機(jī)身結(jié)構(gòu)傳感器驅(qū)動(dòng)器執(zhí)行器動(dòng)力結(jié)構(gòu)電池總質(zhì)量第一代muFly16．26g14．75g19．40g20．26g12．47g12．70g95．84g第二代muFly3．79g15．45g15．00g21．42g11．95g12．70g80．31g

4 火星無(wú)人機(jī)懸停性能的實(shí)驗(yàn)研究

懸停實(shí)驗(yàn)采用無(wú)人機(jī)懸停性能測(cè)試裝置對(duì)低真空實(shí)驗(yàn)環(huán)境中的火星無(wú)人機(jī)各飛行參數(shù)進(jìn)行直接測(cè)量，從而評(píng)估無(wú)人機(jī)的懸停性能，并評(píng)價(jià)火星環(huán)境下無(wú)人機(jī)飛行的可行性。該方法能夠彌補(bǔ)仿真方法存在的模型合理性與結(jié)果準(zhǔn)確性問題，并直觀地反應(yīng)無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)性能，實(shí)現(xiàn)對(duì)火星旋翼式無(wú)人機(jī)的旋翼系統(tǒng)的氣動(dòng)力學(xué)特性評(píng)價(jià)。

4.1 火星無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)的優(yōu)勢(shì)

早期火星無(wú)人機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性主要通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行研究。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)軌蚩焖佾@取不同翼型的空氣動(dòng)力學(xué)特性，從而優(yōu)選適合火星大氣環(huán)境的翼型[57]。由于無(wú)人機(jī)旋翼沿翼展方向的流速具有梯度，而風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的被測(cè)旋翼各截面的流速相同，這導(dǎo)致風(fēng)動(dòng)實(shí)驗(yàn)僅能反映旋翼單一截面的氣動(dòng)特性。此外，由于低雷諾數(shù)環(huán)境中翼型的阻力系數(shù)較小，風(fēng)動(dòng)實(shí)驗(yàn)的洞壁效應(yīng)將導(dǎo)致翼型的阻力系數(shù)顯著增大。無(wú)人機(jī)的懸停實(shí)驗(yàn)?zāi)軌蛑苯訙y(cè)量旋翼的升阻特性與損耗功率，因而被廣泛用于評(píng)估旋翼式無(wú)人機(jī)的飛行性能[58]。旋翼在低氣壓環(huán)境產(chǎn)生的升力值遠(yuǎn)小于地球環(huán)境下的升力值，因而懸停實(shí)驗(yàn)裝置應(yīng)具有較高的測(cè)量精度與測(cè)量分辨率。目前，火星無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)裝置主要包括旋翼升力測(cè)試裝置、阻力測(cè)試裝置、扭矩測(cè)試裝置及功率測(cè)試裝置。

4.2 無(wú)人機(jī)懸停測(cè)試實(shí)驗(yàn)裝置

火星無(wú)人機(jī)的旋翼在火星大氣環(huán)境產(chǎn)生升力僅與無(wú)人機(jī)的自重在同一量級(jí)，且旋翼的升力、扭矩、功率等參數(shù)的變化速率遠(yuǎn)小于旋翼轉(zhuǎn)速的變化速率。這要求懸停測(cè)試裝置能夠直接測(cè)量旋翼升力或?qū)⑸D(zhuǎn)換為角度、位移等間接量進(jìn)行測(cè)量，并采用配重等方式抵消測(cè)量系統(tǒng)重量對(duì)結(jié)果的干擾，以提高測(cè)量裝置的準(zhǔn)確性和測(cè)量精度。因此，懸停測(cè)量裝置需具備較大的旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)整范圍，并能夠直接測(cè)旋翼升力，且具有較高的測(cè)量精度。

為了評(píng)估無(wú)人機(jī)旋翼的懸停性能，斯坦福大學(xué)的Kunz[59]基于杠桿原理設(shè)計(jì)了一種火星無(wú)人機(jī)旋翼升阻特性測(cè)量裝置。測(cè)量裝置杠桿的一端為旋翼系統(tǒng)，另一端為配重塊與應(yīng)變片。測(cè)量裝置采用配重的方式實(shí)現(xiàn)了應(yīng)變片對(duì)旋翼升力的直接測(cè)量，采用將旋翼水平安裝的方式實(shí)現(xiàn)了將旋翼產(chǎn)生的扭矩轉(zhuǎn)變換為對(duì)應(yīng)變片的應(yīng)力進(jìn)行測(cè)量。然而，測(cè)量裝置受應(yīng)變片的測(cè)量精度與杠桿的最大尺寸限制，且其軸承的摩擦和力學(xué)傳感器的動(dòng)力學(xué)性能將影響測(cè)量結(jié)果的準(zhǔn)確性。采用平衡軸代替杠桿能夠有效地提高測(cè)量精度，但測(cè)量裝置的復(fù)雜性將增大。

