火星着陆关键环节多学科交叉设计与验证

董 捷，饶 炜，孙泽洲，王 闯，黄翔宇，李 齐，李 健，董天舒

(1.北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2.北京控制工程研究所，北京 100094；3.北京空间机电研究所，北京 100094)

0 引 言

火星着陆与地球再入返回相比虽有相似性，但由于火星大气成分、物理性质与地球不同，且不确定性大，使得整个着陆过程对减速性能要求更高，阶段划分更为复杂，时序异常紧张。

目前已经成功实施的火星着陆任务的进入、下降与着陆过程(简称EDL)主要分为四个阶段：气动减速段、降落伞减速段、动力下降段和着陆缓冲段。各类参数的不确定性与设计约束将影响各阶段的任务实现及各关键环节切换。迄今为止国际上火星表面着陆任务成功率仅约50%。可见火星着陆探测任务风险极高，对航天器设计考验极为苛刻，其面临的挑战主要包括：

1)地火距离远：探测器与地球通信时延大，地面不具备干预EDL过程的能力，必须自主完成；

2)火星大气稀薄：相比地球上减速着陆，同样的有效载荷需要更大直径的外形尺寸；气动减速后需要在超音速、低动压下完成降落伞开伞；火星进入器经气动外形、降落伞两级减速后，稳降速度仍未达到安全触火条件，必须再使用反推发动机、着陆缓冲机构等手段；

3)环境参数不确定性大：目前对火星大气模型没有实测手段，美国几次成功的探测任务是有限的数据来源。因此与地球大气相比不确定性更大，影响理论分析和工程建模；

4)复杂气动力热条件：进入器在火星大气中飞行、分离面分离及发动机工作时，涉及与流场的相互作用，产生的力/热效应与地球返回区别较大，需进行针对性设计；

5)地面验证困难：地面难以完全模拟火星环境及进入器工作条件，只能综合大量各类单项试验数据，建立数学模型进行全系统仿真分析或半物理验证；

6)多系统耦合性更强：正是因为前面的各项难点，火星着陆任务中气动减速、降落伞减速、动力减速、着陆缓冲环节需要综合气动、防热、GNC、推进、降落伞、结构、材料以及大气环境等众多专业与学科开展联合设计。

本文针对上述火星着陆任务面临的挑战，结合国外典型火星着陆任务和天问一号研制情况，对前述EDL四个阶段重点问题的多学科交叉情况识别、相应设计方案及验证方法进行了分析研究。

1 关键环节设计

1.1 气动减速段

..大气进入方式选择

基于目前技术能力，火星大气进入方式主要有“弹道式”和“弹道-升力式”两种。国外已经成功实施的火星着陆任务中，火星科学实验室(MSL)和毅力号任务采用了严格意义上的“弹道-升力式”进入方式，火星探路者、勇气号/机遇号(MER)、凤凰号及洞察号均采用了弹道式进入方式。“弹道-升力式”较“弹道式”进入可以更好的适应缺乏先验数据、不确定性和散布较大的环境参数和气动参数，保证开伞高度等条件，同时还可以通过调节升力进行制导控制以实现更高的落点精度。

天问一号进入舱(探测器中用于完成着陆任务的系统)在进入方式对比分析时发现，大气、气动参数偏差增大25%，“弹道式”进入下，开伞高度等关键指标已不满足安全性要求。而“弹道-升力式”进入时，关键指标对大气与气动条件并不敏感，仍能适应。因此，考虑到中国开展首次火星着陆任务，为提高系统设计裕度和任务安全性，选择了“弹道-升力式”方案。

..大气进入初始条件

大气进入初始条件包括大气进入角和进入点位置，是保证正常执行气动减速过程的先决条件。

1)初始大气进入角设计

包括对进入走廊的分析和在进入走廊内选择最优进入角两部分。进入走廊定义为实现正常进入火星大气的初始进入角范围。气动减速过程进入器所承受的最大过载、最大热流和总吸热量均需满足一定约束，终端对开伞状态约束也很严格，这些参数均主要受进入角影响。

