文章快速检索  
  高级检索
载人火星探测进展及其EDL过程GNC关键技术
马广富, 龚有敏, 郭延宁, 高新洲     
哈尔滨工业大学 控制科学与工程系, 哈尔滨 150001
摘要: 随着火星探测技术的不断发展和探测任务的不断推进,载人火星探测在未来将会成为火星探测的重要手段。首先,回顾了无人火星探测任务的发展历程,对比分析了部分无人火星探测器进入、下降与着陆(EDL)过程的参数。然后,结合无人火星探测、载人月球探测和载人航天再入过程,梳理了载人火星探测的特点及需求,系统地总结了前苏联/俄罗斯和美国的载人火星探测研究进展以及技术储备。接着,归纳了载人火星探测的体系构成、集结方式和主要的技术挑战。最后,概括了载人火星EDL过程面临的难题,重点阐述了EDL的导航、制导与控制(GNC)关键技术。
关键词: 载人火星探测    无人火星探测    火星探测体系    进入、下降与着陆(EDL)    导航、制导与控制(GNC)    
Human Mars mission: Research progress and GNC key technologies during EDL
MA Guangfu, GONG Youmin, GUO Yanning, GAO Xinzhou     
Department of Control Science and Engineering, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China
Abstract: With the development of Mars exploration technology and the advancement of Mars exploration missions, human Mars missions will become an important means of Mars exploration in the future. This paper first summarizes the current situation of unmanned Mars exploration missions, analyzing and comparing afterwards the Entry, Descent and Landing (EDL) parameters of some successful unmanned Mars explorers. Next, the characteristics and requirements of human Mars missions are presented based on a combination with the process of unmanned Mars exploration, manned lunar exploration, and manned earth re-entry. The research progress and technologies of human Mars missions in the Soviet Union/Russia and the United States are then systematically introduced. Hereafter, the main composition, assembly means, and main technical challenges of human Mars missions are provided. Furthermore, the problems of EDL in human Mars missions are summarized, followed finally by an introduction of key technologies of Guidance, Navigation and Control (GNC) during EDL in human Mars missions.
Keywords: human Mars missions    unmanned Mars exploration    composition of Mars missions    Entry, Descent and Landing (EDL)    Guidance, Navigation and Control (GNC)    

作为八大行星中距离地球最近的行星,火星自然条件与地球最为相似,已有大量迹象表明,火星以前很可能与地球一样,也适合生物居住,在经过几十亿年的演化才变成如今大气稀薄、低温和水源枯竭的样子,甚至有天文学家认为火星的现在就是地球的未来。因此,人们希望通过开展火星大气变化、火星表面和内部演化等远距离观测与就位探测任务,完成以下科学目标[1-3]:①研究火星生命,确定火星是否出现过生命;②研究火星气候,进而预测地球大气的未来;③研究火星地质学和地质物理学,了解火星表面和内部演化过程。进一步地,通过对火星的研究,可预测地球未来的演化过程及火星能够提供适合人类居住条件的可能性,为人类可持续发展做准备。

随着航天技术的发展和火星研究的深入,人类探测火星的方式不断改进和变化,已由最初的天文望远镜观测逐步发展,实现了火星飞越探测、环绕探测、就位探测以及无人巡游探测。从1960年开始,由于苏联和美国之间航天霸权的竞争,火星探测迎来了发展的高峰期,不过由于当时的技术条件,大多探测任务以失败告终。随着苏联的解体,俄罗斯放慢了探测火星的脚步,而美国频频传来成功的喜讯。1998年日本发射了第1颗火星探测器——“希望号”,成为第3个加入火星探测的国家,“希望号”在到达火星前因燃料耗尽而宣告失败[4]。21世纪后,欧空局、中国和印度也纷纷加入了火星探测的行列[5-8],欧空局和印度在一些火星探测任务中取得了成功。

随着火星探测任务的不断深入,世界各国也慢慢展开了火星表面采样返回、载人火星着陆探测和建立火星基地的研究。载人火星探测是除了月球之外载人深空探测的首选目标,具有非常重要的意义,首先,载人火星探测是高精尖科技的大集成,能够带动多领域的科技发展;其次,随着火星探测的不断深入,无人探测的方式越来越难以满足许多科学目标的要求,需要通过载人探测完成更深入的研究;最后,通过载人火星探测能够加快人类对火星的认识,进而加快对地球演化过程的研究,为人类的可持续发展做贡献。

从20世纪开始就不断有关于载人火星探测的提议和方案被提出,其中美国、前苏联/俄罗斯等国家提出了不少载人火星探测的方案[9-11],也做了较多技术储备,尤其是美国[12-13]。在20世纪90年代开始,美国不断提出详细的载人火星探测的技术方案,其中设计参考架构5.0(Design Reference Architecture 5.0,DRA 5.0)和火星演化行动(Evolvable Mars Campaign,EMC)针对载人火星探测的各个环节的方案及技术进行了大量研究,给出了多种解决方案。

火星探测的整个EDL过程约为6~8 min,整个过程状态变化快,而地球-火星之间通信的延迟大约在10 min以上,无法通过地面的科研人员辅助完成,是整个火星探测最为凶险的阶段,也是失败率最高的阶段。对于载人火星探测而言,保证EDL过程的安全直接关系着宇航员的生命安全,所以研究EDL过程具有非常重大的意义。

本文在总结了无人火星探测任务的基本情况的前提下,对比分析了无人火星探测和载人火星探测,详细介绍了俄罗斯和美国在载人火星探测中进行的技术研究,总结归纳了载人火星探测存在的挑战,梳理了EDL过程中存在的一系列关键约束与问题,并阐述了相关的GNC关键技术。

1 无人火星探测任务发展现状 1.1 无人火星探测任务概况

人类早在17世纪即开始使用望远镜对火星进行观测,1960年10月10日前苏联的“火星1A号”揭开了人类通过发射探测器对火星进行近距离探测的序幕,实现了从仰望星空到抵达星空的重要跨越。至今为止,世界各国在火星探测中取得了许多显著成果[14-17]

图 1统计了无人火星探测成败的情况。从图 1可知,目前仅有美国、前苏联/俄罗斯、中国等6个国家组织进行过火星探测任务。在无人火星探测任务中,失败率高达44.64%;成功的案例中,美国占了绝大部分,高达80%,而且美国失败的火星探测任务主要分布在早期的探测任务。欧空局先后进行了5次火星探测,仅有一次完全失败。前苏联/俄罗斯进行的火星探测任务数量仅次于美国,但大部分任务以失败或部分失败告终,唯一的一次完全成功是2016年与欧空局合作研制的火星微量气体任务卫星(ExoMars)。值得注意的是,中国首个火星探测器“萤火一号”在2011年11月8日搭乘俄罗斯的“福布斯-土壤”号开始火星探测任务,成为了第4个开展火星探测任务的国家。遗憾的是“福布斯-土壤”号未能按计划变轨,“萤火一号”也随之失败。

图 1 无人火星探测任务概况 Fig. 1 Overview of unmanned Mars exploration missions
1.2 美国部分无人火星探测任务EDL概况

