劉中玉, 李 齊, 魏昊功, 耿云飛

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

0 引 言

火星是人類自有文字記載以來在科學(xué)上最受關(guān)注的天體，也是近幾十年來世界各國(guó)深空探測(cè)的主要目的地，美國(guó)、歐洲、中國(guó)等國(guó)家和地球相繼公布了各自的火星探測(cè)計(jì)劃，其中包括著陸巡視任務(wù)、取樣返回任務(wù)[1-4]。2017年3月美國(guó)總統(tǒng)特朗普批準(zhǔn)NASA的2017財(cái)年預(yù)算方案，研究在2033年載人登陸火星計(jì)劃的可行性。

與掠飛、繞飛和撞擊等探測(cè)方式不同，火星表面巡視、采樣返回及未來的載人登陸任務(wù)需要實(shí)現(xiàn)火星表面軟著陸。探測(cè)器在火星表面軟著陸需要經(jīng)歷進(jìn)入、下降和著陸過程(EDL)，雖然整個(gè)EDL過程只持續(xù)6～10 min，卻是整個(gè)探測(cè)任務(wù)中最關(guān)鍵、最危險(xiǎn)的環(huán)節(jié)之一[5]。目前，全世界共已開展了43次火星探測(cè)任務(wù)，其中在火星表面著陸的15次任務(wù)中只有7次取得了完全成功，有6次是由于在EDL環(huán)節(jié)出現(xiàn)問題導(dǎo)致任務(wù)的失敗。根據(jù)EDL環(huán)節(jié)氣動(dòng)減速階段氣動(dòng)特征的不同，目前探測(cè)器進(jìn)入火星的方式可以分為彈道式和彈道升力式兩類，彈道式是指進(jìn)入過程只產(chǎn)生阻力不產(chǎn)生升力，或雖然產(chǎn)生不大的升力，但對(duì)升力的大小和方向均不加以控制和利用的進(jìn)入方式；彈道升力式是通過配置質(zhì)心的辦法，使進(jìn)入器進(jìn)入大氣層產(chǎn)生一定的升力，通過控制傾側(cè)角使探測(cè)器具有一定的機(jī)動(dòng)能力。在目前成功的7次著陸任務(wù)中，“海盜號(hào)”(Viking-1/2)、“探路者號(hào)”(Mars Pathfinder, MPF)、“漫游者號(hào)”(Mars Exploration Rover, MER-A/B)、“鳳凰號(hào)”(Phoenix)6次任務(wù)采用彈道式的進(jìn)入方式，2011年底發(fā)射的火星實(shí)驗(yàn)室(Mars Science Laboratory, MSL)采用彈道-升力式的進(jìn)入方式。

未來的火星取樣返回、載人火星登陸任務(wù)對(duì)探測(cè)器的著陸精度的要求更高，彈道式進(jìn)入高達(dá)數(shù)十公里的著陸精度無法滿足未來火星探測(cè)任務(wù)的需要[6]。與彈道式進(jìn)入方式相比，采用彈道升力式進(jìn)入方式的探測(cè)器利用升力使其按一條較平緩的軌道下降，在進(jìn)入過程中減速時(shí)間長(zhǎng)、承受的過載小，也能夠通過控制升力方向提高探測(cè)器的著陸精度[7-8]。除了2012年成功在火星著陸的MSL彈道升力式探測(cè)器，NASA也在論證利用SpaceX公司“龍飛船”等商業(yè)航天能力進(jìn)行火星采樣返回[2,4]，利用新一代的“獵戶座”飛船開展載人火星登陸任務(wù)的可能性[9]。本文以MSL、“龍飛船”和獵戶座多用途載人飛船三個(gè)彈道升力式進(jìn)入器為研究對(duì)象，比較其氣動(dòng)特性與著陸性能，并討論幾何構(gòu)型對(duì)彈道升力式進(jìn)入器性能的影響。

