论航天火星探测

回顾了 2 0世纪航天火星探测的历史和成就 ,论述了火星探测器飞行轨道的特点 ,展望了 2 1世纪初期航天火星探测的前景     

火星探测用降落伞研制试验简介

文章主要介绍了美国火星探测用降落伞研制过程以及在研制过程中的一些主要试验，并同时指出了试验中的一些特点。     

Autonomous navigation of Mars probe using X-ray pulsars: Modeling and results

Autonomous navigation of Mars probe is a main challenge due to the lack of dense ground tracking network measurements. In this paper, autonomous navigation of the Mars probe Orbits is investigated using the X-ray pulsars. A group of X-ray pulsars with high ranging accuracy are selected based on their properties and an adaptive extended Kalman filter is developed to incorporate the Mars probe dynamics and pulsar-based ranging measurements. Results of numerical experiment show that the three-dimensional positioning accuracy can achieve 750m in X-axis, 220m in Y-axis and 230m in Z-axis, which is much better than the positioning results by current Very Long Baseline Interferometry (VLBI) or Doppler observations with the accuracy of 150 km or several kilometers, respectively.     

Powered-descent trajectory optimization scheme for Mars landing

This paper presents a trajectory optimization scheme for powered-descent phase of Mars landing with considerations of disturbance. Firstly, θ–D$\theta ''–''D$ method is applied to design a suboptimal control law with descent model in the absence of disturbance. Secondly, disturbance is estimated by disturbance observer, and the disturbance estimation is as feedforward compensation. Then, semi-global stability analysis of the composite controller consisting of the nonlinear suboptimal controller and the disturbance feedforward compensation is proposed. Finally, to verify the effectiveness of proposed control scheme, an application including relevant simulations on a Mars landing mission is demonstrated.     

火星进入器作强迫震荡运动壁面脉动压力数值模拟

为研究超声速阶段进入器作强迫震荡运动对壁面脉动压力环境的影响规律，本文耦合进入器刚体运动方程与流体力学方程，采用动网格技术，对火星进入器模型开展非定常数值模拟，获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明：在超声速阶段，进入器作强迫震荡运动诱导的脉动压力远大于进入器保持相对静止时仅由非定常流动诱导的脉动压力。来流马赫数为1.2时，进入器作强迫震荡运动对脱体激波影响较小，脱体激波强度较弱且形态变化较小，攻角的震荡导致同一测点距离脱体激波的位置发生周期性改变，舱体迎风面及配平翼迎风面的脉动压力环境主要受攻角变化的影响；来流马赫数为3时，进入器作强迫震荡运动对脱体激波的影响较大，脱体激波震荡剧烈，诱导舱体迎风面及配平翼迎风面产生极其恶劣的脉动压力环境，功率谱分析表明激波震荡诱导的脉动压力能量主要集中在30 Hz左右。     

火星进入气体辐射加热研究进展

针对飞行器进入火星大气时气体辐射加热对防热设计带来不确定性，在简述火星探测和气体辐射研究的发展历程的基础上，对火星进入气体辐射加热研究的进展进行综述。首先，针对火星大气环境描述了气体辐射加热的概念和问题由来。其次，重点综述了近年来火星进入气体辐射加热基础模型的数值和试验研究进展，其中包括：热化学非平衡气体动力学、气体辐射特性和辐射传输的计算模型与方法等数值研究；地面测试设备、试验技术和模拟火星大气环境的气体辐射测量与验证等试验研究。再次，综述了流动辐射耦合和后体气体辐射加热等火星进入器设计方面开展的研究。最后，对未来火星进入气体辐射加热研究进行了展望，提出了研究建议。     

模型参数扰动下的火星大气进入鲁棒状态估计方法

针对火星大气进入段模型参数扰动及动力学系统的强非线性影响导航系统状态精确估计问题，提出了一种模型参数扰动下的鲁棒插值滤波（DDF）方法。该方法在传统插值滤波方法代价函数的基础上，通过把扰动参数对状态估计精度影响的度量矩阵乘积的迹增广到代价函数，推导了具有解析滤波增益形式的鲁棒插值滤波方法。同时，通过实时计算进入过程中导航系统的非线性，基于系统非线性度给出了鲁棒插值滤波方法阶次自适应选取准则。只在系统强非线性阶段采用高阶鲁棒插值滤波方法，既保证状态估计精度，同时满足导航系统实时性需求。仿真结果表明，提出的鲁棒插值滤波方法比传统的一阶插值滤波方法估计精度更高，能达到二阶鲁棒插值滤波方法的估计精度，比整个进入过程采用二阶鲁棒插值滤波方法具有更高的解算效率。     

Multi-objective optimization of parachute triggering algorithm for Mars exploration

A multi-objective optimization procedure to design parachute triggering algorithm, based on Monte Carlo analysis of flight uncertainties, has been developed in this paper. Most of Mars explorations missions utilize parachute for a safe descent through the lowest of the atmosphere. The parachute triggering algorithm is designed to accommodate the range of off-nominal entry trajectories, and is aimed to parachute opening in certain range of Mach numbers, dynamic pressure and altitude. Our novel algorithm takes the fight uncertainty into the account through Monte Carlo analysis, selects maximization of altitude statistical mean and minimization of Mach number statistical mean as two objectives, then employs multi-objective evolutionary algorithm based on decomposition (MOEA/D), to search the Pareto-front framework. Such a methodology can be implemented on the future design of entry, descent, and landing (EDL) mission.     

火星进入器壁面脉动压力环境数值模拟

为研究跨超声速阶段来流马赫数、来流攻角及配平翼展开角的变化对进入器壁面脉动压力环境的影响规律，本文采用脱体涡方法对火星进入器模型开展非定常数值模拟，获取壁面不同位置处的脉动压力信息。研究表明：在跨超声速阶段，进入器壁面脉动压力环境随马赫数的增加而趋于减缓。配平翼迎风面分离区受脱体激波影响明显，当来流马赫数较小时，可压缩效应较弱，分离区涡流运动剧烈，诱导的脉动压力环境较强；随着来流马赫数的增加，脱体激波对分离区抑制作用增强，分离区运动受到限制，诱导的脉动压力环境趋于平缓。此外，随着来流攻角增加，配平翼迎风面上再附点的位置向翼根方向转移，从而使翼根处的脉动压力环境趋于恶劣。当配平翼展开180°时，分离区再附点位置基本固定，配平翼迎风面脉动压力环境得到一定程度的减缓。功率谱分析表明，在配平翼迎风面上诱导的脉动压力能量主要集中在中低频区域。     

火星环绕器环火轨道的角动量管理方法

针对中国首次火星探测的任务需求和规划，结合环绕器质量特性和布局构型以及大椭圆轨道特性，分析了环绕器在环火飞行阶段所受的重力梯度力矩和光压力矩规律.空间干扰力矩累积导致飞轮转速上升，影响姿态机动能力，需要喷气卸载.为减少喷气卸载次数，在满足系统任务的基础上，设计了姿态偏置方案，利用光压力矩和重力梯度力矩相互抵消减少角动量累积.通过仿真表明该方法可以将空间干扰力矩累积量减少70%，节约卸载喷气的燃料消耗，延长航天器寿命.