由于前苏联/俄罗斯和欧空局的火星探测任务在着陆后不久都宣告了任务的失败,而美国具有非常丰富的成功经验,因此本节仅统计并比较美国部分成功着陆的无人火星探测器的EDL过程参数,如表 1所示[18-27]。由于“洞察号”火星探测器的数据不全,比较时,部分EDL过程参数“洞察号”火星探测器不参与比较。由表 1可知,目前EDL过程中美国无人火星探测器的质量都相对较小,除火星科学实验室(Mars Science Laboratory, MSL)外,其他探测器的质量均小于1 000 kg。在进入阶段,“海盗1号/2号”是唯一采用火星轨道进入方式的探测器,其他探测器的进入方式均为直接进入方式;在直接进入大气的探测器中,“探路者号”的初始进入速度最大,达到7.26 km/s,其他探测器的进入速度相差较小,变化范围在5.4~5.9 km/s之间。除“洞察号”外,仅“海盗1号/2号”和MSL通过质心偏置完成升力控制,但是它们的升阻比均较小,分别为0.18和0.24,其他探测器的升阻比均为0。在姿态控制方面,“海盗1号/2号”“凤凰号”和MSL采用了三轴反作用控制系统(Reaction Control System, RCS)进行姿态控制,其他探测器依靠自旋稳定。另外,MSL是目前为止唯一在大气进入段采用制导的着陆器,制导方式为阿波罗式制导,使得其在大气进入段具有较高的进入精度,进而提高了着陆精度,成为着陆精度最高的探测器,而且MSL具有比其他探测器更大的弹道系数,并首次采用空中吊车的着陆方式。

表 1 美国部分成功无人火星探测任务EDL参数[18-27] Table 1 EDL parameters in part of successful US unmanned Mars missions [18-27]
对比项 海盗1号/2号 探路者 勇气号/机遇号 凤凰号 MSL 洞察号
进入方式 轨道进入 直接进入 直接进入 直接进入 直接进入 直接进入
初入速度/(km·s-1) 4.7 7.26 5.4/5.5 5.5 5.9 5.6
初始航迹角/(°) -17 -14.06 -11.49/-11.47 -13 -15.5
弹道系数/(kg·m-2) 64 63 94 70 115
质量/kg 992 584 827/832 600 2 920 608
姿态控制 3轴RCS 自旋稳定 自旋稳定 3轴RCS 3轴RCS
升力控制 质心偏移 不偏移 不偏移 不偏移 质心偏移
升阻比 0.18 0 0 0 0.24
进入制导方式 阿波罗式制导
3σ着陆椭圆长轴/km 280 200 80 100 20 130
3σ着陆椭圆短轴/km 100 100 12 21 10 27
着陆方式 着陆支腿 安全气囊 安全气囊 着陆支腿 空中吊车 着陆支腿
 注:表 1中未给出的参数可参考文献[18-19, 23]。
2 载人火星探测方案及进展 2.1 载人火星探测方案汇总

20世纪40年代末期,沃纳·冯·布劳恩就提出了载人火星探测的设想。据不完全统计,截止目前世界各国、组织、机构共提出了45次载人火星探测方案。图 2统计了载人火星探测的提案情况。

图 2 载人火星探测方案统计 Fig. 2 Statistic of human Mars mission programs 注:①俄罗斯与欧空局数据中包含1项由双方共同合作项目

图 2可知,美国和前苏联/俄罗斯从20世纪就积极开展载人火星探测方案的研究,其中美国提出的方案最多。进入21世纪后,载人火星探测方案的提出有加速的趋势,数量上不到20年就已赶超20世纪60年代,欧空局也开始了载人火星探测的相关研究,以“曙光计划”为主[28]。除上述3个国家/组织外,法国、德国、中国和荷兰也有关于载人火星探测的提议,但相对较少。下面将总结前苏联/俄罗斯和美国的典型载人火星探测计划。

2.2 前苏联/俄罗斯载人火星探测研究进展

从20世纪60年代起前苏联/俄罗斯就开始载人火星探测方案的研究和相关技术储备。表 2为部分前苏联/俄罗斯的载人火星探测方案。

表 2 部分前苏联/俄罗斯的载人火星探测方案 Table 2 Part of human Mars mission programs of the Soviet Union/Russia
时间 方案
20世纪60年代 “重型星际航天器”
1969年 火星远征联合体
2002年 俄罗斯与欧空局联合任务
2007—2011年 “火星-500”
2011年 提出载人火星任务概念和建议

为了实现其载人火星探测方案,前苏联/俄罗斯一直在进行着技术储备,部分技术如图 3所示[29]

图 3 前苏联/俄罗斯载人火星探测部分技术 Fig. 3 Part technologies of Soviet Union/Russian human Mars mission

1) 大型运载火箭:载人火星探测中运载火箭需要多次发射,分别将货运飞船和载人飞船发射到近地轨道。前苏联/俄罗斯研制的“质子M型”“安加拉7号”和“能源号”火箭等,可用于载人火星探测将不同部件送往地球近地轨道,并在近地轨道集结完成共同前往火星。

2) 在轨对接装置:能够保证由运载火箭运送到地球低轨道的不同部件对接组装,目前俄罗斯已经开展了多次对接试验,比如“进步号”与“和平号”空间站对接以及2019年搭载携带人形机器人“费奥多尔”的“联盟MS-14”号宇宙飞船与国际空间站对接等。

3) 动力装置与桁架结构技术:动力装置主要包括薄膜式太阳能电池和电喷发动机2种。俄罗斯已成功研制了薄膜式太阳能电池并在1998年10月在“和平号”空间站上完成实验,DAS-55型电喷发动机也已经在轨工作。目前俄罗斯已经展开了新型太阳能电池和电喷发动机的研究。桁架结构能够用来安装薄膜太阳能电池等设备的基础,目前俄罗斯已经在“礼炮号”和“和平号”空间站中进行了桁架实验,甚至可以建造300 m长的桁架结构。

4) 太阳能拖船技术:由2组电火箭发动机、桁架结构、薄膜太阳能电池等为基础建造太阳能拖船,可以实现星际飞行,为了保证结构间连接处没有间隙,俄罗斯还应用了“形状记忆效应”技术,保证部件的某些材料在加热后仍可恢复原来的形状和尺寸。

5) 载人火星探测器:主要包含火星轨道船、起飞着陆器和返回地球飞船。火星轨道船以“恒星号”服务舱为雏形,主要系统已在“礼炮号”和“和平号”中开展相关实验;起飞着陆舱在登陆火星的过程中不采用伞降方式;返回地球飞船以Зонд号环绕月球飞船为原型,且Зонд-4和Зонд-7号飞船曾在1969年搭乘动物环月飞行。

6) “火星-500”:由俄罗斯、欧空局和中国参与的地面模拟载人火星探测的实验,舱内环境完全模拟火星环境,目的是获取长时间深空任务下人的心理和医疗数据。“火星-500”已在2010年6月3日17时至2011年11月4日18时完成了520天实验,模拟飞往火星、环绕火星、登陆火星和返回地球的全过程,获取了宝贵的实验数据,其中中国航天员王跃参与了整个实验过程。

2.3 美国载人火星探测研究进展

从20世纪开始,美国以NASA为主不断地提出关于载人火星探测的计划和方案,并开展了很多技术研究,近些年来民营公司SpaceX也在积极为载人火星探测做准备[30-35]表 3给出了美国部分主要的载人火星探测方案。

表 3 部分美国载人火星探测方案 Table 3 Part of US human Mars mission programs
时间 机构/人员 计划
1947—1950年代 沃纳·冯·布劳恩 火星探索
1989年 NASA “90天研究”
20世纪90年代初 Robert Zubrin 火星直航
20世纪90年代 NASA 设计参考系列
2009年 NASA 设计参考架构5.0(DRA5.0)
2010年至今 NASA 火星演化行动(EMC)
2012年 波音 概念空间飞行器体系结构
2015年 NASA 火星之旅
2016年 SpaceX 火星运输基础设施
2016年 洛克希德·马丁 火星大本营
2017年 NASA 深空探测门户计划

在众多载人火星探测方案中,NASA针对DRA5.0和EMC开展了大量的研究和实验[36],比如已经在NASA兰利研究中心的马赫数6.0的0.6 m风洞中进行了中等升阻比飞行器的外形实验。