為了提高旋翼升力的測(cè)量精度，東京大學(xué)的Noriaki等人設(shè)計(jì)了一種鐘擺式無(wú)人機(jī)旋翼升力測(cè)試裝置[60]。該裝置將旋翼的升力大小轉(zhuǎn)變?yōu)殓姅[的擺角幅度以間接測(cè)量，將扭矩通過電機(jī)功耗進(jìn)行間接換算測(cè)量，其鐘擺的角度精度為0.01°(等價(jià)于0.25 N的升力)。Noriaki等人分析了旋翼結(jié)構(gòu)形式對(duì)升力系數(shù)和轉(zhuǎn)矩系數(shù)的影響，對(duì)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)組成及組成部分質(zhì)量分配情況進(jìn)行了可行性論證，并驗(yàn)證了總質(zhì)量為100 g的火星無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案。

4.3 無(wú)人機(jī)低氣壓懸停實(shí)驗(yàn)研究

美國(guó)宇航局的Young等人[15]對(duì)一種概念性基線轉(zhuǎn)子的低氣壓懸停性能進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)安裝角為15°，轉(zhuǎn)速為1200 r/min時(shí)，單個(gè)旋翼能在類火星大氣環(huán)境拉起10 kg的物體。隨后將旋翼轉(zhuǎn)子升力與零升力迎角關(guān)系的測(cè)量結(jié)果與旋翼理論的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)在小迎角情況下，兩者一致性較好，而在大迎角情況下，兩者數(shù)據(jù)發(fā)生明顯分離。該實(shí)驗(yàn)存在的局限性包括：1)測(cè)試的氣體為空氣，而火星大氣主要成分為CO2；2)真空室難以模擬火星的環(huán)境溫度，導(dǎo)致旋翼的馬赫數(shù)低于在火星環(huán)境下的馬赫數(shù)；3)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)的真空室被其它設(shè)備占據(jù)一定空間，導(dǎo)致旋翼尾跡空氣流動(dòng)受到其它儀器干擾。

為設(shè)計(jì)用于“2020年火星車計(jì)劃”的小型旋翼式火星無(wú)人機(jī)，馬里蘭大學(xué)研制了一種旋翼式火星無(wú)人機(jī)懸停特性測(cè)試實(shí)驗(yàn)臺(tái)[61]。 Felipe等人[62]將最初的無(wú)人機(jī)旋翼特性測(cè)量裝置布置在低氣壓罐內(nèi)進(jìn)行無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)研究，完成了小型火星無(wú)人機(jī)的原理樣機(jī)設(shè)計(jì)。隨后Robin等人[21]與美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室合作，完成了旋翼式火星無(wú)人機(jī)整體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)。原理樣機(jī)在直徑和高度均為0.91 m的真空罐內(nèi)進(jìn)行了懸停測(cè)試，其低氣壓升力、損耗功率、機(jī)械效率等指標(biāo)均滿足設(shè)計(jì)要求，實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了質(zhì)量為1 kg的火星無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案的可行性。不同研究機(jī)構(gòu)研制的火星無(wú)人機(jī)懸停性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)臺(tái)的相關(guān)參數(shù)如表3所示。

研制單位氣壓模擬裝置雷諾數(shù)范圍馬赫數(shù)范圍氣體環(huán)境溫度年份埃姆斯研究中心美國(guó)宇航局真空室37000-540000．5-0．65空氣未控制2002斯坦福大學(xué)/1000-10000<0．3空氣未控制2003東京大學(xué)大型真空罐2000-8000<0．13空氣未控制2004馬里蘭大學(xué)大型真空罐15000-300000．1-0．6空氣未控制2007馬里蘭大學(xué)大型真空罐<50000．3-0．42空氣未控制2016

5 結(jié)論與展望

旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)是加快深空探測(cè)任務(wù)進(jìn)程亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。深入了解和掌握國(guó)外已有技術(shù)對(duì)我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)的相關(guān)技術(shù)開展具有重要的參考價(jià)值。本文總結(jié)了國(guó)外各科研機(jī)構(gòu)在旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)方面取得的成果，著重分析了火星無(wú)人機(jī)低雷諾數(shù)條件下的空氣動(dòng)力學(xué)特性、無(wú)人機(jī)飛行控制與導(dǎo)航、系統(tǒng)集成方法及懸停實(shí)驗(yàn)研究的技術(shù)現(xiàn)狀。

旋翼式火星無(wú)人研制，無(wú)論在無(wú)人機(jī)的工作環(huán)境還是飛行條件方面，都與地球傳統(tǒng)的無(wú)人飛行器存在顯著的差異。其中，低雷諾數(shù)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)、低真空微重力控制技術(shù)、能源和動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)及無(wú)GPS自主飛行技術(shù)等問題都是亟待解決的瓶頸問題，是實(shí)現(xiàn)旋翼式無(wú)人機(jī)協(xié)助火星車探測(cè)的重要基礎(chǔ)。綜上所述，筆者提出如下建議：