1 氣動(dòng)外形比較分析

與月球表面著陸任務(wù)不同，進(jìn)入火星過程可以利用火星表面的稀薄大氣降低進(jìn)入器的飛行速度，因此需要選用合適的進(jìn)入器氣動(dòng)外形，以滿足進(jìn)入過程氣動(dòng)減速和防熱的需要[10-12]。目前成功著陸火星的進(jìn)入器都采用鈍頭回轉(zhuǎn)體外形，這種外形具有構(gòu)型簡(jiǎn)單、技術(shù)成熟度高、進(jìn)入過程減速特性好等特點(diǎn)，MSL、“龍飛船”和“獵戶座”飛船都采用類似的外形。上述三種飛船大底外形、大底鈍度、后體倒錐角各不相同，氣動(dòng)特性將呈現(xiàn)出不同的特點(diǎn)。

2012年8月5日，MSL成功進(jìn)入火星大氣并成功將“好奇號(hào)”火星車釋放到火星表面。MSL是所有火星探測(cè)器中尺寸最大的，也是首個(gè)以彈道升力式進(jìn)入火星大氣的探測(cè)器。MSL飛船的迎風(fēng)大底繼承了早期“海盜號(hào)”探測(cè)器的70°鈍錐的外形方案，后體采用三段倒錐外形，防熱大底最大截面直徑為4.5 m，頭部鈍化半徑為1.125 m，探測(cè)器總高度約為2.875 m[13]。

(a) MSL

(b) 龍飛船

(c) “獵戶座”多用途載人飛船

SpaceX公司的“龍飛船”是世界上第一艘由私人公司研發(fā)的飛船，2012年5月“龍飛船”成功完成首次飛行試驗(yàn)，目前NASA正在研究以“龍飛船”為基礎(chǔ)開展火星采樣返回、火星生命探測(cè)等任務(wù)的可能性?！褒堬w船”迎風(fēng)大底采用球冠外形，其半徑約為橫截面直徑的1.6倍，后體采用15°單錐外形，艙體高度約為大底直徑0.85倍。

多用途載人飛船是NASA推出的用于代替航天飛機(jī)的新方案，主要定位于為未來空間站任務(wù)、載人小行星探測(cè)、載人火星登陸等任務(wù)提供服務(wù)。MPCV由成員艙和服務(wù)艙構(gòu)成。其中乘員艙是航天員的生活場(chǎng)所，其外形繼承了阿波羅飛船氣動(dòng)外形。MPCV飛船最大截面直徑為5.02 m，頭部鈍化半徑約為大底直徑的1.2倍，艙體高度約為大底直徑0.66倍[9]。

高超聲速進(jìn)入火星大氣過程中，飛船的氣動(dòng)力、熱特性主要受迎風(fēng)大底形狀影響，MSL大底外形充分的繼承前期Viking號(hào)探測(cè)器的大底外形[14]，“龍飛船”和MPCV的迎風(fēng)大底都采用球冠外形，其中“龍飛船”大底鈍度高于MPCV，可以有效減緩進(jìn)入過程大底的熱流密度，也可以提高飛船同迎角情況下的阻力系數(shù)和升阻比，提高進(jìn)入過程的減速效率和彈道調(diào)節(jié)能力；但頭部鈍度的增大也將影響飛船的靜穩(wěn)定性，為飛船質(zhì)心的配置帶來額外的難度。

從后體外形來看，“龍飛船”和MPCV都采用單錐外形，其中“龍飛船”的整體高度高于MSL和MPCV，其有效容積遠(yuǎn)高于MSL和MPCV；MSL和MPCV后體的倒錐角相對(duì)較大，“龍飛船”的后體倒錐角僅為15°，較大的倒錐角可以降低后體的熱流密度，但這也會(huì)帶來有效容積降低、艙內(nèi)布局和配重難度增大的問題。