进入角过大时，轨道过陡，过载峰值和峰值热流过大，开伞高度易过低；进入角过小时，飞行时间较长，总加热量偏大，甚至不能正常进入。因此天问一号进入舱在设计时，在满足“弹道-升力式”进入制导控制能力(倾侧角参考剖面)的基础上，根据开伞高度最高需求，在进入走廊内选取最优的标称进入角。

2)大气进入点散布

进入器到达火星大气进入点的误差与进入前执行的一系列关键动作的精度密切相关。天问一号任务采用了探测器先降低近火点高度变轨(简称“降轨”)，进入舱再与环绕器(用于携带进入舱环绕火星)分离的方式实现到达大气进入点。

导致大气进入初始条件存在偏差的主要因素包括：降轨时机与精度、进入前进入舱与环绕器的分离速度大小和方向精度、进入前姿态控制喷气累计对轨道的扰动等因素，通过建立全过程的误差分析模型进行打靶仿真，得到大气点散布结果以支撑后续设计。

在综合降轨后至两器分离前状态确认与准备时间、降轨误差扩散、进入舱长时间GNC自主导航影响等因素后，选择在大气进入点前约6 h执行降轨；为降低两器分离相对速度误差对进入点影响，选择两器分离方向垂直于运行轨道平面。

..气动外形设计

火星进入对进入器气动性能的需求与地球大气显著不同。由于火星大气极为稀薄(仅约为地球大气的1%)且大气成分不同，将影响高超声速气动力的大小和分布，因此在气动外形设计上相比地球返回器有特殊的设计考虑。

气动外形包括大底和后体两部分。目前国外防热大底基本外形均为球锥形大钝头体，半锥角为70°。这种设计从海盗号任务开始，在历次成功的NASA火星着陆任务均加以继承。大钝头体主要特点是跨音速段存在动不稳定性，需要充分评估对开伞等环节影响。美国火星着陆任务后体类型包括单锥体、双锥体、三锥体等，综合舱内设备布局进行选择。

天问一号进入舱也采用了球锥形大钝头前体的基础方案，在舱体接近动不稳定条件前实现开伞；为了保证开伞前攻角条件，还采用了基于配平翼的可变气动外形(详见1.2.1节)。综合考虑降低整个进入舱体重量、优化背罩承载强度(适应开伞初期力学载荷条件)、增加舱内有效空间包络、保证减速气动特性等因素，采用了一种球锥后体外形(见图1)。

图1 天问一号进入舱进入气动外形

..气动防热设计

1)防热材料选择

火星大气的密度、温度、压力、成分与地球差异很大，现有地球返回任务中，基于空气环境理论分析与试验测试数据的碳/硅复合的烧蚀修正算法不能直接使用，并且由于火星进入器表面气动加热环境相对地球返回器较低，气固界面的动力学烧蚀过程、热解气体对表面烧蚀的影响会更突出。天问一号进入舱根据火星进入中低热流、CO介质条件和轻量化要求，借鉴嫦娥五号返回器的侧壁防热设计，采用了富硅组元的蜂窝增强低密度防热材料作为大底防热材料，保证兼顾强度与轻质的要求。

2)转捩的适应性设计

火星大气相对稀薄，来流雷诺数较低，早期的海盗号、MER因进入速度低或尺寸小可按层流流动设计，火星探路者任务、凤凰号任务虽存在湍流，但尺寸与进入攻角小，热流影响有限。当进入质量与外形规模大、进入速度高、攻角大时，湍流影响则较为显著：如MSL研制中，数值计算及地面风洞试验都验证了在峰值气动加热时刻，来流在大底表面将转捩为湍流，进而导致高热流及大剪切力问题。针对性地将大底防热材料更改为PICA(酚充填碳烧蚀材料)。

天问一号任务由于采用先环绕再着陆的方式，进入速度远未达到MSL条件，整体尺寸规模也相对较小，但任务前的仿真表明仍存在达到湍流条件的可能性，因此在防热材料选型和厚度设计时按湍流边界考虑以保证防热裕度。

3)推力器点火时的局部防热

推力器点火工作期间，与周围气体流场发生作用，会带来局部结构升温。MSL任务在研制中发现气动减速段推力器工作时，推力器周围结构会带来不可承受的气动热条件，最终通过修改推进系统管路和推力器指向，解决了温度问题。