美国在DRA5.0计划中详细给出了载人火星探测的流程[31, 37-38],而目前主要以深空探测门户Gateway计划为主。深空门户(Deep Space Gateway,DSG)计划是美国在21世纪初提出的深空探测计划,目标是在地球与月球的拉格朗日点建立深空探测平台[39-40],随着美国重返月球计划的提出,DSG迎来了新一轮发展[41],NASA计划在21世纪20年代完成Gateway空间平台建立,并开展月球采样返回、载人登月,将月球作为载人火星探测或其他行星探测的技术验证基地[42-43],特别是为载人火星探测做准备[44]。DSG计划主要划分3个阶段[45]

1) DSG的建立:猎户座载人飞船作为指挥平台,完成电推进测试、深空居住舱建立等。

2) 运输传递与试航:建立深空运输(Deep Space Transport,DST)工具,采用100 kW电推进,具备能够维持宇航员的生存等条件。

3) 火星运输:能够完成1 000天的星际航行,载人航行等。

DSG计划载人火星探测的整个流程如图 4所示[46],DRA5.0流程与此类似,本文不再赘述。

图 4 DSG任务过程[46] Fig. 4 DSG mission profile[46]

1) 使用猎户座分多次将货运飞船及载人飞船运输到DSG,并进行DST的组装与检测,完成后猎户座返回地球,对应图 4中的①~⑤。

2) DST进行轨道转移,约390天后到达火星高轨道,对应图 4中的⑥~⑦。

3) 着陆器与DST分离,着陆到火星表面,DST继续运行在火星高轨道,对应图 4中的⑧和⑩。

4) 约300天后,宇航员搭乘上升器返回火星轨道与DST交会对接,对应图 4中的⑨和⑪。

5) 约经过370天,DST返回到地球高轨道(HEO),对应图 4中⑫~⑬。

6) 发射猎户座至HEO,与DST交会对接,宇航员搭乘猎户座返回地球,对应图 4中⑭。

根据美国已有的载人火星探测方案,将目前实现的技术储备总结如下[30, 47-60],部分设计图如图 5所示。

图 5 部分美国载人火星探测技术 Fig. 5 Part of US human Mars mission technologies

1) 运载火箭:NASA计划将“战神一”和“战神五”运载火箭作为载人火星探测的运载火箭。同样,SpaceX公司也为载人火星探测研制了“大猎鹰”火箭。

2) 载人飞船:NASA将新一代载人飞船“猎户座”作为载人火星探测飞船,能搭载4名宇航员,SpaceX公司也研发了“载人龙”飞船。

3) 动力装置[61-63]:NASA与洛斯阿拉莫斯国家实验室合作研发了小型核反应堆Kilopower并且已经完成了测试,可作为飞船与火星表面居住的动力来源。同时NASA在EMC方案中设计了利用太阳能电池阵和氙气的150 kW的电推进系统。

4) 地火转移飞行器[64]:宇航员往返火星和地球的星际间飞行器,EMC设计了利用太阳能推进的地火转移飞行器,DRA5.0设计了核动力地火转移飞行器和化学/气动制动地火转移飞行器。

5) 火星上升器[65-67]:将宇航员从火星表面送到轨道上与地火转移飞行器交会的飞行器,一般由两级飞行器构成,其推进剂在到达火星表面后利用火星的资源与携带的部分资源进行生产。表 4对比了阿波罗月球上升器、牵牛星月球上升器和载人火星上升器的部分参数[56]

表 4 阿波罗、牵牛星和火星上升器部分参数对比 Table 4 Comparison of Apollo, Altair and Mars ascent vehicles
对比项 阿波罗月球
上升器
牵牛星月球
上升器
火星
上升器
乘员数量 2 4 4
乘员舱加压容积/m3 6.65 17.5(含气闸) 17.5
飞行时间/h 2.1~3.7 2.5 24~44
上升ΔV/(m·s-1) 1 900 1 985 5 274
干质量/kg 1 901 2 615 9 419
推进剂质量/kg 2 492 3 147 29 655
总质量/kg 4 795 6 190 39 075

6) 火星表面居住舱:宇航员在火星表面居住和生活的场所,能够满足6名宇航员至少550天的生活需求,且具有高可靠性。从2015年起,NASA组织了多次火星居住舱设计与建设奖项计划,诞生了很多设计方案[68]

7) EDL飞行器[48, 55, 69-70]:NASA按照速度将载人火星探测EDL过程划分为高超声速、超声速和亚声速/终端下降3个阶段,针对这3个不同的阶段设计了多种不同构型的EDL飞行器,主要分为2类,第1类是在原有技术基础上进行改进设计,主要包括传统的胶囊形的飞行器和中升阻比的刚性飞行器;第2类是采用新技术重新设计,主要是采用可展开的热防护系统(Thermal Protection System, TPS)材料设计的飞行器,包含在框架上安装柔性TPS薄膜的自适应可展开进入和放置技术(Adaptive Deployable Entry and Placement Technology, ADEPT)飞行器和用柔性TPS薄膜覆盖的充气堆叠环面结构构成的高超声速充气气动减速器(Hypersonic Inflatable Aerodynamic Decelerator, HIAD),这一类飞行器在EDL过程中才会展开,能够减小运载火箭整流罩的半径以及地火转移飞行器的容积。目前ADEPT已完成多次缩比模型的小型飞行测试,HIAD也已完成多次热脉冲实验, 如图 6所示。

图 6 实验中的ADEPT和HIAD Fig. 6 ADEPT and HIAD in experiments
3 载人火星探测特点 3.1 载人火星探测与载人月球探测对比

从1969年7月21日美国的“阿波罗11号”开始,美国相继成功进行了6次载人月球探测任务,成为了世界上唯一一个将人类送至地球外天体的国家,中国和前苏联/俄罗斯也有无人探测器在月球着陆的成功案例,相比于载人月球探测,载人火星探测所受到的约束更多。表 5对比了载人火星探测和载人月球探测任务的区别[31]

表 5 载人月球探测与载人火星探测对比[31] Table 5 Comparison between human Lunar missions and human Mars missions[31]
对比项 载人月球探测 载人火星探测
距离/(104 km) 36.3~40.6 0.58×104~4×104
双向通信延迟/s 2.6 360~2 640
单程时间/天 3~4 180~210(与轨道相关)
停留时间/天 7(任务) 495~540(与轨道相关)
总共任务周期/天 18(任务) 895~950(任务)
任务终止时间 随时返回 受限于任务周期或者需要多年
物资补给 每天 26个月
任务总质量/t 约200 约800~1 200(与动力源有关)
总速度增量/(km·s-1) 9.5 12~14

表 5可知,载人火星探测的任务周期更久,且物资补给受限于火星发射窗口,每26个月一次。另外,很重要的一点是,载人月球探测的双向通信延迟约为2.6 s,在着陆的过程中地面的科技人员能够介入到整个EDL过程以提高成功着陆的概率,而载人火星探测的双向通信延迟为6~44 min,而整个EDL过程仅约8 min,使得地面工作人员无法介入EDL过程,这对载人火星探测的自主性、可靠性与安全性提出了更高的要求。综上,虽然目前已有载人月球探测的经验,但载人火星探测还存在极大的挑战等待解决。

3.2 载人火星探测EDL过程的特点

可以将载人火星探测的EDL过程特点总结如下[23, 30, 32, 49, 73-75]

1) 进入质量极大:一般而言,无人火星探测器的质量大部分在1 t左右,载人地球再入质量在10 t以内,而载人月球探测和载人火星探测由于有上升返回装置等,质量都较大,载人月球探测一般在20 t以内,而由于载人火星探测需要保证宇航员在火星表面的长时间正常生活及工作且补给周期比载人月球大得多,因此载人火星探测一般则在40 t以上。

