董捷 饒煒 孟林智 王闖 楊超 萬志強 蔣崇文

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094) (2 北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

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國外火星低空飛行器技術發(fā)展研究

董捷1饒煒1孟林智1王闖1楊超2萬志強2蔣崇文2

(1 北京空間飛行器總體設計部，北京 100094) (2 北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

針對當前國外火星低空飛行器主要類型，包括浮空氣球、固定翼、旋翼、撲翼和傾斜旋翼等的發(fā)展情況進行了調研與分析，梳理了低雷諾數(shù)氣動外形設計、能源和動力系統(tǒng)設計、飛行自主導航控制等主要關鍵技術及火星低空飛行器的未來發(fā)展趨勢，并對我國火星低空飛行器技術發(fā)展提出了建議。

火星；飛行器；低雷諾數(shù)

1 引言

由于火星上空存在稀薄大氣，使設計類似地球航空器的火星低空飛行器成為可能。其通?？稍诰嗷鹦潜砻孑^低高度(5千米以下)以亞音速飛行。有別于傳統(tǒng)的環(huán)繞、著陸巡視探測，火星低空飛行器技術形式多樣，大小規(guī)模靈活，可兼顧廣度探測和局部區(qū)域(尤其是復雜地形)的深度探測，還能輔助著陸巡視任務提高任務規(guī)劃效率，為火星采樣返回任務獲取多點樣品，以盡可能低的成本獲得盡可能高的科學收益，在國外火星探測領域一直是研究的重要方向。

目前，國外已經開展研究的火星低空飛行器類型主要包括浮空氣球、固定翼、旋翼、撲翼和傾斜旋翼五類，如NASA研究的火星超壓氣球[1]和阿瑞斯(ARES)固定翼飛機[2]、噴氣推進實驗室(JPL)研究的共軸雙旋翼直升機[3]、部分高校研究的撲翼機如蟲形飛機(Entomopter)[4]、英國薩瑞研究中心研究的傾斜旋翼[5]等。其中，浮空氣球的設計思路提出的較早，但由于火星大氣密度低，功能有限，關注度相對較低；ARES飛行器著眼于一次性長時間探測，從而掌握火星遙感衛(wèi)星不易短時獲取的大范圍高分辨率數(shù)據；共軸雙旋翼直升機、撲翼機等飛行器主要定位于輔助火星車任務規(guī)劃，每個火星日及早獲取前方大范圍地形數(shù)據，在一些擴展應用中，還考慮用于多位置采樣，以及為宇航員登陸火星后的表面探測提供支持。

本文首先對國外已經開展的火星低空飛行器技術形式及典型飛行器進行分析，介紹了不同技術形式的工作原理、典型探測器主要參數(shù)，總結其技術特點。在此基礎上，對火星低空飛行器的主要關鍵技術進行分析，歸納技術發(fā)展趨勢，并提出發(fā)展建議。

2 國外火星低空飛行器的發(fā)展現(xiàn)狀

以下按技術難度和發(fā)展歷程對國外不同形式火星低空飛行器發(fā)展現(xiàn)狀進行介紹。

2.1 浮空氣球

浮空氣球是技術發(fā)展最早的低空飛行器。目前開展研究的火星浮空氣球主要包括零壓氣球和超壓氣球兩種。

(1)零壓氣球：氣球內有排氣管和外部大氣連通，在地面時氣體不充滿氣球。隨著高度增加，外部大氣壓降低，氣球內浮升氣體膨脹充滿后，多余氣體通過排氣管排入大氣，使內外壓差基本為零，當浮力與重力相等時，不再上升。由于白天和夜晚溫差大，氣球收縮，浮力減小，高度會降低，如維持高度只能拋掉壓艙物，氣球變輕，這樣白天又須排掉一部分氣體，造成氣體逐漸減少，因此難以長期保持設計高度。