天问一号进入舱防热结构研制过程中，基于大量的仿真分析，获取了姿控推力器点火工作时周边局部防热结构的附加热流条件，因此更换了与推力器相邻的背罩局部防热材料，增强了防热能力。

..特殊气动力问题与设计考虑

1)喷流效率

凤凰号任务研制期间的计算流体力学(CFD)仿真显示，当马赫数接近亚跨音速阶段时，部分推力器工作时会与周围流场相互影响，特别是推力器喷流方向处于后体尾流区域时，喷流效率明显降低并存在控制力矩反向，严重影响控制效果。主要原因是姿态控制推力较小，与外部环境流场扰动在一个量级。因此凤凰号在轨最终放宽了姿态控制阈值，尽量不使用推力器控制。

天问一号进入舱在研制阶段，根据CFD仿真分析，当推力较大时姿控推力器工作与周围环境流场相互作用不会明显影响姿态控制效果，仅有小幅控制力矩下降。因此在姿态控制推力器配置时考虑了250 N和25 N两种不同推力组合，在气动减速后期至开伞前，不再使用25 N推力器，仅使用250 N推力器进行姿控，从而兼顾了姿态控制精度与喷流效率需求。

2)亚跨段脉动条件

采用大钝头构型的优点是在高超声速进入时具有高阻力特性，有利于完成气动减速，但由于钝体绕流效应，流体绕过肩部后会出现分离，在舱体尾端等迎风面底端形成分离区，分离区内涡流脉动剧烈，会在进入器壁面产生振幅较高的脉动压力，其频率范围包含了普通结构板的共振频率。从而在气动减速后期接近亚跨音速阶段带来两方面影响：

(1)脉动压力可使进入器壁面出现较大局部载荷，易激起结构抖振响应；

(2)脉动压力作为随机激励以噪声形式通过透射及结构共振转变为舱内噪声，反映至舱内设备的安装面，影响舱内设备工作性能。在一定程度上会影响惯性测量单元(IMU)等关键导航敏感器的测量输出，进而影响导航和定姿结果，需评估影响并优化安装布局，甚至开展减/隔振设计。

天问一号进入舱在设计时评估了气动减速后期舱体的脉动条件量级，经分析可以包络基于其它力学载荷制定的产品随机振动试验条件，未超出整体结构和关键敏感器的适应能力。

1.2 降落伞减速段

由于火星大气稀薄，进入器经过气动外形减速后，仍需要采用降落伞减速。目前已经成功实施的国内外火星着陆任务均采用一级降落伞减速方案，伞型为“盘-缝-带”伞。该阶段需要重点考虑以下几方面内容。

..降落伞弹射

1)开伞约束

开伞环节设计上重点需要考虑以下条件：

2)开伞控制方法设计

当前开伞控制方法主要包括：纯时间控制法、过载-时间控制法、气压高度控制法、雷达高度控制法、自适应控制法。

由于火星大气模型等参数不确定性大，纯时间控制、过载时间控制、气压高度控制这些基于地球环境的控制方法无法保证开伞时高度、动压在要求范围，其散布普遍较大。采用雷达高度控制法需要在大底附近安装微波雷达，其对防热结构设计的要求较高，目前仅海盗号着陆器采用。

自适应控制法以动压、马赫数、高度、速度等参数为控制目标(在设计时需要保证进入一定的马赫数与动压范围)，通过加速度计测量的加速度值及预置的开伞控制律识别进入弹道特性，动态确定降落伞开伞时间。这在海盗号后续成功的着陆任务中均予以采用,而MSL任务由于采用弹道-升力进入，到达相同马赫数时，飞行高度更高，动压相对较低(见图2)，进一步简化为马赫数开伞。