2) 减速技术革新:载人地球再入和载人月球探测仅需利用单一的减速方式就能将探测器的速度减速到安全范围,减速方式分别为减速伞和反推力器;但火星大气稀薄,大气进入段和减速伞段无法将火星着陆器速度减到安全值,仍需要利用反推发动机(或者缓冲气囊及空中吊车等)技术继续吸收或抵消动能以保证着陆安全。特别是载人火星探测器,由于质量极大,若仅采用减速伞减速,则要求减速伞的面积极大,将增加任务的难度和着陆失败的概率,因此,载人火星探测器往往在高超声速阶段就需要采用具有革新技术的超声速反推力器代替减速伞进行减速。

3) 着陆精度更高:在载人火星探测任务中,往往将整个探测任务需求的物资及载人任务舱分别在多次发射窗口中分别发射到达火星表面,要求每次单独发射的物资及载人任务舱在到达火星表面的位置尽可能的靠近,因此,一般要求着陆精度能达到50~100 m。

4) 测控系统种类少但要求更高:载人地球再入能够调用地面丰富的测控网络对返回舱进行测控,而火星探测任务仅能利用特定的天基和地基测控网络进行测控,相对而言种类较少。但是为了能达到载人火星任务的需求,对测控系统的要求将比载人地球再入更高。

5) 任务阶段不同:无人火星探测任务的着陆过程一般包括进入、下降与着陆(EDL)3个阶段[76],而无人火星采样返回任务和载人火星探测任务中还需要保证样品或宇航员能够从火星表面安全返回到地球,所以需要包含火星EDL和上升、返回等5个阶段[57]

4 载人火星探测体系构成及挑战 4.1 载人火星探测体系构成

综合已有的火星探测计划和进展情况,本文总结给出了载人火星探测体系结构,如图 7所示。主要包含无人探测系统、运输系统、火星表面应用系统和测控系统。

图 7 载人火星探测体系构成 Fig. 7 Composition of human Mars mission systerns

1) 无人探测系统:主要包括火星轨道器、前期的无人漫游车以及前期投放的无人无线电信标等构成,目的是对载人探测的环境进行考察以及着陆点选址、技术验证和无线电导航等。

2) 运输系统:包括运载火箭、地球再入飞行器和多种不同的火星飞行器。星际转移飞行器实现地球轨道与火星轨道间的转移,完成宇航员及物资在地球轨道和火星轨道之间的运送;着陆与轨道居住舱是宇航员在轨道转移和EDL过程的居住舱,也能在火星表面使用;火星上升器将宇航员从火星表面运送至火星轨道。

3) 火星表面应用系统:其中包括居住舱是宇航员在火星表面的居住场所;科学实验舱是宇航员在火星表面进行科学实验的场所;环控生保系统能够为宇航员提供生存的条件;表面漫游车提供宇航员在火星表面移动探测;原位资源利用设备即为在火星表面利用火星资源生产能源、推进剂等的设备;舱外活动系统为宇航员舱外活动提供保障;电力系统保障系统的电力供给。

4) 测控系统:包括地面测控系统和天基测控系统。地面测控系统包括地面的各种测控网络,天基测控系统包括中继卫星、导航及通信卫星等,利用测控系统,能够保证火星表面设备与地面科研人员的通信,传输实验数据或介入火星表面设备问题处置等。

4.2 载人火星探测集结方式

载人火星探测任务的总质量较大,超过现有任一运载火箭的单次运载能力,且若将宇航员及物资在地面组装好一同发射则要求运载火箭具有很大的整流罩,这都不现实。因此,载人火星探测需要将各个模块分成多个批次通过不同的运载火箭发射至地球轨道,在地球轨道进行集结组装然后前往火星。同样,当宇航员从火星表面返回地球时,先乘坐上升器到达火星轨道或者绕火轨道,与轨道上的飞船交会对接再返回地球。在阿波罗登月的开始阶段,美国也提出了多种集结方式,同样,美国也开展了载人火星探测的各种集结方式的研究,表 6对比了阿波罗登月和载人火星探测主要研究的几种集结方式。

表 6 阿波罗号与载人火星探测集结方式 Table 6 Assembly of Apollo and human Mars missions
阿波罗登月出发/返回集结方式 载人火星探测
出发集结方式 返回集结方式
直接起飞 直接起飞 火星表面集结
月球轨道集结 LEO集结 火星轨道集结
月球表面集结 HEO集结 火星绕飞轨道集结
地球轨道集结 NRHO(Near-Rectilinear
  Halo Orbit)

在阿波罗登月任务中,科研人员在综合考虑后最终选用了月球轨道集结的方式。针对载人火星探测的集结方式,直接起飞的出发集结方式可用于小模块,火星表面集结的返回集结方式要求火星上升器具备足够的运载能力才能把在火星表面集结好的装置送至火星轨道或绕火轨道,而上升器推力难以满足要求,而火星绕飞轨道集结的返回集结方式因为在绕飞轨道上飞船的速度很大,也大大加大了集结的难度,因此,目前载人火星探测方案中大多采用地球低轨道集结或者地月轨道集结的出发集结方式和火星轨道集结的返回集结方式。

4.3 载人火星探测存在的挑战

载人火星探测根据飞行器当前所处的位置以及状态大致可分为地球轨道、地火转移轨道、绕火轨道、EDL过程、火星表面以及上升返回6个阶段。在各个阶段中,载人火星探测所面临的主要挑战各有不同,表 7总结了各个阶段中所要解决的主要技术难题。

表 7 载人火星探测各阶段的主要技术挑战 Table 7 Main technical challenges in stages of human Mars mission
阶段 主要技术挑战
地球轨道与绕火轨道 在轨集结/装配技术
地火转移轨道 轨道优化技术、气动捕获技术、宇航员辐射安全及医疗保健技术、空间推进及能源技术、居住与活动技术
EDL过程 EDL技术、热防护技术
火星表面 居住与活动技术、宇航员辐射安全及医疗保健技术
上升返回 轨道优化技术、在轨集结/装配技术、空间推进及能源技术

NASA载人火星探测任务评估报告中介绍了以下8项技术,将EDL技术、空间推进及能源技术、宇航员辐射安全及医疗保健技术作为3大关键技术[77]

1) 在轨集结/装配技术:完成不同模块在地球轨道和火星轨道的集结与装配,形成飞行器整体前往火星或者返回地球。

2) 轨道优化技术:载人火星探测必须考虑到宇航员的安全与空间耐受能力,因此轨道转移时间越短越好,但由于探测器质量较大,其燃料消耗是不可回避的问题。因此,针对各方面的约束,多体轨道动力学建模、误差分析与数值仿真、天体借力飞行轨道设计及探测器参数对轨道的影响等轨道优化关键技术的研究是必要的。

3) 居住与活动技术:在载人火星探测任务中,运载火箭的运载能力及运载空间都是有限的,而且物资补给受限于探测窗口,所以居住与活动设备应具备质量小、占用空间小、能长时间满足宇航员生活需求且具有高可靠性和可维修性。因此,在居住与活动技术中应研究轻型可展开结构、空气/水封闭技术、行星表面植物种植技术及行星表面敏捷活动技术等。

4) 气动捕获技术[78]:气动捕获可以结合推力器实现火星制动捕获,以减少燃料消耗,进而减轻运载的质量。气动捕获是一种风险相对较低的技术,主要包含10个步骤,如图 8所示,尽管目前气动捕获技术未在实际任务中实施,但研究已经证实了其可行性。

图 8 火星气动捕获过程 Fig. 8 Process of Mars aerocapture

5) 宇航员辐射安全及医疗保健技术[79]:宇航员需要长时间生活工作在辐射的微重力狭窄空间中,因此,需要研究食物营养及其长时间存储技术、微重力下失调效应减弱技术、辐射防护与装备、医疗诊断与治疗设备以及宇航员在孤立狭窄环境生理和心理压力缓解等,提供周全的措施来保障宇航员的身心健康。