(2)超壓氣球：氣球與大氣不連通。白天溫度較高時，允許氣球承受一定內外壓差，這對氣球的材料和結構設計的要求較零壓氣球更高，但有利于長期保持設計高度。

基于火星大氣壓力變化范圍，采用零壓氣球較超壓氣球其高度變化較大。超壓氣球與零壓氣球的對比如圖1所示。

火星超壓氣球系統(tǒng)通常包括球體(包括球瓣、密封條、充氣管等)、連接系繩、吊艙等組成[6](見圖2)。球體主要包括球膜、加強筋和球上裝置。球體是產生升力的部分，需要承受晝夜變化帶來的壓差變化，要具有較高的強度。通過連接球頂和球底的高強度延伸性加強筋使球膜在受到較大的內外壓差時形成圓弧狀突起。吊艙包括供電、控制、通信、任務載荷等。供電可采用太陽能電池+蓄電池方式，或者采用高效燃料電池。

目前火星氣球在軌釋放過程包括飛行中釋放和在火星表面釋放兩種方案，如圖3和圖4所示[7]。

2.2 固定翼飛行器

固定翼飛行器是指其機翼構形相對機身或機體縱軸“固定”不動的飛行器。按氣動原理，其升力主要從固定翼的上下氣動“壓力差”產生。根據對固定翼飛行器續(xù)航能力的要求，分為無動力和有動力兩種類型。

2.2.1 無動力飛行器

最典型的為滑翔機，飛行時利用自身重力在前進方向分力克服氣動阻力保持前進速度。增大釋放高度、降低翼載荷、增大升阻比與升力系數(shù)[8]，可以實現(xiàn)較長的留空時間。

NASA計劃在2022-2024年火星任務中搭載小型滑翔機，為未來載人火星探測選取著陸點提供詳查數(shù)據，獲取著陸區(qū)附近10 km×10 km范圍內高分辨率圖像(0.1 m/像素)，驗證滑翔技術和翼型(見圖5)。飛行器基于目前快速發(fā)展的立方體衛(wèi)星(CubeSat)技術[9]，翼展達61 cm，質量小于0.45 kg。機翼采用復合材料，采用一次性高效蓄電池(LiSoCl2)。近期正在開展地面技術驗證。

飛行器(即滑翔機)一直以收攏狀態(tài)貯放在火星進入艙內，進入艙進入火星大氣后，在釋放大底及配重的同時，釋放滑翔機?；铏C分離后展開機翼并飛行，從火星表面600 m高度開始滑翔，飛行時間約10 min，飛行距離約32 km。

2.2.2 有動力飛行器

由于火星大氣中以CO2為主，不能采用類似在地球大氣飛行時，通過空氣與燃料混合燃燒產生動力，因此，國外研究通過火箭推進系統(tǒng)或利用電能驅動螺旋槳兩種方式產生動力。

第一種采用火箭推進系統(tǒng)方式，以美國NASA的ARES(Aerial Regional-scale Environmental Survey)飛行器為典型代表[10-11]，已經開展了地面驗證，如圖6所示。機體使用復合材料，并采用了翼身融合布局，機身長4.45 m，雙機翼展開共6.25 m，質量113 kg。為了適應著陸艙容積，釋放前，機翼與尾翼需要折疊收攏在艙內。配置雙組元液體火箭推進系統(tǒng)。

飛行器由進入艙攜帶進入火星大氣，先借助進入艙和降落傘減速，進入艙大底分離后，在距離火星表面約8 km處，飛行器與進入艙分離，隨后展開折疊尾翼，釋放引導傘減速，再展開折疊機翼，利用傘將飛機拉起抬平，最后啟動發(fā)動機，在火星上空約2 km高度處開始巡航飛行(見圖7)。工作時巡航速度145 m/s，航程450～600 km，飛行時間約1 h，也采用一次性蓄電池(Li-SO2)。飛行器對火星表面的探測數(shù)據采用兩種方式傳回地球。方式一利用大氣進入前分離的巡航級作為中繼，后續(xù)傳回地球；方式二飛行器上的數(shù)據先同步轉發(fā)至火星環(huán)繞衛(wèi)星，后續(xù)由環(huán)繞衛(wèi)星傳回地球。