2 氣動(dòng)性能比較

2.1 氣動(dòng)性能計(jì)算方法

火星表面存在大氣層，火星大氣主要由95.7%的二氧化碳、2.7%的氮?dú)夂?.6%的Ar組成。火星大氣比地球稀薄得多，相同高度下大氣壓力和密度只有地球的1%左右，其熱化學(xué)性質(zhì)更為活躍。進(jìn)入器高速進(jìn)入火星大氣過程中，由于強(qiáng)烈的激波壓縮和黏性滯止作用，使激波層溫度升高，導(dǎo)致來流產(chǎn)生熱化學(xué)非平衡效應(yīng)。

本文求解完全氣體Navier-Stokes方程，評(píng)估進(jìn)入器高速在火星大氣飛行過程的氣動(dòng)性能，通過等效比熱比方法近似反映真實(shí)氣體效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性的影響[15]。來流通過激波后，激波前后參數(shù)劇烈變化，波后氣體比熱比因波后溫度升高而降低，利用壓縮性衡量指標(biāo)，結(jié)合正激波關(guān)系式，可以獲得等效比熱比：

其中γeff為等效比熱比，η=ρ2/ρ1是激波前后的密度比。

NASA蘭利研究中心利用LAURA程序，求解化學(xué)非平衡Navier-Stokes方程，給出了Phoenix進(jìn)入器的高超聲速段的氣動(dòng)性能[16]。本文計(jì)算了來流馬赫數(shù)Ma=8.8、16、25.3，迎角分別為0°、-11°和-16°九個(gè)典型彈道點(diǎn)進(jìn)入器的氣動(dòng)性能。圖2分別給出了軸向力系數(shù)和法向力系數(shù)計(jì)算結(jié)果的對(duì)比情況，其中軸向力系數(shù)本文計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)結(jié)果最大相對(duì)偏差為0.5%，法向力系數(shù)最大相對(duì)偏差為4.9%。

圖2 Phoenix靜態(tài)氣動(dòng)力Fig.2 Static aerodynamic forces of Phoenix

2.2 進(jìn)入器氣動(dòng)性能分析

為了比較MSL、“龍飛船”和MPCV三種進(jìn)入器在火星大氣環(huán)境下的氣動(dòng)性能，對(duì)三種進(jìn)入器在典型狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬。計(jì)算狀態(tài)的飛行迎角變化范圍為0°～20°，飛行馬赫數(shù)2～20，對(duì)應(yīng)的飛行高度大約為8～40 km，基本覆蓋了進(jìn)入過程連續(xù)流區(qū)域所處的高度范圍。

圖2和圖3是計(jì)算得到典型飛行狀態(tài)(飛行馬赫數(shù)10，迎角5°)流場(chǎng)壓力系數(shù)的分布和進(jìn)入器周圍的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)來看，三種進(jìn)入器大底前均有一道較強(qiáng)的弓形激波，在流動(dòng)尾跡區(qū)內(nèi)MSL和MPCV的再壓縮波方向基本與來流方向平行，受底部回流區(qū)的影響，“龍飛船”尾跡區(qū)內(nèi)再壓縮波的方向與來流呈鈍角。

升力式探測(cè)器在進(jìn)入過程中通過調(diào)節(jié)傾側(cè)角，改變升力在鉛垂平面和水平平面內(nèi)分量的大小，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)進(jìn)入軌跡的控制，從而提高探測(cè)器的著陸精度，降低進(jìn)入過程的過載。探測(cè)器進(jìn)入過程升阻比過小，進(jìn)入過程軌跡調(diào)節(jié)能力變?nèi)?，減速過載增加，升阻比過大也會(huì)帶來飛行時(shí)間增加，縱向航程變長(zhǎng)的問題[17]。