6) 空间推进及能源技术:由于轨道转移时间长、宇航员生活时间长、设备工作时间长,要求具备大量的能源供设备及推力器使用,但是由于运载能力有限,所携带的能源有限,因此需要研究核动力推进技术、空间核电技术、空间太阳能技术以及原位资源生产技术等。

7) 热防护技术:在EDL过程中,探测器与火星大气接触摩擦产生巨大的热量,热防护技术是世界公认的、有待进一步提高和发展的关键技术之一。其与探测器的气动外形设计和热防护材料等高度相关,需要综合考虑多方面因素和新材料技术水平。当前热防护主要突破方向包括低密度隔热材料、疏导式热防护、防热结构集成和热力耦合分析等技术。

8) EDL技术:EDL过程是整个探测过程中最凶险的阶段,整个EDL过程约为8 min的时间,要求探测器在这么短的时间内从高超声速状态减速至保证安全软着陆的速度,整个过程存在多方面约束和挑战,具体见第5节。

5 载人火星探测EDL的GNC关键技术 5.1 载人火星探测EDL过程面临的挑战

本文在表 8中对比了无人火星探测任务与载人火星探测任务的EDL过程的部分区别。

表 8 无人火星探测与载人火星EDL过程对比 Table 8 Comparison of EDL between unmanned Mars missions and human Mars missions
无人火星探测EDL 载人火星探测EDL
质量小 质量大,至少40 t
伞降减速 超声速反推力器减速
着陆精度要求低 着陆精度要求高,50~100 m
火星轨道器与火星表面设备少 火星轨道器与火星表面设备多
无人为操控 可人为操控

相比无人火星探测任务,载人火星探测质量大,至少为40 t,而且由于火星大气稀薄,而载人火星探测的质量大,伞降减速效果不明显且所需减速伞过大,需要采用超声速反推力器在探测器仍处于超声速状态就开始工作进行减速。同时载人火星探测货运及载人飞船是分批次到达火星表面再进行组装的,这就要求着陆精度为50~100 m的着陆精度。这些要求都增加了探测任务的难度。而载人火星探测由于前期发射了相应数量的货运着陆器、轨道器以及先期的无人火星探测器等表面设备,使得载人火星探测能够利用的火星轨道器与火星表面设备的数量比无人火星探测的数量更多,载人火星探测可以利用设备进行导航以提高着陆精度。同时,载人着陆器在着陆过程中宇航员在必要时可进行操控以提高安全性,这两方面又是能够降低任务难度的。

载人火星探测EDL过程主要有以下难点和约束条件[23, 73, 80]

1) 着陆精度高:如3.2节所述,载人火星探测任务要求着陆精度为50~100 m。而火星的大气复杂多变、着陆过程易受到阵风等影响。为提高着陆精度,需要开展高精度导航系统、建立高精度火星大气模型、建立探测器高精度动力学模型、高超声速制导与控制技术等研究。

2) 火星大气稀薄:由于火星大气稀薄,一方面,使得采用减速伞减速的效果不明显,进而使得采用减速伞进行减速的方案难以实现,另一方面,探测器在EDL过程中减速段会持续到较低的高度,使得着陆轨迹修正、风险规避等时间和空间均不足。因此,需要开展高超声速气动外形设计、高超声速飞行器高稳控制、高超声速飞行制导、超声速反推力器等研究。

3) 热效应严重:探测器在火星大气中高超声速飞行时会产生大量的气动热,为防止探测器被烧蚀或者保证探测器内部器件不因高温损坏,需要开展低密度隔热材料、热防护技术、防热结构集成技术和热力耦分析等技术的研究。

4) 火星环境多变,地貌崎岖多变:一方面由于地面崎岖多变,欺骗了探测器携带的雷达测高系统,使得着陆器可能会过早打开或者过早/过晚开始终端下降,另一方面,在着陆的过程中,小于0.5 m的障碍难以识别,容易造成探测器与障碍发生碰撞,导致任务失败,因此需要开展高精度障碍检测与障碍规避技术、人工操控技术、高精度测高系统等技术的研究。

5) 过低的有效载荷比:若载人火星探测在轨道转移、火星轨道捕获等过程全采用推进方式,则到达火星表面1 t的物体,在地球低轨道的质量约为20 t;即使火星轨道捕获采用气动捕获的方式,在地球低轨道质量也在5~6 t左右。

6) 火星大气是复杂多变的,受到很多因素的影响,随着温度、季节和光照等变化,而且火星的大气模型呈现非线性,缺乏精确的建模。

7) 在EDL过程中存在通信黑障段,无线电通信不可用,且抛弃热防护罩前,部分导航敏感器被遮挡不能正常工作。

8) 探测器EDL过程速度大、状态变化快,整个过程持续的时间小于地火通信延时,地面科研人员无法干预EDL过程。

9) 器载宇航计算机的计算能力有限,要求GNC设计相对简单以满足实时性。

10) 缺乏充足的先验信息,无法进行精确建模,缺乏仿真数据和设备,使得很多实验无法真实模拟火星探测EDL过程。

11) EDL全过程模拟技术:地面的设备难以准确地模拟载人火星探测的EDL过程,以提高EDL的设计可靠性与安全性。

5.2 载人火星探测EDL过程导航系统关键技术

载人火星探测EDL过程中,由于通信黑障段和防热罩的原因,使得部分导航传感器在某些阶段或某些状态下无法使用,限制了导航可用信息源,而且无法建立精确的导航模型,在设计及验证过程中需要依赖假设和预测,要求导航系统具备自主性、鲁棒性和自适应能力。另外,为了在器载宇航计算机运算能力有限的情况下保证导航系统输出的实时性,要求导航算法简单易实现。因此,导航系统设计需要解决以下关键技术:

1) 在线建模与校正技术:将探测器的EDL动力学模型引入导航系统中,且具备在线建模与校正能力。即实时测量气动参数以提高模型精度,同时建模时应考虑高阶火星重力场模型、火星自转及科氏力等影响,以提高导航精度。

2) 构建类GPS导航网络:随着火星探测计划的实施,越来越多的火星轨道环绕器运行在绕火轨道中,可以利用这些轨道器建立类似于GPS的导航网络,以提高EDL过程的导航精度,如图 9所示。

图 9 火星类GPS网络示意图 Fig. 9 Illustration of Mars GPS network

3) 无线电测量技术:利用火星轨道器或者先期任务中留在火星表面的探测器或者前期已着陆的货运飞船等火星表面设备建立无线电测量系统,进行无线电测量导航,如图 10所示。

图 10 火星无线电测量导航示意图 Fig. 10 Scheme of Mars radio-based navigation

4) 组合导航技术[73, 81-82]:防热罩分离前,采用无线电测量信号、类GPS导航信号与惯性测量单元(IMU)导航信息进行组合导航,如图 11[83]所示;防热罩分离后,雷达正常工作,采用雷达、类GPS和IMU进行组合导航,且为了避免相互干扰,雷达打开后应将无线电信号关闭;在着陆段,此时探测器的高度相对较低,视觉导航开始起作用,可以利用视觉、激光雷达、类GPS与IMU进行组合导航。组合导航技术如图 12所示。

图 11 无线电组合导航示意图[83] Fig. 11 Integrated navigation scheme of radio and IMU[83]
图 12 视觉、激光雷达与IMU组合导航示意图 Fig. 12 Navigation scheme of vision, Lidar and IMU
5.3 载人火星探测EDL过程制导与控制关键技术

载人火星探测EDL过程着陆精度要求高,难以建立精确的动力学模型用于制导与控制设计,而且在设计过程很大程度上依赖于蒙特卡罗仿真。另外EDL过程存在不确定性,使得大气进入段和动力下降段难以精确交班,且在动力下降段所能用来进行轨迹修正、风险规避等的时间和空间不足,这些都加大了制导与控制设计的难度。为此,要求制导与控制方式为自主闭环的制导与控制方式,能够实时规划修正轨迹,且具备高可靠性与容错能力。制导与控制关键技术分为在线优化、轨迹跟踪、反馈制导与智能容错4个模块,共9项技术,如图 13所示。