1)依據(jù)任務(wù)特點(diǎn)選擇無(wú)人機(jī)及其探測(cè)方式。目前，受深空探測(cè)器運(yùn)載能力限制，研制由火星漫游車攜帶與釋放，用于協(xié)助火星車探測(cè)與采樣的低空微小型火星無(wú)人機(jī)具有較高的實(shí)用價(jià)值。參考國(guó)外火星無(wú)人機(jī)指標(biāo)與我國(guó)“玉兔號(hào)”月球車的相關(guān)參數(shù)，旋翼式火星無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸不應(yīng)超過200×200×200 mm3，無(wú)人機(jī)的旋翼可采用變體折疊機(jī)翼，其總質(zhì)量不應(yīng)超過1 kg。針對(duì)火星漫游車近距離的探測(cè)任務(wù)(小于5 m)，無(wú)人機(jī)可采取多位置懸停探測(cè)并對(duì)有價(jià)值區(qū)域進(jìn)行定點(diǎn)降落采樣分析；針對(duì)火星漫游車遠(yuǎn)距離的探測(cè)任務(wù)(大于5 m)，無(wú)人機(jī)可采取低速自主環(huán)繞探測(cè)，如判斷探測(cè)區(qū)有進(jìn)一步探測(cè)的價(jià)值，則引導(dǎo)火星車前往并完成近距離的探測(cè)與取樣。

2)研究火星環(huán)境下無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)?；鹦菬o(wú)人機(jī)低空飛行區(qū)別于地球大氣飛行的重要特征即為其特殊的低雷諾數(shù)高馬赫數(shù)環(huán)境。針對(duì)無(wú)人機(jī)翼型的設(shè)計(jì)，應(yīng)著重關(guān)注具有極薄翼型厚度、較大翼型弧度的非常規(guī)曲線翼型(如：E387翼型)，并研究能夠弱化低雷諾數(shù)流場(chǎng)中翼型后表面出現(xiàn)的層流泡的特殊翼型結(jié)構(gòu)；針對(duì)無(wú)人機(jī)旋翼的設(shè)計(jì)，應(yīng)著重關(guān)注具有較大弦長(zhǎng)、翼展的旋翼(如：JPL-2015無(wú)人機(jī)旋翼)，需在大量懸停性能實(shí)驗(yàn)結(jié)果基礎(chǔ)上，觀察在不同迎角、旋翼轉(zhuǎn)速等動(dòng)力學(xué)參數(shù)下無(wú)人機(jī)旋翼系統(tǒng)的空氣動(dòng)力學(xué)行為。針對(duì)無(wú)人機(jī)的外形結(jié)構(gòu)，為適應(yīng)火星漫游車狹小的運(yùn)載空間，無(wú)人機(jī)可采用充氣展開機(jī)翼、尾翼等結(jié)構(gòu)。

3)基于MEMS技術(shù)的系統(tǒng)集成。高度集成的旋翼式火星無(wú)人機(jī)對(duì)提升無(wú)人機(jī)的有效載荷能力、飛行時(shí)長(zhǎng)具有重要意義。鑒于火星車載荷能力有限，輔助火星車的無(wú)人機(jī)系統(tǒng)規(guī)模不應(yīng)過大，用于地球無(wú)人機(jī)輕小型化設(shè)計(jì)的微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)技術(shù)可極大地降低無(wú)人機(jī)的質(zhì)量。當(dāng)前國(guó)外學(xué)者采用將電子元件與機(jī)身結(jié)構(gòu)集成與拼接的方法，極大地降低了無(wú)人機(jī)質(zhì)量。此種方法將無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)部分質(zhì)量大幅度削減，但將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)剛度與可靠性的減弱。為兼具高集成度與結(jié)構(gòu)可靠性，將無(wú)人機(jī)的電子元件與具有高穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)的機(jī)身結(jié)構(gòu)集成(如：球形無(wú)人機(jī))，設(shè)計(jì)一種非常規(guī)結(jié)構(gòu)形式的無(wú)人機(jī)飛行器具有一定可行性。

4)構(gòu)建具有自主飛行的無(wú)人機(jī)控制方法。在火星探測(cè)任務(wù)中，若無(wú)人機(jī)具備一定自主能力的自反饋控制方法將極大地提升無(wú)人機(jī)針對(duì)火星不確定飛行環(huán)境的適應(yīng)能力。當(dāng)前國(guó)外學(xué)者主要采用非線性控制方法(如：H∞控制方法)實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主導(dǎo)航飛行，但該方法仍處于測(cè)試階段不適用于深空探測(cè)的高可靠性要求。此外，火星無(wú)人機(jī)無(wú)法采用GPS導(dǎo)航定位，而強(qiáng)磁計(jì)等定位設(shè)備也難以適應(yīng)火星的弱磁場(chǎng)環(huán)境。利用火星車作為基站，對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行無(wú)線定位，或采用輕質(zhì)線纜連接通訊，或基于“慣性導(dǎo)航敏感器+外測(cè)敏感器”等方式可作為無(wú)人機(jī)定位方式的選擇。

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