(a) MSL

(b) 龍飛船

(c) “獵戶座”多用途載人飛船

根據(jù)探測(cè)器規(guī)模和任務(wù)的特點(diǎn)，通常彈道升力式進(jìn)入器的升阻比不超過0.5，首次以彈道升力式的進(jìn)入方式著陸火星表面的MSL的設(shè)計(jì)升阻比為0.24，對(duì)應(yīng)配平迎角為-16°[18-19]。圖4是三種進(jìn)入器的典型飛行速度條件下升阻比隨飛行迎角的變化，在0°～20°迎角范圍內(nèi)三種進(jìn)入器的升阻比隨飛行迎角線性變化。不同進(jìn)入器比較而言，達(dá)到同樣升阻比的情況下，“龍飛船”需要的迎角最大，MSL的飛行迎角最小，馬赫數(shù)10時(shí)“龍飛船”和MSL的配平迎角相差2°左右，馬赫數(shù)20時(shí)相差1°左右。三種進(jìn)入器配平狀態(tài)的主要參數(shù)如表1所示，假設(shè)三種進(jìn)入器軸向質(zhì)心位置都在x=0.3D處，要達(dá)到升阻比L/D=0.24的目標(biāo)，MPCV和“龍飛船”徑向質(zhì)心偏置距離更大，偏移距離達(dá)到0.02D以上，將增加進(jìn)入器艙內(nèi)設(shè)備布局設(shè)計(jì)的難度。

(a) Ma=10

(b) Ma=20

L/D配平迎角質(zhì)心偏置CDMPCV0.2416.0°0.0214D1.3671MSL0.2415.3°0.0175D1.4316Dragon0.2417.4°0.0225D1.3765

圖5是飛行馬赫數(shù)10時(shí)三種探測(cè)器的軸向力系數(shù)、法向力系數(shù)和質(zhì)心俯仰力矩系數(shù)隨飛行迎角的變化情況。在進(jìn)入過程中，進(jìn)入器的軸向力系數(shù)是對(duì)阻力系數(shù)貢獻(xiàn)最大的氣動(dòng)力。在迎角0°情況下，MSL的軸向力系數(shù)遠(yuǎn)高于“龍飛船”和MPCV，隨著迎角的增大軸向力逐漸降低，MSL軸向力系數(shù)隨迎角變化曲線斜率高于“龍飛船”和MPCV。通過調(diào)節(jié)質(zhì)心在徑向的偏置距離，可以調(diào)節(jié)進(jìn)入過程進(jìn)入器的配平迎角，保證進(jìn)入器能夠以設(shè)計(jì)的升力系數(shù)在火星大氣層飛行[21]。質(zhì)心偏置后，法向力系數(shù)是對(duì)俯仰力矩貢獻(xiàn)做大的氣動(dòng)力分量，計(jì)算結(jié)果表明三種進(jìn)入器的法向力系數(shù)隨迎角的增大近似線性增加，同樣迎角條件下“龍飛船”的法向力系數(shù)最大，而MSL的法向力系數(shù)最小。

圖5 氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角變化(Ma=10)Fig.5 Variation of aerodynamic coefficients with the angle of attack(Ma=10)

彈道系數(shù)是另外一個(gè)影響探測(cè)器著陸精度的重要因素。以較高的彈道系數(shù)進(jìn)入火星大氣，大氣對(duì)探測(cè)器的減速效率降低，開傘點(diǎn)需要更高的大氣密度，導(dǎo)致開傘馬赫數(shù)增大和開傘高度降低的結(jié)果。對(duì)于質(zhì)量和外形確定的探測(cè)器來說，進(jìn)入過程的彈道系數(shù)由阻力系數(shù)決定。計(jì)算結(jié)果表明，探測(cè)器規(guī)模一致的情況下，MSL飛船的彈道系數(shù)更小，“龍飛船”和MPCV的彈道系數(shù)水平大致相當(dāng)。

從三種進(jìn)入器的氣動(dòng)特性的比較來看，同樣飛行狀態(tài)下MSL的阻力系數(shù)更大，彈道系數(shù)更小。在軸向質(zhì)心位置相同的情況下，為了達(dá)到同樣的升阻比，MPCV和“龍飛船”需要更大質(zhì)心偏置代價(jià)。意味著在解決配平迎角導(dǎo)致的開傘迎角保證、質(zhì)心偏置情況下彈傘、開傘、大底分離、背罩分離等問題時(shí)，對(duì)敏感器選型、推力器設(shè)計(jì)、整器構(gòu)型布局和分離機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)等方面有更高的要求。