图2 开伞“马赫数-动压”范围

火星气动减速段通常仅依靠IMU结合重力计算，在惯性坐标系下进行位置、速度等导航推算。在标称马赫数选择时要考虑表1中约束条件1～3，特别是器上计算马赫数的偏差。受大气进入初始导航误差(地面测定轨给出)、陀螺和加速度计漂移误差等影响，导航误差会随时间积累。此外，由于器上仅能获取基于IMU的速度数据，对于风速等环境参数无法直接测量,因此器上马赫数的计算和风速影响均反映为误差量。通常马赫数计算总偏差在±0.3以内。

表1 开伞的约束条件

天问一号进入舱由于也采用“弹道-升力式”进入，为了保证开伞条件也适宜采用马赫数开伞，综合各项参数拉偏后的全系统打靶仿真结果，在轨最终选择了1.8的开伞触发条件。

3)实现开伞前攻角条件

针对“弹道-升力式”进入，由于气动减速段始终处于标称配平攻角附近，开伞前该条件下有可能引起“绳帆现象”(表1中约束4)，产生较高动态振动，甚至开伞失败。因此在开伞前需要进行攻角回零以保证较好的开伞条件。目前有调整进入器质心和压心两种实现方法：

弹射内部质量块调整质心：MSL和毅力号任务采用了该方法。在大气进入前9 min，先弹射一侧2个质量块实现质心偏置，以建立配平攻角；开伞前，再弹射另一侧6个质量块，实现质心回零，进而配平攻角随之回零。缺点是分离的质量块重量较大(总质量达到300 kg)，约占着陆后有效质量的1/3,且要考虑多个质量块分离时的安全性，以防止与进入器的再次碰撞。

在开伞前打开配平翼调整压心：天问一号任务在开伞前基于马赫数条件将配平翼打开，利用气动力作用将进入器的攻角调整至零。整个系统质量代价约11 kg(约占着陆后有效质量5%)，相对弹射质量块方式有明显优势。其设计难点体现在：

(1)综合考虑配平翼展开后的气动参数特性变化，配平翼展开选择了反映气动特征的马赫数参数触发；由于马赫数预计存在偏差(与1.2.1节开伞预计类似)，需要保证与开伞有充足的时间间隔，同时又要避免过早改变升阻比而影响制导控制过程,以及考虑局部热环境影响。

(2)在仿真得到展开时外部的动压上限和下限包络后，机构驱动设计需要在保证可靠展开的同时避免冲击力过大。

(3)基于对配平翼展开后的气动弹性特性分析，由于存在附加的极限环动态载荷条件对结构强度的影响，对翼板易破坏部位需进行加强设计。

(4)针对配平翼未正常展开的故障工况，还需设计备份措施以保证任务安全性：在GNC判断配平翼未到位后，将通过250 N推力器直接控制整器攻角回零。

..大底分离

大底分离是在开伞后至背罩分离前执行，完成大底分离并与进入器处于安全距离后，微波雷达开始测量相对火面距离和速度。需要满足以下条件：

1)保证分离安全性

分离机构需创造一定的初始分离速度，避免近场流场特性使大底回流与进入器碰撞；进入器/降落伞组合体与大底间有足够的弹道系数差保证远场正向分离状态(马赫数0.8以下两者阻力系数存在明显变化)。

2)保证微波雷达测量有效性

大底分离后至背罩分离前，考虑进入器上利用微波测量数据修正IMU的计算收敛过程，需保证微波雷达相对火面测量有足够时间；同时雷达开始测量时间不宜过早，以防止大底与进入器距离较近时，雷达波束投射至大底损坏产品或返回错误测距数据，影响正常导航。

目前已采用的分离触发方式包括时间延时和马赫数两种。MSL之前美国的火星着陆任务均采用基于开伞时刻延时固定时间触发，MSL和毅力号则采用基于马赫数触发。时间延时对伞降段降落伞阻力性能偏差适应能力有限,马赫数触发也面临1.2.1节提到的马赫数预计偏差问题。

天问一号任务在分离大底时采用了相对较大的分离速度(约5 m/s)以保证短期近场分离安全性；在满足小于上限马赫数0.8的约束下，采用了“主用马赫数触发”、“时间限定上下边界”相结合的方式触发大底分离，可以克服两种方法的不足，兼顾长期远场分离不发生碰撞和后续微波雷达测量时间。