图 13 制导与控制技术分类 Fig. 13 Classification of guidance and control technology

1) 在线建模与校正技术:实时测量气动参数在线提高模型精度;同时,建模时应考虑高阶的火星重力场、火星自转等因素。

2) 轨迹优化与快速在线重规划技术:一方面,EDL过程具有大不确定性,可采用智能优化算法进行EDL轨迹优化,如遗传算法、粒子群算法等;另一方面,EDL过程探测器与标称轨迹间存在误差,快速在线重规划能够提高着陆精度。

3) 标称轨迹与跟踪制导综合设计:将标称轨迹和跟踪制导分开设计的方法若控制系统跟踪标称轨迹的能力很弱,制导的性能将会严重下降,为了提高制导的精度,应进行标称轨迹与跟踪制导综合设计。

4) 鲁棒自适应自主制导与控制技术:利用鲁棒控制理论、自适应控制理论等设计自适应制导与控制算法,比如基于指令发生跟踪器的直接模型参考自适应跟踪控制、滑模变结构控制等。文献[84]以速度作为判断标准,设计了自适应动力下降段初态的制导方法,如图 14所示。

图 14 自适应动力下降段初态制导框图[84] Fig. 14 Guidance with adaptive powered descent initiation[84]

5) 自主风险监测与规避技术:火星表面碎石、沟壑等障碍会影响着陆安全,探测器应具备自主风险监测与规避能力,确保着陆安全,图 15中给出了基本的技术流程图。

图 15 自主风险监测与规避技术流程 Fig. 15 Flow chart of autonomic risk monitoring and avoidance technology

6) 大气进入与动力下降一体化制导技术:将大气进入段与动力下降段综合考虑,寻找满足约束条件的交接点,一体化设计满足条件的大气进入与动力下降的制导律。文献[85]利用计算制导方法设计了大气进入段与动力下降段一体化制导律,制导框图如图 16所示。

图 16 大气进入与动力下降一体化制导设计框图[85] Fig. 16 Block diagram of integrated guidance from entry to powered descent[85]

7) 人在闭环控制技术:在载人火星探测的EDL过程中,若自动着陆系统故障或者其他情况发生,使得探测器无法自主完成着陆任务,宇航员可以介入探测器的着陆过程,进行着陆点重新选址、障碍规避和着陆控制,以保证安全,在阿波罗月球探测器已经成功应用了人工操纵[86]

8) 容错控制技术:为提高着陆过程的可靠性与安全性,容错控制方案必不可少,如基于改进神经网络的容错控制、直接模型参考自适应控制系统重构等。

9) EDL不确定性量化技术[87-90]:无论无人火星探测还是载人火星探测,在EDL过程中,探测器的初始状态、系统参数、外界环境参数等均存在不确定性,传统采用蒙特卡罗对不确定性进行分析的方法计算效率低,因此需要开展EDL不确定性量化技术的研究,为EDL不确定性的影响提供高精度且高效分析。

6 结 论

目前美国、欧空局等在无人火星探测方面已经取得了显著的成绩,近些年来以美国为首的国外航天机构已经开展了不少关于载人火星探测任务的方案及技术研究,并取得了丰富的研究成果。本文旨在调研国外目前载人火星探测的方案及技术研究成果,总结了载人火星探测的体系构成、集结方式和存在的挑战,系统的针对EDL过程存在的挑战给出了GNC相应的关键技术,为中国未来的载人火星探测的方案及技术研究提供一定的参考和学术思路。