3 進(jìn)入軌跡分析

氣動(dòng)外形的不同決定了飛行器具有不同的氣動(dòng)特性和進(jìn)入軌跡和開傘條件，最終影響進(jìn)入器的著陸精度。為了研究不同進(jìn)入器進(jìn)入過程的特點(diǎn)，利用彈道仿真程序分析了三種進(jìn)入器的進(jìn)入軌跡。為了研究幾何外形帶來的氣動(dòng)特性不同對(duì)進(jìn)入過程的影響，仿真分析過程中三種進(jìn)入器的最大截面直徑統(tǒng)一取為4.5 m，進(jìn)入質(zhì)量3200 kg。進(jìn)入器進(jìn)入火星大氣層的高度為128.5 km，進(jìn)入角為-13°，初始進(jìn)入速度為5.8 km/s。當(dāng)前仿真設(shè)置最低開傘高度為6 km，開傘速度為1.8馬赫數(shù)。

圖6是三種進(jìn)入器進(jìn)入過程的速度-高度曲線?；鹦谴髿獬煞忠远趸紴橹?，相同高度下火星大氣的壓力和密度只有地球的1%左右，在45 km以上的高度火星稀薄大氣產(chǎn)生的氣動(dòng)力較小，進(jìn)入器飛行速度基本保持不變。進(jìn)入過程的主要減速階段發(fā)生在20 km至45 km的高度范圍內(nèi)，速度減少量約為4800 m/s。

圖6 進(jìn)入過程速度-高度曲線Fig.6 Speed-height profile

標(biāo)稱條件下三種進(jìn)入器進(jìn)入過程速度、高度、過載和熱流隨時(shí)間的變化曲線如圖7所示,從125 km高度進(jìn)入火星大氣開始，最大過載時(shí)刻出現(xiàn)在105 s，進(jìn)入后前200 s的時(shí)間范圍內(nèi)進(jìn)入器都處于高超聲速飛行狀態(tài)。MPCV后體倒錐角較大，可達(dá)到更高的升阻比，馬赫數(shù)5左右飛行速度下，配平迎角達(dá)到18.3°，升阻比達(dá)到0.27，遠(yuǎn)高于其他兩種進(jìn)入器0.23～0.24左右的配平升阻比，由此導(dǎo)致進(jìn)入彈道在30km左右高度上發(fā)生小幅跳躍，總飛行時(shí)間達(dá)到約380 s，高于MSL和龍飛船約180 s的飛行時(shí)間。

減速過程的氣動(dòng)熱環(huán)境是進(jìn)入器設(shè)計(jì)需要考慮的另一關(guān)鍵因素。本文討論的情況進(jìn)入器飛行速度較低，且火星大氣稀薄，氣動(dòng)熱環(huán)境分析忽略輻射熱，采用Lees工程算法計(jì)算進(jìn)入器迎風(fēng)大底的駐點(diǎn)熱流?；鹦沁M(jìn)入MSL迎風(fēng)大底頭部半徑較小，進(jìn)入過程迎風(fēng)大底的最大駐點(diǎn)熱流密度約為0.53 MW/m2，是“龍飛船”和MPCV最大駐點(diǎn)熱流密度的兩倍以上，意味著進(jìn)入器熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)需要付出更大的代價(jià)。

(a) 速度-時(shí)間曲線

(b) 高度-時(shí)間曲線

(c) 過載-時(shí)間曲線

(d) 熱流-時(shí)間曲線

進(jìn)入器進(jìn)入火星大氣過程的飛行姿態(tài)和飛行軌跡受分離點(diǎn)姿態(tài)、位置偏差、進(jìn)入器質(zhì)量特性偏差、火星大氣密度偏差、氣動(dòng)系數(shù)偏差等多方面因素影響。為了分析參數(shù)偏差對(duì)開傘狀態(tài)的影響，考慮氣動(dòng)參數(shù)偏差、進(jìn)入姿態(tài)偏差和進(jìn)入器質(zhì)量偏差，利用蒙特卡洛對(duì)三種進(jìn)入器進(jìn)入過程各進(jìn)行了500次仿真，開傘參數(shù)的統(tǒng)計(jì)結(jié)果如表2所示。