其中马赫数触发以开伞后速度增量累计值(仅靠加速度测量值进行时间积分)作为进入舱实际判断条件，以降低自主导航异常可能带来的风险。

..开伞后的高动态环境适应性

根据火星降落伞工作时动力学特性，开伞力大小除与大气密度、速度、气动参数相关外，还受到喘振等因素造成的开伞动态环境影响。当马赫数在1.4以上时，由于过度充气和面积振荡，非线性且不稳定的开伞力将呈指数增加，主要影响和应对设计如下：

1)自主导航

ExoMars2016着陆器设计时未充分考虑开伞初期动态特性，在轨角速度上限超出设计量程造成陀螺饱和，从而器上推算导航高度过低，过早关闭减速发动机，导致着陆器坠毁。此外，自主故障处置能力不足，未充分利用多种测量数据(如雷达高度计测量等)，制定系统重构措施以保证着陆安全。

天问一号任务设计了在IMU饱和后，基于微波雷达数据重新确定姿态基准的自主策略，并实现在轨成功应用。欧空局ExoMars2022任务也已开展了基于微波雷达数据的定姿方案研究，并经过了外场直升机飞行验证。两种策略在原理上可以获取相对当地水平方向(两个轴)的姿态角，无法得到水平方位角，作为备份导航策略已可以满足安全着陆任务要求。

2)姿态控制

在伞降环节，一方面大底分离、微波雷达波束指向、动力减速初始条件均对进入器的姿态有要求，需要尽可能阻尼由于开伞后高动态环境带来的大角速度；另一方面，对于天问一号任务，降落伞充气减速初期可能由于开伞力过大造成背罩结构出口与推力器指向错位，点火时使高温羽流返回舱内影响安全性；而且开伞初期伞绳力矩较大，姿控力矩相比较小，也无法有效阻尼角速度。此外，MSL任务研制时发现，为防止进入器姿控羽流对降落伞可能产生的烧蚀损伤，伞降过程需要尽可能减少姿控喷气频率。

因此，天问一号进入舱在伞降阶段采用了关键事件姿态停控并规划角速度阻尼阈值的方法，以合理频率进行姿态控制，具体策略为：

开伞时姿态停控，开伞后11 s(马赫数<1.4，MSL任务为10 s)启控；大底分离时姿态停控，大底分离后1 s启控(防止姿控产生附加干扰，影响短期分离过程；MSL任务为3 s；停控时间与分离速度相关，分离速度越小，时间越长)。

伞降过程按大底分离前后两个阶段对俯仰轴和偏航轴设计相应角速度控制阈值(见表2)。

表2 角速度控制阈值

..降落伞关键参数设计

1)降落伞面积

降落伞的面积设计需要综合结构强度、动力下降初始速度2个因素。降落伞面积越大，开伞载荷越大，降落伞和背罩结构需承受的载荷越大，需要分配更多的系统质量保证结构强度；降落伞面积越小，背罩分离前稳降速度越大，越不利于动力下降减速，要求动力减速发动机有更大的推力及推进剂装填量。

ExoMars2022任务(原计划2018年发射，目前推迟至2022年)为了降低采用一级降落伞的规模，选择了两级减速方案,但由于设计复杂，在2020年高空开伞试验初期发生伞衣出伞包时破损的情况，这也成为推迟发射时间的重要原因之一。

天问一号任务为提高安全性，综合降落伞和背罩结构载荷承受能力和动力下降减速能力，采用了成熟的一级减速方案，确定了降落伞名义面积(200 m)，确保了降落伞减速和动力减速两个阶段关键系统指标满足要求。

2)拖曳比

在伞降阶段，降落伞下方悬吊进入器(前体)，来流经过进入器后产生的尾流会对降落伞工作性能产生影响，引起阻力性能下降，特别在接近1倍音速时有明显降低，通常通过设计拖曳比(伞衣底边至前体的距离与前体直径的比例)参数来减少前体尾流影响。

