0 引言

火星是人类自有文字记载以来在科学上最受关注的天体，也是近几十年来世界各国深空探测的主要目的地，美国、欧洲、中国等国家和地球相继公布了各自的火星探测计划，其中包括着陆巡视任务、取样返回任务^[1-4]。2017年3月美国总统特朗普批准NASA的2017财年预算方案，研究在2033年载人登陆火星计划的可行性。

与掠飞、绕飞和撞击等探测方式不同，火星表面巡视、采样返回及未来的载人登陆任务需要实现火星表面软着陆。探测器在火星表面软着陆需要经历进入、下降和着陆过程(EDL)，虽然整个EDL过程只持续6~10 min，却是整个探测任务中最关键、最危险的环节之一^[5]。目前，全世界共已开展了43次火星探测任务，其中在火星表面着陆的15次任务中只有7次取得了完全成功，有6次是由于在EDL环节出现问题导致任务的失败。根据EDL环节气动减速阶段气动特征的不同，目前探测器进入火星的方式可以分为弹道式和弹道升力式两类，弹道式是指进入过程只产生阻力不产生升力，或虽然产生不大的升力，但对升力的大小和方向均不加以控制和利用的进入方式；弹道升力式是通过配置质心的办法，使进入器进入大气层产生一定的升力，通过控制倾侧角使探测器具有一定的机动能力。在目前成功的7次着陆任务中，“海盗号”(Viking-1/2)、“探路者号”(Mars Pathfinder, MPF)、“漫游者号”(Mars Exploration Rover, MER-A/B)、“凤凰号”(Phoenix)6次任务采用弹道式的进入方式，2011年底发射的火星实验室(Mars Science Laboratory, MSL)采用弹道-升力式的进入方式。

未来的火星取样返回、载人火星登陆任务对探测器的着陆精度的要求更高，弹道式进入高达数十公里的着陆精度无法满足未来火星探测任务的需要^[6]。与弹道式进入方式相比，采用弹道升力式进入方式的探测器利用升力使其按一条较平缓的轨道下降，在进入过程中减速时间长、承受的过载小，也能够通过控制升力方向提高探测器的着陆精度^[7-8]。除了2012年成功在火星着陆的MSL弹道升力式探测器，NASA也在论证利用SpaceX公司“龙飞船”等商业航天能力进行火星采样返回^{[2, 4]}，利用新一代的“猎户座”飞船开展载人火星登陆任务的可能性^[9]。本文以MSL、“龙飞船”和猎户座多用途载人飞船三个弹道升力式进入器为研究对象，比较其气动特性与着陆性能，并讨论几何构型对弹道升力式进入器性能的影响。

1 气动外形比较分析

与月球表面着陆任务不同，进入火星过程可以利用火星表面的稀薄大气降低进入器的飞行速度，因此需要选用合适的进入器气动外形，以满足进入过程气动减速和防热的需要^[10-12]。目前成功着陆火星的进入器都采用钝头回转体外形，这种外形具有构型简单、技术成熟度高、进入过程减速特性好等特点，MSL、“龙飞船”和“猎户座”飞船都采用类似的外形。上述三种飞船大底外形、大底钝度、后体倒锥角各不相同，气动特性将呈现出不同的特点。

2012年8月5日，MSL成功进入火星大气并成功将“好奇号”火星车释放到火星表面。MSL是所有火星探测器中尺寸最大的，也是首个以弹道升力式进入火星大气的探测器。MSL飞船的迎风大底继承了早期“海盗号”探测器的70°钝锥的外形方案，后体采用三段倒锥外形，防热大底最大截面直径为4.5 m，头部钝化半径为1.125 m，探测器总高度约为2.875 m^[13]。

SpaceX公司的“龙飞船”是世界上第一艘由私人公司研发的飞船，2012年5月“龙飞船”成功完成首次飞行试验，目前NASA正在研究以“龙飞船”为基础开展火星采样返回、火星生命探测等任务的可能性。“龙飞船”迎风大底采用球冠外形，其半径约为横截面直径的1.6倍，后体采用15°单锥外形，舱体高度约为大底直径0.85倍。