表2 開傘參數(shù)蒙特卡洛仿真結(jié)果統(tǒng)計(jì)Table 2 Statistical results of parachute deploy parameters

圖8到圖10是三種進(jìn)入器開傘高度和開傘動(dòng)壓的分布情況。從仿真結(jié)果來看，三種進(jìn)入器的開傘高度集中在7 km高度附近，其中MPCV6.83 km的開傘高度是最低的；MSL和MPCV的開傘動(dòng)壓約在1100～1200 Pa附近，而“龍飛船”的開傘動(dòng)壓相對(duì)較低，為839.1 Pa。從開傘參數(shù)的離散程度來看，三種進(jìn)入器的開傘高度的分布相對(duì)集中，其中MSL開傘高度0.19 km的均方差是最大的；MPCV開傘動(dòng)壓的均方差是三者中最大的，達(dá)到106.1 Pa。

(a) 開傘高度

(b) 開傘動(dòng)壓

(a) 開傘高度

(b) 開傘動(dòng)壓

(a) 開傘高度

(b) 開傘動(dòng)壓

進(jìn)入器經(jīng)過氣動(dòng)減速后，往往需要通過傘系減速的方式進(jìn)一步降低飛行速度。開傘動(dòng)壓和開傘高度是減速傘系設(shè)計(jì)的關(guān)鍵參數(shù)：同樣開傘高度下，開傘動(dòng)壓散布范圍增大，引起開傘載荷變化范圍增大，為了保證減速傘系的安全性，不得不提高減速傘的強(qiáng)度。

4 結(jié) 論

彈道-升力式的進(jìn)入方式在進(jìn)入過程中減速時(shí)間長(zhǎng)、承受的過載小，也能夠通過控制升力方向提高探測(cè)器的著陸精度，是未來火星采樣返回、載人火星登陸任務(wù)中的理想進(jìn)入方式。

通過對(duì)MSL、“龍飛船”和獵戶座多用途載人飛船三個(gè)升力式進(jìn)入器的氣動(dòng)特性與著陸性能的比較來看，MSL的70°鈍錐前體在進(jìn)入過程中可以提供更高的阻力系數(shù)和更小的配平迎角，但與球冠大底相比MSL的鈍錐大底也面臨著更嚴(yán)酷的熱環(huán)境；同樣的進(jìn)入條件的前提下，三種進(jìn)入器進(jìn)入過程的最大過載相差不大，MSL的最大駐點(diǎn)熱流密度約為其他兩種進(jìn)入器的兩倍；三種進(jìn)入器的開傘高度相差不大，“龍飛船”的開傘動(dòng)壓相對(duì)較低。與其他兩種進(jìn)入器相比，“龍飛船”最大的優(yōu)勢(shì)在于艙內(nèi)有效容積高，能夠?yàn)槲磥淼幕鹦侨蝿?wù)提供更大的載荷承載能力，降低艙內(nèi)布局的配置難度。

大底的熱環(huán)境決定了防熱結(jié)構(gòu)重量，是影響進(jìn)入器質(zhì)量分配的重要因素。后續(xù)需要進(jìn)一步分析三種飛船大底和肩部的熱流分布，同時(shí)大底上流動(dòng)轉(zhuǎn)捩會(huì)引起熱流大幅增加，火星大氣環(huán)境轉(zhuǎn)捩判據(jù)的選取和轉(zhuǎn)捩熱環(huán)境分析是后續(xù)工作中需要重點(diǎn)研究的問題。超聲速減速傘在低密度流動(dòng)環(huán)境中展開需要滿足一定的開傘條件，不同外形的進(jìn)入器具有不同的動(dòng)態(tài)特性，進(jìn)入器在開傘前的姿態(tài)分析和相應(yīng)的控制策略也是后續(xù)工作的需要研究的問題。