方式二采用電機驅動的螺旋槳推進系統(tǒng)，方案仍以概念研究居多。由于電力驅動的能量轉化效率相對較低，該類型飛行器通常需要盡可能地實現(xiàn)輕小型化設計。

圖8是日本宇宙航空研究開發(fā)機構(JAXA)等聯(lián)合論證的一種以螺旋槳為推進方式的小型火星飛行器[12]。飛行器質量僅4 kg，翼展共2.45 m，功率223 W。擬采用輕質高功率比的壓膜鋰離子電池(厚度100 μm，功率質量比118 Wh/kg)，適于火星光譜的太陽能電池還在論證。

螺旋槳推力大小約2 N，槳尖馬赫數(shù)峰值為0.8，巡航飛行速度60 m/s，飛行距離100 km，飛行時間約30 min，攜帶一臺小型高分辨率相機。為了盡可能地減輕結構占比最大的機翼質量，論證了超輕型的一體化模制塑料機翼和“聚酰亞胺膜+鎂合金骨架結構”機翼兩種方案(見圖9)。

2.3 旋翼飛行器

旋翼飛行器最大的特點是可以實現(xiàn)在火星大氣層中懸停、低速移動、反復起降。具體又分為單旋翼、多旋翼組合以及共軸反旋翼等多種形式。由于火星較低的大氣密度，設計單旋翼飛行器需要較長旋翼以保證升力，并加尾槳產生平衡力矩，造成機身長、結構利用效率低、無法適應進入艙容積等問題，因此當前技術形式集中在共軸雙旋翼或四旋翼形式。而近期NASA重點開展了小型共軸雙旋翼飛行器的研制[3]。圖10為美國噴氣推進實驗室(JPL)設想的概念飛行器，質量約1 kg，旋翼跨度1.1 m，包括兩部分結構，第一部分為位于上部的動力系統(tǒng)，上下布置共軸系統(tǒng)；第二部分為位于下部的儀器艙及支架。儀器艙采用立方星技術，集成了導航控制、電源、測控通信、載荷等系統(tǒng)設備；儀器艙下部安裝著陸支架。為提高升力，旋翼設計轉速達到2400 r/min，每天可飛行2～3 min，飛行距離約0.5 km，在飛行器頂部固定圓盤安裝太陽電池。

目前JPL正在開展火星大氣環(huán)境下飛行性能試驗(見圖11)等專項技術驗證工作，由于技術難度較大，目前規(guī)劃的2020年火星著陸巡視任務仍不具備在軌應用能力。

2.4 傾斜旋翼飛行器

傾斜旋翼飛行器是對固定翼和旋翼技術的組合應用。既可以用旋翼垂直起飛，也可以控制傾轉到水平姿態(tài)，利用固定翼產生的升力飛行，增大飛行速度，著陸時可以再傾轉到直升機狀態(tài)垂直著陸[13]。整個任務階段僅是起飛、著陸的短期功耗大。目前火星傾斜旋翼有兩種實現(xiàn)方案(見圖12)。

方案一[14]：有一對升降副翼，既是水平飛行時升降舵和轉彎側滑的副翼，也是從垂直狀態(tài)轉為平飛狀態(tài)的關鍵控制面。其水平飛行穩(wěn)定性較好，但由垂直至水平轉換過程中須保證動態(tài)穩(wěn)定性。

方案二[5]：采用一組共軸反旋翼，置于機身中部涵道內，機身前部采用兩組單旋翼，分別置于機頭兩側，通過一組可旋轉的連接桿連接。垂直起飛或著陸時，兩組單旋翼調整至拉力沿垂直方向，水平飛行時，調整至沿水平反向。垂直飛行時，依靠中部共軸