参考文献
[1] GRANT J, STEELE A, RICHARDSON M, et al. Mars science goals, objectives, investigations, and priorities[R]. Arlington: Mars Exploration Program Analysis Group, 2006.
Click to display the text
[2] GREELEY R, MCCLEESE D, GARVIN J. The Mars exploration program: Scientific goals, objectives, investigations, and priorities[C]//AGU Fall Meeting Abstracts, 2001.
Click to display the text
[3] HOEHLER T M, WESTALL F. Mars exploration program analysis group goal one:Determine if life ever arose on Mars[J]. Astrobiology, 2010, 10(9): 859-867.
Click to display the text
[4] 吴智勇. 日本"希望"号的忧伤[J]. 知识窗, 2004(12): 22.
WU Z Y. The sadness of the Japanese "Hope Mars probe"[J]. Knowledge Window, 2004(12): 22. (in Chinese)
Cited By in Cnki | Click to display the text
[5] 耿言, 周继时, 李莎, 等. 我国首次火星探测任务[J]. 深空探测学报, 2018, 5(5): 399-405.
GENG Y, ZHOU J S, LI S, et al. Review of first Mars exploration mission in China[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2018, 5(5): 399-405. (in Chinese)
Cited By in Cnki (7) | Click to display the text
[6] 肖择. 欧美相继发射火星探测器[J]. 上海航天, 2003, 20(4): 7.
XIAO Z. Europe and the United States have launched Mars probes[J]. Aerospace Shanghai, 2003, 20(4): 7. (in Chinese)
Cited By in Cnki (1) | Click to display the text
[7] 张曼倩. 节节突破的中国深空探测[J]. 国际太空, 2019(9): 32-36.
ZHANG M Q. Breaking through of deep space exploration in China[J]. Space International, 2019(9): 32-36. (in Chinese)
Cited By in Cnki (3) | Click to display the text
[8] 张扬眉. 印度成功发射火星轨道器[J]. 国际太空, 2013(12): 52-58.
ZHANG Y M. Indian Mars orbiter launched successfully[J]. Space International, 2013(12): 52-58. (in Chinese)
Cited By in Cnki (2) | Click to display the text
[9] CRAWFORD I. Human missions to Mars:Enabling technologies for exploring the red planet[J]. EOS, Transactions American Geophysical Union, 2008, 89(36): 334-334.
Click to display the text
[10] WEBB K D, LU P, DWYER C A M. Aerocapture guidance for a human Mars mission[C]//AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference.Reston: AIAA, 2017.
Click to display the text
[11] SALOTTI J M, HEIDMANN R. Roadmap to a human Mars mission[J]. Acta Astronautica, 2014, 104(2): 558-564.
Click to display the text
[12] MERRILL R G, CHAI P, JONES C A, et al. An integrated hybrid transportation architecture for human Mars expeditions[C]//AIAA Space 2015 Conference and Exposition. Reston: AIAA, 2015.
[13] POLSGROVE T, CHAPMAN J, SUTHERLIN S, et al. Human Mars lander design for NASA's evolvable Mars campaign[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2016.
Click to display the text
[14] BRAUN R D, POWELL R W, ENGELUND W C, et al. Mars pathfinder six-degree-of-freedom entry analysis[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1995, 32(6): 993-1000.
Click to display the text
[15] DESAI P N, SCHOENENBERGER M, CHEATWOOD F. Mars exploration rover six-degree-of-freedom entry trajectory analysis[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(5): 1019-1025.
Click to display the text
[16] EA EULER G A, HOPPER F. Design and reconstruction of the viking lander descent trajectories[J]. Journal of Guidance and Control, 1978, 1(5): 372-378.
Click to display the text
[17] LOCKWOOD M K. Introduction:Mars science laboratory:The next generation of Mars landers[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(2): 257-257.
Click to display the text
[18] ABILLEIRA F, HALSELL A, KRUIZINGA G, et al. 2018 Mars Insight trajectory reconstruction and performance from launch through landing[C]//AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference, 2019.
[19] BISWAL M M K, NAIDU A R. A novel entry, descent and landing architecture for mars landers[EB/OL]. (2018-09-10)[2019-11-12] arXiv preprint arXiv: 180900062, 2018. https//arxiv.org/abs/1809.00062.
[20] DESAI P N, PRINCE J L, QUEEN E M, et al. Entry, descent, and landing performance of the Mars phoenix lander[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2011, 48(5): 798-808.
Click to display the text
[21] GOLOMBEK M, KIPP D, WARNER N, et al. Selection of the InSight landing site[J]. Space Science Reviews, 2017, 211(1-4): 5-95.
Click to display the text
[22] KORNFELD R P, PRAKASH R, DEVEREAUX A S, et al. Verification and validation of the mars science laboratory/curiosity rover entry, descent, and landing system[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2014, 51(4): 1251-1269.
Click to display the text
[23] LI S, JIANG X. Review and prospect of guidance and control for Mars atmospheric entry[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2014, 69: 40-57.
Click to display the text
[24] SAN MARTIN A M, LEE S W, WONG E C. The development of the MSL guidance, navigation, and control system for entry, descent, and landing[C]//23rd Space Flight Mechanics Meeting, 2013.
Click to display the text
[25] SPENCER D A, BLANCHARD R C, BRAUN R D, et al. Mars pathfinder entry, descent, and landing reconstruction[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1999, 36(3): 357-366.
Click to display the text
[26] SUBRAHMANYAM P, RASKY D. Entry, descent, and landing technological barriers and crewed MARS vehicle performance analysis[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2017, 91: 1-26.
Click to display the text
[27] WAY D W, DAVIS J L, SHIDNER J D. Assessment of the Mars science laboratory entry, descent, and landing simulation[C]//23rd AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, 2013.
Click to display the text
[28] 吴俊.国外载人火星探测情况浅析[C]//中国空间科学学会空间探测专业委员会全国空间探测学术研讨会会议, 2013.
WU J. Analysis of the situation of foreign manned exploration of Mars[C]//The 26th National Symposium on Space Exploration of the Professional Committee of Space Exploration of Chinese Society of Space Rsearch, 2013(in Chinese).
Cited By in Cnki | Click to display the text
[29] 吴小宁, 夏薇, 韩京军. 俄罗斯火星载人探测技术现状[J]. 航天器环境工程, 2008, 25(5): 485-491.
WU X N, XIA W, HAN J J. The technology of manned exploration of mars in Russia[J]. Spacecraft Enviroment Engineering, 2008, 25(5): 485-491. (in Chinese)
Cited By in Cnki (1) | Click to display the text
[30] CRAIG D A, HERRMANN N B, TROUTMAN P A. The evolvable mars campaign-study status[C]//2015 IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2015.
Click to display the text
[31] DRAKE B G. Human exploration of Mars:Challenges and design reference architecture 5.0[J]. Journal of Cosmology, 2010, 12: 3578-3587.
Click to display the text
[32] DWYER C A, POWELL R W. Entry, descent, and landing guidance and control approaches to satisfy Mars human mission landing criteria[C]//27th AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, 2017.
Click to display the text
[33] ENGELUND W C, DWYER C A, POWELL R W, et al. Entry, descent, and landing architecture and technology challenges for human exploration of Mars[J]. Journal of Cosmology, 2010, 12: 3601-3618.
Click to display the text
[34] MOORE C L. Technology development for human exploration of Mars[J]. Acta Astronautica, 2010, 67(9-10): 1170-1175.
Click to display the text
[35] PRICE H, BAKER J, NADERI F. A minimal architecture for human journeys to Mars[J]. New Space, 2015, 3(2): 73-81.
Click to display the text
[36] 黄志澄. EDL技术:载人火星探索的关键[J]. 太空探索, 2014(10): 14-19.
HUANG Z C. EDL Technology:The key to human Mars exploration[J]. Space Exploration, 2014(10): 14-19. (in Chinese)
Cited By in Cnki | Click to display the text
[37] DRAKE B G, HOFFMAN S J, BEATY D W. Human exploration of Mars, design reference architecture 5.0[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2010.
Click to display the text
[38] DRAKE B G, WATTS K D. Human exploration of Mars design reference architecture 5.0, addendum#2[R]. Houston: NASA Johnson Space Center, 2014.
Click to display the text
[39] MACCONE C. NASA gateways at L1 and L2 and the radio-quiet moon farside imperative[J]. Acta Astronautica, 2005, 57(2-8): 145-155.
Click to display the text
[40] THRONSON H, GEFFRE J, PRUSHA S, et al. The lunar L1 gateway concept: Supporting future major space science facilities[C]//Second Workshop on New Concepts for Far-Infrared and Submillimeter Space Astronomy, 2004.
Click to display the text
[41] DUGGAN M, ENGLE J, MOSEMAN T, et al. A crewed lunar lander concept utilizing the SLS, orion, and the cislunar deep space gateway[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2018.
Click to display the text
[42] LAWRENCE S, NEAL C. The open gateway: Lunar exploration in 2050[C]//Planetary Science Vision 2050 Workshop, 2017.
Click to display the text
[43] SIMON X, ENGLE J, DUGGAN M, et al. A crewed lunar lander concept utilizing the cislunar gateway[C]//AIAA Space Forum. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[44] CASSADY R, CARBERRY C, CICHAN T. The deep space gateway: The next stepping stone to mars[C]//Deep Space Gateway Concept Science Workshop, 2018.
[45] TIMMONS K, CODERRE K, PRATT W D, et al. The orion spacecraft as a key element in a deep space gateway[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2018.
Click to display the text
[46] RUCKER M, CONNOLLY, J. Deep space gateway-enabling missions to mars[R]. Washington, D.C.: NASA Headquarters, 2017.
Click to display the text
[47] BOROWSKI S K, MCCURDY D R, PACKARD T W. Nuclear thermal rocket/vehicle characteristics and sensitivity trades for NASA's mars design reference architecture (DRA) 5.0 study[C]//Nuclear and Emerging Technologies for Space 2009, 2009.