多用途载人飞船是NASA推出的用于代替航天飞机的新方案，主要定位于为未来空间站任务、载人小行星探测、载人火星登陆等任务提供服务。MPCV由成员舱和服务舱构成。其中乘员舱是航天员的生活场所，其外形继承了阿波罗飞船气动外形。MPCV飞船最大截面直径为5.02 m，头部钝化半径约为大底直径的1.2倍，舱体高度约为大底直径0.66倍^[9]。

高超声速进入火星大气过程中，飞船的气动力、热特性主要受迎风大底形状影响，MSL大底外形充分的继承前期Viking号探测器的大底外形^[14]，“龙飞船”和MPCV的迎风大底都采用球冠外形，其中“龙飞船”大底钝度高于MPCV，可以有效减缓进入过程大底的热流密度，也可以提高飞船同迎角情况下的阻力系数和升阻比，提高进入过程的减速效率和弹道调节能力；但头部钝度的增大也将影响飞船的静稳定性，为飞船质心的配置带来额外的难度。

从后体外形来看，“龙飞船”和MPCV都采用单锥外形，其中“龙飞船”的整体高度高于MSL和MPCV，其有效容积远高于MSL和MPCV；MSL和MPCV后体的倒锥角相对较大，“龙飞船”的后体倒锥角仅为15°，较大的倒锥角可以降低后体的热流密度，但这也会带来有效容积降低、舱内布局和配重难度增大的问题。

2 气动性能比较 2.1 气动性能计算方法

火星表面存在大气层，火星大气主要由95.7%的二氧化碳、2.7%的氮气和1.6%的Ar组成。火星大气比地球稀薄得多，相同高度下大气压力和密度只有地球的1%左右，其热化学性质更为活跃。进入器高速进入火星大气过程中，由于强烈的激波压缩和黏性滞止作用，使激波层温度升高，导致来流产生热化学非平衡效应。

本文求解完全气体Navier-Stokes方程，评估进入器高速在火星大气飞行过程的气动性能，通过等效比热比方法近似反映真实气体效应对气动特性的影响^[15]。来流通过激波后，激波前后参数剧烈变化，波后气体比热比因波后温度升高而降低，利用压缩性衡量指标，结合正激波关系式，可以获得等效比热比：

$ {\gamma _{{\rm{eff}}}} = \frac{{\eta + 1}}{{\eta {\rm{ - }}1}}{\rm{ - }}\frac{{2\eta }}{{\left( {\eta {\rm{ - }}1} \right)Ma_\infty ^2}} $

其中γ_eff为等效比热比，η=ρ₂/ρ₁是激波前后的密度比。

NASA兰利研究中心利用LAURA程序，求解化学非平衡Navier-Stokes方程，给出了Phoenix进入器的高超声速段的气动性能^[16]。本文计算了来流马赫数Ma=8.8、16、25.3，迎角分别为0°、-11°和-16°九个典型弹道点进入器的气动性能。图 2分别给出了轴向力系数和法向力系数计算结果的对比情况，其中轴向力系数本文计算结果与文献结果最大相对偏差为0.5%，法向力系数最大相对偏差为4.9%。

2.2 进入器气动性能分析

为了比较MSL、“龙飞船”和MPCV三种进入器在火星大气环境下的气动性能，对三种进入器在典型状态下的气动特性进行了数值模拟。计算状态的飞行迎角变化范围为0°~20°，飞行马赫数2~20，对应的飞行高度大约为8~40 km，基本覆盖了进入过程连续流区域所处的高度范围。

图 2和图 3是计算得到典型飞行状态(飞行马赫数10，迎角5°)流场压力系数的分布和进入器周围的流场结构。从流场结构来看，三种进入器大底前均有一道较强的弓形激波，在流动尾迹区内MSL和MPCV的再压缩波方向基本与来流方向平行，受底部回流区的影响，“龙飞船”尾迹区内再压缩波的方向与来流呈钝角。