反旋翼和兩組單旋翼共同工作，水平飛行時僅依靠兩組單旋翼產生動力。

方案一通常配置2個旋翼，系統(tǒng)功率低，垂直與水平方向轉換時需要利用舵面調整飛行器姿態(tài)。方案二總質量相對較大，為實現(xiàn)起飛拉力，配置3個及以上旋翼，功率大，但垂直與水平方向轉換時不須要調整飛行器姿態(tài)，只須調整旋翼指向。

2.5 撲翼飛行器

撲翼飛行器采用了類似昆蟲飛行時的渦流增生能力。產生高升力的原理主要是撲翼有更強的“前緣渦”并延遲脫落，“旋轉環(huán)流”和“尾流捕獲”也能產生額外升力[15-16]。相比傳統(tǒng)翼型1～1.2的升力系數(shù)，撲翼飛行器升力系數(shù)可以達到5。

實際的撲翼飛行器還無法做到完全仿生形態(tài)，而是簡化為自主拍打的成對機翼進行周期性協(xié)調運動。設計概念按系統(tǒng)復雜性由易至難，依次為單對撲翼、雙對撲翼及變體撲翼，雙對撲翼又包括對稱雙對撲翼式和反對稱雙對撲翼式兩種(見圖13)。

圖13(a)中單對撲翼飛行器前有一對撲翼，后有尾翼。尾翼用于控制飛行器平衡、迎角及航向。圖13(b)為一種典型的對稱雙對撲翼式飛行器[17]，上下?lián)湟硗瑫r開合轉動。圖13(c)是一種反對稱兩對撲翼式飛行器(Entomopter)[18]，前后串行布置撲翼，180°反相位撲動。質量為0.5～2 kg，飛行速度為2～30 m/s，翼展為0.3～1 m，升力系數(shù)為7.95～10.6，飛行高度在30 m以下，以燃料燃燒為動力。圖13(d)為德國Festo公司研制的變體撲翼飛行器智能鳥(Smartbird)，源于海鷗飛行方式[19]，其翼展為2 m，質量為480 g，撲翼面積為0.5 m2，飛行速度為5 m/s，撲打頻率2 Hz，平均消耗功率23 W。為了降低整個飛行器結構質量，采用了輕質碳纖維材料。

3 火星表面低空飛行器特點分析

3.1 不同形式飛行器技術特點對比

火星表面幾千米高度處大氣密度僅為地球表面的1%，對應雷諾數(shù)范圍為104～105，明顯低于地球大多數(shù)航空器(2×106～2×108)，因此地球航空器不完全適應火星大氣環(huán)境，大多數(shù)現(xiàn)有常規(guī)地球航空器翼型在該條件下升力系數(shù)、阻力系數(shù)不規(guī)則，升阻比明顯降低。因此火星低空飛行器設計更強調高升力、低阻力與輕質機體。此外，火星低空飛行器只能結合著陸平臺或火星車釋放與工作，沒有理想的表面起飛和著陸場地。目前已經開展研究的不同形式火星飛行器技術特點見表1。

表1 不同形式飛行器技術特點對比Table 1 Technical characterisitics of different types

3.2 關鍵技術分析

由于火星特殊的工作環(huán)境，使火星低空飛行器的研制面臨許多關鍵技術，具體如下：

1)低雷諾數(shù)氣動外形設計技術

火星低空飛行器雷諾數(shù)較地球明顯降低，升阻比不足，為保證攜帶載荷能力，對機身輕量化提出很高要求；同時還要承受地球航空器不須經歷的運載發(fā)射、發(fā)動機變軌、火星大氣進入等力學環(huán)境，以及正常飛行時的氣動力學條件，因此又須要通過增加機體質量保證必要強度。為了平衡這一矛盾，必須盡可能地挖掘飛行器氣動外形、機翼翼型設計潛力，如采用翼身融合技術，優(yōu)化機翼前緣形狀、相對厚度、彎度等參數(shù)使飛行器整體獲取盡可能高的升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)。