Click to display the text
[48] CASSELL A M, BRIVKALNS C A, BOWLES J V, et al. Human Mars mission design study utilizing the adaptive deployable entry and placement technology[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2017.
Click to display the text
[49] CIANCIOLO A D, POLSGROVE T T. Human Mars entry, descent, and landing architecture study overview[C]//AIAA SPACE 2016 Conference. Reston: AIAA, 2016.
Click to display the text
[50] KLEINHENZ J E, PAZ A. An ISRU propellant production system for a fully fueled mars ascent vehicle[C]//10th Symposium on Space Resource Utilization, 2017.
Click to display the text
[51] PERCY T, MCGUIRE M, POLSGROVE T. In-space transportation for NASA's evolvable mars campaign[C]//AIAA Space 2015 Conference and Exposition. Reston: AIAA, 2015.
Click to display the text
[52] PERCY T K, POLSGROVE T, SUTHERLIN S, et al. Human Mars entry, descent, and landing architecture study: Descent systems[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[53] POLSGROVE T, CHAPMAN J, SUTHERLIN S, et al. Human Mars lander design for NASA's evolvable Mars campaign[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2016.
Click to display the text
[54] POLSGROVE T, DWYER-CIANCIOLO A M. Human Mars entry, descent and landing architecture study overview[C]//AIAA SPACE 2016 Conference. Reston: AIAA, 2016.
Click to display the text
[55] POLSGROVE T, DWYER-CIANCIOLO A M, ROBERTSON E A, et al. Human Mars entry, descent, and landing architecture study: Rigid decelerators[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[56] POLSGROVE T, THOMAS H D, STEPHENS W, et al. Mars ascent vehicle design for human exploration[C]//AIAA SPACE 2015 Conference and Exposition. Reston: AIAA, 2015.
Click to display the text
[57] PRICE H W, BRAUN R D, MANNING R, et al. A high-heritage blunt-body entry, descent, and landing concept for human Mars exploration[C]//54th AIAA Aerospace Sciences Meeting. Reston: AIAA, 2016.
Click to display the text
[58] FRIZ P D, SAMAREH J, HOSDER S. A cost modeling approach for entry systems analysis of human Mars missions[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[59] SOSTARIC R R, CERIMELE C J, ROBERTSON E A, et al. A rigid mid lift-to-drag ratio approach to human Mars entry, descent, and landing[C]//AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 2017.
Click to display the text
[60] HOFFMAN S J, WILLIAMS N J. An introduction to human Mars mission equipment and operations[R]. Houston: NASA Johnson Space Center, 2018.
[61] MCGUIRE M L, OLESON S R, BURKE L, et al. NASA GRC compass team conceptual point design and trades of a hybrid solar electric propulsion (SEP)/chemical propulsion human Mars deep space transport (DST) vehicle[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[62] PERCY T K, RODRIGUEZ M. Revisiting nuclear thermal propulsion for human Mars exploration[C]//AIAA Space 2017 Conference. Reston: AIAA, 2017.
Click to display the text
[63] SCOTT J H. The value proposition of multi-megawatt electric power/propulsion for the human exploration of mars[C]//70th International Astronautical Conference (IAC), 2019.
[64] PERCY T K, POLSGROVE T, MERRILL R G, et al. Payload sensitivities for human Mars exploration transportation systems[C]//AIAA Space Forum. Reston: AIAA, 2018.
[65] POLSGROVE T P, THOMAS H D, STEPHENS W, et al. Human Mars ascent vehicle configuration and performance sensitivities[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2017.
Click to display the text
[66] GERNHARDT M L, BEKDASH O S, LITAKER H L, et al. Mars ascent vehicle sizing, habitability, and commonality in NASA's evolvable Mars campaign[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2017.
Click to display the text
[67] POLSGROVE T P, PERCY T K, RUCKER M, et al. Update to Mars ascent vehicle design for human exploration[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2019.
Click to display the text
[68] GINA A. Top 10 Teams selected in virtual model stage of NASA's 3D-Printed habitat challenge[EB/OL]. (2018-06-29)[2019-11-12].https://www.nasa.gov/directorates/spacetech/centennial_challenges/3DPHab/top-10-virtual-model-stage.
[69] LILLARD R, OLEJNICZAK J. Human Mars EDL pathfinder study: Assessment of technology development gaps and mitigations[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2017.
Click to display the text
[70] POLSGROVE T P, THOMAS H D, CIANCIOLO A D, et al. Mission and design sensitivities for human Mars landers using hypersonic inflatable aerodynamic decelerators[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2017.
Click to display the text
[71] KIMBERLY M, GIANINE F. Exploring the solar system? You may need to pack an umbrella[EB/OL]. (2018-09-11)[2019-11-12]. https://www.nasa.gov/feature/ames/exploring-the-solar-system-you-may-need-to-pack-an-umbrella.
[72] POLSGROVE T, CHAPMAN J, SUTHERLIN S, et al. Human Mars lander design for NASA's evolvable Mars campaign[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2016.
Click to display the text
[73] JIANG X, WANG Y, LI S. Next-generation Mars EDL GNC: Challenges and solutions[C]//Proceedings of 2014 IEEE Chinese Guidance, Navigation and Control Conference. Piscataway: IEEE Press, 2014.
Click to display the text
[74] 崔平远, 于正湜, 朱圣英. 火星进入段自主导航技术研究现状与展望[J]. 宇航学报, 2013, 34(4): 447-456.
CUI P Y, YU Z S, ZHU S Y. Research progress and prospect of autonomous navigation techniques for Mars entry phase[J]. Journal of Astronautics, 2013, 34(4): 447-456. (in Chinese)
Cited By in Cnki (52) | Click to display the text
[75] 叶培建, 杨孟飞, 彭兢, 等. 中国深空探测进入/再入返回技术的发展现状和展望[J]. 中国科学:技术科学, 2015, 45(3): 229-238.
Cited By in Cnki (27) | Click to display the text
[76] ZHENG Y, CUI H. Mars atmospheric entry guidance using a sensitivity method[J]. IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 2017, 53(4): 1672-1684.
Click to display the text
[77] BOARD S S, COUNCIL N R. Pathways to exploration:Rationales and approaches for a US program of human space exploration[M]. Washington D.C.: National Academies Press, 2014.
[78] BRAUN R D, MANNING R M. Mars exploration entry, descent and landing challenges[C]//IEEE Aerospace Conference. Piscataway: IEEE Press, 2006.
Click to display the text
[79] MOSES R W, BUSHNELL D, KOMAR D R, et al. Maintaining human health for humans-Mars[C]//2018 AIAA SPACE and Astronautics Forum and Exposition. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[80] KORZUN A M, DUBOS G F, IWATA C K, et al. A concept for the entry, descent, and landing of high-mass payloads at Mars[J]. Acta Astronautica, 2010, 66(7-8): 1146-1159.
Click to display the text
[81] YU Z, CUI P, CRASSIDIS J L. Design and optimization of navigation and guidance techniques for Mars pinpoint landing:Review and prospect[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2017, 94: 82-94.
Click to display the text
[82] CUI P, GAO X, ZHU S, et al. Visual navigation using edge curve matching for pinpoint planetary landing[J]. Acta Astronautica, 2018, 146: 171-180.
Click to display the text
[83] LOU T S, CHEN N H, WANG X Q, et al. Reliable distributed integrated navigation based on CI during Mars entry[J]. International Journal of Aerospace Engineering, 2019(PT2): 1802659.1-1802659.11.
Click to display the text
[84] LU P, SOSTARIC R R, MENDECK G F. Adaptive powered descent initiation and fuel-optimal guidance for Mars applications[C]//2018 AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[85] JIANG X, LI S, FURFARO R. Integrated guidance for mars entry and powered descent using reinforcement learning and pseudospectral method[J]. Acta Astronautica, 2019, 163: 114-129.
Click to display the text
[86] 刘莹莹, 吕纪远, 周军. 载人登月软着陆中手动控制制导方案研究[J]. 西北工业大学学报, 2012, 30(4): 479-484.
LIU Y Y, LYU J Y, ZHOU J. Exploring manual-control strategy for manned lunar soft landing[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2012, 30(4): 479-484. (in Chinese)
Cited By in Cnki (1) | Click to display the text
[87] BLELLOCH P A, BRANDEAU E, KAMMER D. Uncertainty quantification for Mars 2020 powered descent closed loop stability[C]//2018 AIAA Non-Deterministic Approaches Conference. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[88] HALDER A, BHATTACHARYA R. Dispersion analysis in hypersonic flight during planetary entry using stochastic liouville equation[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2011, 34(2): 459-474.
Click to display the text
[89] JIANG X. Uncertainty quantification for Mars atmospheric entry using polynomial chaos and spectral decomposition[C]//2018 AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference. Reston: AIAA, 2018.
Click to display the text
[90] PRABHAKAR A, FISHER J, BHATTACHARYA R. Polynomial chaos-based analysis of probabilistic uncertainty in hypersonic flight dynamics[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2010, 33(1): 222-234.
Click to display the text
http://dx.doi.org/10.7527/S1000-6593.2020.23651
中国航空学会和北京航空航天大学主办。
0

文章信息

马广富, 龚有敏, 郭延宁, 高新洲
MA Guangfu, GONG Youmin, GUO Yanning, GAO Xinzhou
载人火星探测进展及其EDL过程GNC关键技术
Human Mars mission: Research progress and GNC key technologies during EDL
航空学报, 2020, 41(7): 023651.
Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2020, 41(7): 023651.
http://dx.doi.org/10.7527/S1000-6593.2020.23651

文章历史

收稿日期: 2019-11-12
退修日期: 2019-11-25
录用日期: 2020-02-19
网络出版时间: 2020-03-10

相关文章

工作空间