根据美国海盗号任务的高空开伞试验情况，拖曳比大于8.5，前体尾流影响较小；但拖曳比过大，也会造成降落伞开伞过程时间过长或弹射速度过大等不利影响。MSL任务考虑前体尺寸规模较大，拖曳比设计选取为10。天问一号任务降落伞在进行大量的流固耦合仿真分析、风洞试验和高空开伞试验后，拖曳比最终也选定为10。天问一号四次高空开伞试验和在轨实现情况显示，降落伞阻力系数并没有在1倍音速附近有明显降低。

1.3 动力下降和着陆缓冲段

..背罩规避

在降落伞减速任务结束并进行降落伞和背罩组合体(简称“伞罩组合体”)分离时，为防止在后续动力下降和着陆后，伞罩组合体再次碰撞着陆器，着陆器需执行背罩规避。目前有飞行轨道面内规避和垂直于轨道面规避两种方法。

凤凰号任务和ExoMars 2016着陆任务均采用轨道面内规避，即在水平速度小于一定阈值时，执行整器调姿，通过沿水平速度反方向产生加速度，实现规避。

MSL和毅力号任务采用垂直于轨道面规避,即不进行速度判断，均在轨道运动平面外机动300 m距离，防止相互碰撞。相对于轨道面内规避推进剂消耗略有增加，优点是逻辑简单，规避成功率高。

天问一号任务借鉴了上述两种方法，将速度判断和轨道面外规避相结合。在背罩分离后，动力减速用的着陆平台根据导航系统获取的水平速度大小来自主决策是否执行背罩规避，在保证安全的前提下可尽可能降低推进剂消耗。当速度小于25 m/s时执行类似MSL和毅力号任务的轨道面外背罩规避。规避时结合粗避障成像过程规划的安全区进一步确定移动区域，以保证动力下降开始至最终着陆后，伞罩组合体均不会接触着陆平台，并兼顾避障需求。

..发动机关机

最后接触火面时关闭发动机策略主要包括触火前关机和触火关机两种。目前仅有ExoMars2016着陆器设计为触火前关机，美国海盗号、凤凰号、洞察号、MSL及毅力号任务均采用触火关机。

ExoMars2016任务在器上判断着陆器质心高度距火面2 m后关闭发动机，保证触火时垂向速度不大于4 m/s。该方法对着陆末期GNC导航高度精度要求较高。

海盗号、凤凰号及洞察号采用第一个触火的着陆足垫信号来关闭发动机。该方法通过多足垫信号冗余备份保证发出触火信号。

MSL和毅力号任务火星车开始接触火面后，根据控制律发动机推力会逐渐减小，当敏感到发动机推力与动力减速下降级重力相等时(此时火星车完全由火面支撑)时，空中吊车会切断吊车缆绳，规避机动约600 m并沿一定弹道远离坠毁，防止碰撞火星车。该方法针对空中吊车方案定制，整个过程环节多，面临多体控制问题，系统最为复杂。

天问一号任务受构型布局等约束限制，没有类似探月任务配置伽玛关机敏感器进行触火前关机，而是基于采用的着陆缓冲机构选择了触火关机方式，综合判断“触火开关触发数量”、“触火过程反推加速度”、“接触火面计时”三种信息实现在轨安全关机。通过上述多源关机信号融合，触火时禁止羽流方向向下的推力器姿控(降低羽流影响)以及对局部设备进行热防护设计等措施，有效化解了触火关机的潜在风险。

2 关键环节验证

由于火星与地球环境条件存在差异，且着陆任务时序逻辑复杂，涉及众多学科专业，在地面开展火星着陆全系统试验验证极为困难；只有部分关键技术可以在地面模拟接近火星的环境开展验证，如发射探空火箭进行降落伞高空开伞试验(模拟在火星动压、马赫数条件下开伞过程)以及防热材料的烧蚀试验等。因此，国内外火星着陆任务针对上述关键环节的设计验证都依赖于综合仿真系统开展全系统仿真分析和半物理测试验证。而保障全系统仿真分析和半物理测试验证有效性的关键在于基于试验获取精确的关键系统核心参数并进行全系统建模，本节将介绍火星着陆任务关键系统参数的试验验证以及结合数学模型的全系统验证方法。