此外，為適應火星進入艙包絡，飛行器必須折疊機翼、尾翼等關鍵部件或充氣展開(見圖14)[20]，在大氣進入一定階段或著陸后再展開機翼、尾翼等結構并釋放。

2)能源和動力系統(tǒng)設計技術

(1)能源技術：目前利用的發(fā)電方式主要包括光伏發(fā)電、可重復利用燃料電池發(fā)電兩種，儲能方式主要包括可充電電池和一次性電池。

對于光伏發(fā)電，由于火星附近太陽強度較地球明顯降低，必須研究高功率質量比的輕型太陽電池。對于可重復利用燃料電池發(fā)電，須充分利用火星表面CO2資源，通過著陸平臺對其分解為飛行器補給，研究輕小型燃料電池技術。對于儲能方式，針對一次性短期任務，技術方向是采用一次性高效電池，如LiSO2電池、LiSOCl2電池、LiCFx電池等。

(2)動力技術：火星大氣主要成分是CO2，無法類似地球航空器采用燃料與空氣混合燃燒的方式產生推力?？梢岳玫膭恿Ψ绞街饕娡七M、火箭推進兩種。從工作效率、技術成熟性、研制風險方面分析，火箭推進是相對有利的選擇。

3)飛行自主導航控制技術

(1)導航：在火星表面工作期間，飛行器自身的導航定位無法采用當前地球無人機普遍采用的GPS定位技術；同樣由于火星磁場弱，規(guī)律尚不掌握，也無法利用磁強計?？衫玫膶Ш绞侄伟ɡ没鹦潜砻嬷懫骰蚧鹦擒囎鳛榛荆M行相對無線定位；或基于“慣性導航敏感器+外測敏感器”等多源信息融合技術，獲取相對當?shù)氐奈恢?、速度等信息，如相對火星表面速度的測量可以基于“視覺+超聲波+慣導”的策略。

(2)控制：機翼、尾翼的折疊展開過程中，外形的變化會導致氣動載荷和機翼結構剛度變化，氣動力和結構變形相互耦合引起局部非定常流動，增加了不穩(wěn)定性，控制系統(tǒng)須進行氣動特性與姿態(tài)控制一體化設計，保證飛行穩(wěn)定性和期望的飛行品質。對于采用火箭推進系統(tǒng)為動力的飛行器，還須要占空比調節(jié)等控制策略，保證飛行高度的穩(wěn)定控制。

4)火星低空飛行器釋放方式

火星低空飛行器的釋放方式與所選擇的飛行器形式相關。

對于進入過程釋放方式，通常適用于固定翼飛行器、浮空氣球，其在距離火星表面一定高度后，從火星進入艙釋放實現(xiàn)自主飛行。能否在合適時機釋放、機翼能否可靠折疊與展開，決定了能否實現(xiàn)正常飛行。

對于著陸后起飛釋放方式，幾乎可以覆蓋所有飛行器形式。其中對于固定翼飛行器，由于沒有起飛滑跑距離提供初速條件，通常須要采用一定的發(fā)射系統(tǒng)將飛行器發(fā)射至特定高度，滿足速度和迎角條件后實現(xiàn)飛行器平飛。

5)系統(tǒng)輕小型化集成設計技術

火星低空飛行器更適用于輔助火星車路徑規(guī)劃、實現(xiàn)多點采樣等任務，其系統(tǒng)規(guī)模通常較小，最大不超過幾十千克量級，類似于微納衛(wèi)星規(guī)模。目前在航天器、地面無人機輕小型化設計方面，微型機電系統(tǒng)(MEMS)技術的應用正逐步擴大。其在小型、微型和變體折疊機翼無人飛行器上的應用，不僅可極大降低飛行器成本和質量，而且具備抗高過載特點。