升力式探测器在进入过程中通过调节倾侧角，改变升力在铅垂平面和水平平面内分量的大小，可以实现对进入轨迹的控制，从而提高探测器的着陆精度，降低进入过程的过载。探测器进入过程升阻比过小，进入过程轨迹调节能力变弱，减速过载增加，升阻比过大也会带来飞行时间增加，纵向航程变长的问题^[17]。

根据探测器规模和任务的特点，通常弹道升力式进入器的升阻比不超过0.5，首次以弹道升力式的进入方式着陆火星表面的MSL的设计升阻比为0.24，对应配平迎角为-16°^[18-19]。图 4是三种进入器的典型飞行速度条件下升阻比随飞行迎角的变化，在0°~20°迎角范围内三种进入器的升阻比随飞行迎角线性变化。不同进入器比较而言，达到同样升阻比的情况下，“龙飞船”需要的迎角最大，MSL的飞行迎角最小，马赫数10时“龙飞船”和MSL的配平迎角相差2°左右，马赫数20时相差1°左右。三种进入器配平状态的主要参数如表 1所示，假设三种进入器轴向质心位置都在x=0.3D处，要达到升阻比L/D=0.24的目标，MPCV和“龙飞船”径向质心偏置距离更大，偏移距离达到0.02D以上，将增加进入器舱内设备布局设计的难度。

图 5是飞行马赫数10时三种探测器的轴向力系数、法向力系数和质心俯仰力矩系数随飞行迎角的变化情况。在进入过程中，进入器的轴向力系数是对阻力系数贡献最大的气动力。在迎角0°情况下，MSL的轴向力系数远高于“龙飞船”和MPCV，随着迎角的增大轴向力逐渐降低，MSL轴向力系数随迎角变化曲线斜率高于“龙飞船”和MPCV。通过调节质心在径向的偏置距离，可以调节进入过程进入器的配平迎角，保证进入器能够以设计的升力系数在火星大气层飞行^[20]。质心偏置后，法向力系数是对俯仰力矩贡献做大的气动力分量，计算结果表明三种进入器的法向力系数随迎角的增大近似线性增加，同样迎角条件下“龙飞船”的法向力系数最大，而MSL的法向力系数最小。

弹道系数是另外一个影响探测器着陆精度的重要因素。以较高的弹道系数进入火星大气，大气对探测器的减速效率降低，开伞点需要更高的大气密度，导致开伞马赫数增大和开伞高度降低的结果。对于质量和外形确定的探测器来说，进入过程的弹道系数由阻力系数决定。计算结果表明，探测器规模一致的情况下，MSL飞船的弹道系数更小，“龙飞船”和MPCV的弹道系数水平大致相当。

从三种进入器的气动特性的比较来看，同样飞行状态下MSL的阻力系数更大，弹道系数更小。在轴向质心位置相同的情况下，为了达到同样的升阻比，MPCV和“龙飞船”需要更大质心偏置代价。意味着在解决配平迎角导致的开伞迎角保证、质心偏置情况下弹伞、开伞、大底分离、背罩分离等问题时，对敏感器选型、推力器设计、整器构型布局和分离机构设计等方面有更高的要求。

3 进入轨迹分析

气动外形的不同决定了飞行器具有不同的气动特性和进入轨迹和开伞条件，最终影响进入器的着陆精度。为了研究不同进入器进入过程的特点，利用弹道仿真程序分析了三种进入器的进入轨迹。为了研究几何外形带来的气动特性不同对进入过程的影响，仿真分析过程中三种进入器的最大截面直径统一取为4.5 m，进入质量3200 kg。进入器进入火星大气层的高度为128.5 km，进入角为-13°，初始进入速度为5.8 km/s。当前仿真设置最低开伞高度为6 km，开伞速度为1.8马赫数。

图 6是三种进入器进入过程的速度-高度曲线。火星大气成分以二氧化碳为主，相同高度下火星大气的压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气产生的气动力较小，进入器飞行速度基本保持不变。进入过程的主要减速阶段发生在20 km至45 km的高度范围内，速度减少量约为4800 m/s。