2.1 关键系统参数的试验验证

关键的模型参数包括火星进入器各构型状态全速域下气动力热参数，降落伞展开后全速域下气动参数、开伞过程动力学模型参数、微波雷达等导航敏感器测量精度、发动机性能等。

1)进入器气动力/热参数

因火星大气与空气存在较大差异，以往地球环境的研究不能直接推广至火星环境，需要有针对性地就气动问题差异性开展研究，国内外普遍采用的方法包括飞行试验、风洞试验和数值模拟分析。目前普遍是通过地面风洞试验和数值模拟分析，获取完整的一套火星进入过程的气动参数。

2)减速降落伞系统性能参数

试验项目包括风洞试验、高空开伞试验等。

风洞试验主要获取降落伞工作全速域下三轴气动参数，为动力学仿真获取降落伞模型基础数据。

高空开伞试验主要验证在火星环境下开伞时，相应马赫数、动压、攻角条件下开伞全过程工作性能，获取开伞环节动力学模型参数。

3)微波雷达性能参数

微波雷达是大底分离后至着陆的关键导航敏感器。根据在轨飞行弹道包络，MSL任务对于微波雷达依次采用固定高塔、直升机、喷气式战斗机挂飞等方式，覆盖不同高度不同速度范围，实现全工作区间的测距测速精度、范围等性能指标验证。

天问一号进入舱的微波雷达开展了基于固定翼飞机、直升机的外场飞行验证，验证了不同飞行高度、速度、姿态下的性能参数。并根据仿真分析结果和外场试验数据，建立了微波雷达火面回波数学模型，通过模拟回波的电子设备支持全系统半物理测试验证。

4)发动机性能参数

姿控推力器和主发动机性能参数模型依赖于同批次产品的热试车。与真空工作环境不同，火星着陆时存在与大气有相对速度条件下发动机开机的工作状态，特别需要关注并获取火星表面低气压、有来流条件下发动机的性能参数。

2.2 结合数学模型的全系统验证

针对全系统全过程验证，当前国内外火星着陆任务都是通过数学仿真和半物理闭环测试来完成：

1)建立全过程动力学仿真系统

建立六自由度全系统动力学仿真模型，包括试验获取的气动参数、GNC敏感器、发动机和降落伞工作的数学模型，各类算法模型、环境参数模型等，通过设置不同的EDL工况参数，组合不同参数的误差，开展数以万计的EDL全时序蒙特卡洛打靶仿真，可以充分反映跨系统跨学科间的相互影响，来辅助关键环节设计过程，确认结果的合理性。

其中针对火星大气参数等环境模型，由于中国没有大量的在轨观测数据，也无法通过地面试验获取，需要综合各种计算模型和影响因素，选择最大可能的偏差包络开展系统设计，以覆盖可能的极限条件。后续随着天问一号探测器对火星全球及着陆区附近科学探测数据的积累，可以进一步修正原有的环境分析模型，逐步缩小偏差范围。

2)搭建以硬件电子产品为核心的半物理闭环测试系统

将1)中建立的动力学环境模型转换至GNC敏感器等设备的输入激励，将真实的敏感器、计算机等硬件电子产品引入验证系统回路，进而实现真实时序下的闭环性能验证。

在上述动力学仿真与半物理闭环测试中，除正常飞行工况外，还需要通过扩大各类模型拉偏范围，开展极限摸底及制造故障条件，进一步确认着陆过程的安全裕度，寻找设计薄弱环节。例如ExoMars 2016着陆任务失败，就是伞舱组合体动力学模型中未充分考虑开伞后可能出现的大动态环境，没有开展相应的极限条件摸底，造成故障诊断与系统重构设计及地面验证不充分。

3 结 论

本文针对火星着陆关键环节涉及的进入方式、进入初始条件、气动外形与参数特性、防热、降落伞弹射及开伞后动态环境、大底分离、背罩规避、着陆发动机关机等若干重点问题，对比介绍了国内外火星着陆任务关键环节综合设计过程与主要参数结果，分析了全系统验证的基本思路和方法。中国成功实施了天问一号火星着陆任务，也充分证明了我们在火星着陆任务多学科交叉问题识别、设计与验证方面的正确性，可以为后续火星着陆探测任务研制提供参考与借鉴。