MEMS已經成功應用于諸如流動控制、機翼外形主動變形驅動、結構破損檢測和微型撲翼控制等方面。須要進一步推動MEMS向微型化、集成化和低功耗的方向發(fā)展，為火星飛行器提供輕質高效的動力和感知能力。

3.3 地面試驗驗證

對于火星飛行器目前的地面驗證主要包括風洞試驗和外場飛行試驗兩種。

1)風洞試驗

風洞設備主要支持驗證飛行器的氣動性能，但常規(guī)風洞都是針對滿足地球大氣條件設計的飛行器，其雷諾數(shù)包絡普遍偏大，不能滿足火星飛行器低雷諾數(shù)條件的驗證需求，必須研制針對火星大氣環(huán)境的火星風洞試驗設備，目前僅日本和美國建有相關的風洞試驗實施設備。其特點主要包括[21]：

(1)為了研究馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和比熱對火星飛行器翼形的影響，要求風洞的總壓、總溫和氣體介質能在一定范圍調整；

(2)試驗馬赫數(shù)、雷諾數(shù)應達到火星表面正常飛行條件；

(3)為了準確評估翼型性能，風洞的湍流度要足夠低。

2)外場高空試驗

除風洞試驗外，更有效的驗證方式是開展外場飛行試驗。根據地球附近大氣環(huán)境，高度在30 km附近的大氣密度與火星表面相近，適宜開展火星低空飛行器的技術驗證。目前國外普遍的發(fā)射方式是利用火箭彈或高空氣球發(fā)射并釋放。前面介紹的ARES飛行器就已經完成了全尺寸和半尺寸樣機的高空飛行試驗。但這種試驗的特點是規(guī)模大、運輸載具復雜、成本高，通常適于系統(tǒng)性驗證，飛行器全面的氣動性能參數(shù)的獲取還須依賴于風洞等基礎設施。

4 思考與建議

從國外火星低空飛行器的發(fā)展可以總結出以下技術發(fā)展思路：

1)根據未來探測任務定位和技術難度選擇火星低空飛行器技術形式

對于一次性詳查或技術驗證任務，特別是對著陸巡視不易到達的多山、丘陵等復雜地形探測，宜采用固定翼飛行器或浮空氣球，這兩種形式對地球航空器的繼承性較強且易于研制。固定翼飛行器易于開展定點目標短時中高分辨率遙感詳查；浮空氣球工作時間相對較長，但可控能力與載荷搭載能力很低，適于非定點目標普查。

若需長期配合火星車工作，要求可多次重復起降，這時旋翼、撲翼、傾斜旋翼是較好形式。對于旋翼，在極低火星大氣密度下，為提高升力只能采用高轉速，功率需求大，同時槳尖峰值速度控制在0.8Ma以下，避免跨音速阻力和轉軸載荷過大；還須在滿足結構強度要求下，采用輕質結構材料和高度集成設計來降低槳葉密度和機體質量，保證足夠升力和帶載能力。傾斜旋翼高轉速工作時間短，大部分時間以低轉速牽引固定翼飛行，降低了長期大功率需求，但設計時須充分考慮傾轉過渡時復雜飛行動力學特性，并且仍無法回避旋翼固有問題。撲翼機盡管在低雷諾數(shù)下升阻比高，但須解決高頻撲動引起的非定常空氣動力學環(huán)境、高功率需求、復雜結構剛度設計等諸多難題，目前仍處于概念論證，地球表面撲翼機尚未達到實用階段。