标称条件下三种进入器进入过程速度、高度、过载和热流随时间的变化曲线如图 7所示, 从125 km高度进入火星大气开始，最大过载时刻出现在105 s，进入后前200 s的时间范围内进入器都处于高超声速飞行状态。MPCV后体倒锥角较大，可达到更高的升阻比，马赫数5左右飞行速度下，配平迎角达到18.3°，升阻比达到0.27，远高于其他两种进入器0.23~0.24左右的配平升阻比，由此导致进入弹道在30km左右高度上发生小幅跳跃，总飞行时间达到约380 s，高于MSL和龙飞船约180 s的飞行时间。

减速过程的气动热环境是进入器设计需要考虑的另一关键因素。本文讨论的情况进入器飞行速度较低，且火星大气稀薄，气动热环境分析忽略辐射热，采用Lees工程算法计算进入器迎风大底的驻点热流。火星进入MSL迎风大底头部半径较小，进入过程迎风大底的最大驻点热流密度约为0.53 MW/m²，是“龙飞船”和MPCV最大驻点热流密度的两倍以上，意味着进入器热防护系统的设计需要付出更大的代价。

进入器进入火星大气过程的飞行姿态和飞行轨迹受分离点姿态、位置偏差、进入器质量特性偏差、火星大气密度偏差、气动系数偏差等多方面因素影响。为了分析参数偏差对开伞状态的影响，考虑气动参数偏差、进入姿态偏差和进入器质量偏差，利用蒙特卡洛对三种进入器进入过程各进行了500次仿真，开伞参数的统计结果如表 2所示。

图 8到图 10是三种进入器开伞高度和开伞动压的分布情况。从仿真结果来看，三种进入器的开伞高度集中在7 km高度附近，其中MPCV6.83 km的开伞高度是最低的；MSL和MPCV的开伞动压约在1100~1200 Pa附近，而“龙飞船”的开伞动压相对较低，为839.1 Pa。从开伞参数的离散程度来看，三种进入器的开伞高度的分布相对集中，其中MSL开伞高度0.19 km的均方差是最大的；MPCV开伞动压的均方差是三者中最大的，达到106.1Pa。

进入器经过气动减速后，往往需要通过伞系减速的方式进一步降低飞行速度。开伞动压和开伞高度是减速伞系设计的关键参数：同样开伞高度下，开伞动压散布范围增大，引起开伞载荷变化范围增大，为了保证减速伞系的安全性，不得不提高减速伞的强度。

4 结论

弹道-升力式的进入方式在进入过程中减速时间长、承受的过载小，也能够通过控制升力方向提高探测器的着陆精度，是未来火星采样返回、载人火星登陆任务中的理想进入方式。

通过对MSL、“龙飞船”和猎户座多用途载人飞船三个升力式进入器的气动特性与着陆性能的比较来看，MSL的70°钝锥前体在进入过程中可以提供更高的阻力系数和更小的配平迎角，但与球冠大底相比MSL的钝锥大底也面临着更严酷的热环境；同样的进入条件的前提下，三种进入器进入过程的最大过载相差不大，MSL的最大驻点热流密度约为其他两种进入器的两倍；三种进入器的开伞高度相差不大，“龙飞船”的开伞动压相对较低。与其他两种进入器相比，“龙飞船”最大的优势在于舱内有效容积高，能够为未来的火星任务提供更大的载荷承载能力，降低舱内布局的配置难度。

大底的热环境决定了防热结构重量，是影响进入器质量分配的重要因素。后续需要进一步分析三种飞船大底和肩部的热流分布，同时大底上流动转捩会引起热流大幅增加，火星大气环境转捩判据的选取和转捩热环境分析是后续工作中需要重点研究的问题。超声速减速伞在低密度流动环境中展开需要满足一定的开伞条件，不同外形的进入器具有不同的动态特性，进入器在开伞前的姿态分析和相应的控制策略也是后续工作的需要研究的问题。