2)加強基礎理論研究及部分類型飛行器的工程樣機研制

對于固定翼飛行器，由于在火星表面飛行的可行性較強，應重點開展面向工程應用的研究，可以并行論證不同規(guī)模、無動力和有動力的固定翼飛行器。基于地球固定翼飛行器外形、翼型開展優(yōu)化，及早開展飛行樣機的風洞驗證，研究確定機體與機翼氣動外形與核心空氣動力學參數(shù)，并通過高空飛行試驗對釋放與飛行性能進行系統(tǒng)性驗證。對技術門檻高的旋翼、撲翼等形式，重點開展決定在火星表面飛行可行性的技術難點攻關，通過理論仿真分析與階段性原理驗證試驗遞進突破與驗證關鍵技術，其在驗證上的優(yōu)勢是飛行速度很低，只需要低氣壓環(huán)境，不需要模擬特殊流場，飛行環(huán)境易于模擬。

3)加強相關共性及前沿技術研究與應用

火星低空飛行器對輕質機體、動力系統(tǒng)有極為苛刻的要求，因此必須加強輕質高強度材料、輕小型集成設計、MEMS器件、高功率質量比供電部組件等基礎共性技術研究，為未來工程應用進行技術積累。積極實現(xiàn)立方體衛(wèi)星、動力結構一體化、高強輕質復合材料、石墨烯、火星表面資源利用等前沿技術在該領域的應用，立足更高起點開展研究，可以在與國外技術追趕中實現(xiàn)“彎道超車”，并以工程應用帶動新技術的發(fā)展。

4)逐步加強地面試驗條件建設

必須建立適于火星低空飛行器驗證的小規(guī)模風洞設施，模擬火星表面低雷諾數(shù)工作條件，從而獲取飛行器第一手氣動數(shù)據；同時研制在地球高空飛行試驗的載具平臺，如高空火箭彈、小型無人機、回收降落傘等設備，更好服務于地面驗證。

5)通過國際合作降低成本與風險

針對旋翼、撲翼這類技術難度較大的技術形式，可以開展國際交流，盡可能獲取國外研究的技術經驗。還可以利用國外成熟的試驗實施開展關鍵技術驗證，甚至聯(lián)合開展攻關研制，有利于加快技術途徑選擇，縮短技術摸索的周期，降低研制成本。

5 結束語

本文探討了國外火星低空飛行器技術發(fā)展動向，對主要關鍵技術進行了分析，提出了發(fā)展建議，可為后續(xù)我國火星探測任務提供參考借鑒。根據國外技術發(fā)展綜合來看，火星固定翼飛行器研制最早，技術成熟度最高，工程可實現(xiàn)性最好，而其它形式飛行器大多仍處于概念設計論證階段?？梢灶A見，固定翼飛行器仍是未來火星飛行器發(fā)展的主要方向，容易以較低投入獲取較高的工程與科學收益。因此，我國應在服務于探測需求的基礎上，立足自身研制并爭取國際合作，以固定翼飛行器起步開展工程研制，對其它形式飛行器重點開展頂層理論與核心技術論證，解決方案可行性，并且加強共性基礎及前沿技術研究與地面驗證條件建設。

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(編輯：李多)

Research of Technology Development for Martian Low-altitude Vehicles

DONG Jie1RAO Wei1MENG Linzhi1WANG Chuang1YANG Chao2WAN Zhiqiang2JIANG Chongwen2

(1 Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China) (2 School of Aeronautic Science and Engineering,Beihang University,Beijing 100191，China)

The development of foreign technology types of Martian aircrafts,including balloon,fixed wing aircraft,rotorcraft,flap wing aircraft and tilting rotor, are investigated and analyzed.It summarizes the key technologies(including aerodynamic shape design at low Reynolds number,power system,automatic flight navigation and control,etc) and the trend of the Martian aircrafts in the future. Finally the recommendations of the Martian aircrafts are proposed.

Mars; vehicle; low Reynolds number

2016-05-13；

2016-10-21

董捷，男，高級工程師，從事深空探測器總體設計工作。Email：donghn13@163.com。

V476

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.01.016