趙鵬越，全齊全，鄧宗全，陳水添，楊婷婷

(哈爾濱工業(yè)大學(xué)機(jī)器人技術(shù)與系統(tǒng)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

摘 要:火星表面稀薄的大氣環(huán)境為旋翼式無(wú)人機(jī)在火星低空飛行提供了必要的條件。概述了火星無(wú)人機(jī)的研究背景、飛行環(huán)境與研制難點(diǎn)；整理了世界范圍內(nèi)各研究機(jī)構(gòu)研制的旋翼式火星無(wú)人機(jī)的技術(shù)特點(diǎn)；梳理旋翼式火星無(wú)人機(jī)研究在氣動(dòng)特性理論、低氣壓飛行控制、系統(tǒng)集成等方面的關(guān)鍵技術(shù)；總結(jié)旋翼式火星無(wú)人機(jī)的仿真研究與實(shí)驗(yàn)研究成果；對(duì)火星無(wú)人機(jī)未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行展望。

關(guān)鍵詞:火星探測(cè)；火星無(wú)人機(jī)；旋翼式；關(guān)鍵技術(shù)；仿真與實(shí)驗(yàn)研究

0 引 言

火星在太陽(yáng)系中與地球相鄰并具有與地球相似的物理體積及地形地貌，完整地記錄了太陽(yáng)系50億年中行星的誕生與演變歷程，因此火星探測(cè)對(duì)拓展人類的生存空間、探索生命起源具有重要意義[1-2]。目前，世界范圍內(nèi)共實(shí)施了42次火星探測(cè)任務(wù)，超過(guò)90%的探測(cè)任務(wù)未能完成預(yù)定目標(biāo)，即使成功著陸的火星車也面臨陷入沙坑或出現(xiàn)故障的風(fēng)險(xiǎn)。20世紀(jì)前蘇聯(lián)與美國(guó)先后發(fā)射了火星探測(cè)器，但都未能完成對(duì)火星的探測(cè)任務(wù)，21世紀(jì)美國(guó)再次發(fā)射了核動(dòng)力火星車好奇號(hào)并獲取了較全面的火星環(huán)境數(shù)據(jù)。科研人員發(fā)現(xiàn)火星存在稀薄的大氣，這使研制用于協(xié)助火星車在火星大氣環(huán)境下工作的火星無(wú)人機(jī)成為可能并受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注[3]。

目前，國(guó)外研制的火星飛行器主要包括浮空氣球[4]、固定翼(ARES)[5]、旋翼[6]與撲翼[7]四類。浮空氣球研究較早且功能有限，未被深入研究。ARES無(wú)人機(jī)僅能一次性飛行且獲取圖像分辨率較低。而旋翼式與撲翼式無(wú)人機(jī)被定位于協(xié)助火星車的空中探測(cè)平臺(tái)。旋翼式火星無(wú)人機(jī)作為空中探測(cè)平臺(tái)對(duì)火星探測(cè)任務(wù)具有重要的意義[8-9]，主要體現(xiàn)在：1)無(wú)人機(jī)的高飛行速率能夠極大地提升火星探測(cè)的速度與效率；2)無(wú)人機(jī)的廣度探測(cè)能夠擴(kuò)展火星漫游車的探測(cè)范圍，避免火星車進(jìn)入沙坑等危險(xiǎn)區(qū)域；3)無(wú)人機(jī)的局部探測(cè)能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)火星漫游車難以到達(dá)區(qū)域進(jìn)行深度研究；4)無(wú)人機(jī)定點(diǎn)著陸探測(cè)能夠輔助火星車完成火星多點(diǎn)采樣任務(wù)。

苛刻的火星環(huán)境對(duì)火星無(wú)人機(jī)技術(shù)研究具有極大的挑戰(zhàn)。火星大氣密度僅為地球大氣密度的1/70，此時(shí)低雷諾數(shù)飛行條件導(dǎo)致的黏性效應(yīng)與流場(chǎng)分離現(xiàn)象將對(duì)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性產(chǎn)生巨大影響[10]。火星地表存在大量陡峭的環(huán)形山，這要求無(wú)人機(jī)具有合適的飛行高度。火星地表存在反復(fù)無(wú)常的火星風(fēng)、塵暴，風(fēng)速為2-7 m/s，地形交界處甚至達(dá)到50 m/s[11]，這要求無(wú)人機(jī)能夠快速地對(duì)變化的飛行環(huán)境進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整[12]。火星晝夜及四季地表溫度變化明顯，夏季平均溫度為-60 ℃，冬季平均溫度為-120 ℃。低溫使火星聲速僅為地球的72%，這導(dǎo)致無(wú)人機(jī)槳葉邊緣處于高馬赫數(shù)狀態(tài)并易產(chǎn)生空氣壓縮效應(yīng)與激波振蕩。火星表面呈現(xiàn)多坑地貌，存在大量凸起的環(huán)形壁壘、高山與峽谷，這要求火星無(wú)人機(jī)能夠在復(fù)雜多變的地表完成起降[13]。

本文基于國(guó)際上已有的旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究成果，分析了各無(wú)人機(jī)方案的特點(diǎn)與存在的不足。同時(shí)，對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)的空氣動(dòng)力學(xué)仿真成果、實(shí)驗(yàn)研究成果、飛行控制方案與系統(tǒng)集成方案進(jìn)行總結(jié)，基于現(xiàn)階段旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究進(jìn)展對(duì)火星無(wú)人機(jī)研制的瓶頸進(jìn)行探討。

1 旋翼式火星無(wú)人機(jī)的研究進(jìn)展

目前，在火星旋翼式無(wú)人機(jī)的研究中，美國(guó)學(xué)者對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)的垂直起降特性(Vertical take-off and landing, VTOL)[14]與無(wú)人機(jī)的可行性進(jìn)行了深入研究，而歐洲學(xué)者則對(duì)無(wú)人機(jī)的高分辨率影像獲取、火星巖石樣本采集、高風(fēng)險(xiǎn)的探測(cè)任務(wù)執(zhí)行等功能進(jìn)行了大量研究。下文整理了各科研機(jī)構(gòu)在旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)方面的研究成果。

1.1 美國(guó)埃姆斯研究中心

2001年，美國(guó)埃姆斯研究中心論證了利用旋翼式無(wú)人機(jī)VTOL特性探測(cè)崎嶇的火星表面的可行性，研究了無(wú)人機(jī)輕質(zhì)結(jié)構(gòu)、新型動(dòng)力系統(tǒng)、自主飛行等關(guān)鍵技術(shù)，并預(yù)測(cè)了質(zhì)量10-50 kg無(wú)人機(jī)的旋翼轉(zhuǎn)速、飛行效率和工作時(shí)間[15]。2002年，埃姆斯研究中心基于四槳葉獨(dú)立轉(zhuǎn)子在模擬火星密度環(huán)境中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，分析并優(yōu)化了無(wú)人機(jī)旋翼的翼型結(jié)構(gòu)、弦長(zhǎng)和翼展參數(shù)，提升了旋翼在低雷諾數(shù)條件下的空氣動(dòng)力學(xué)性能，并研制了TAMS系列共軸旋翼式無(wú)人機(jī)[16]。2005年，埃姆斯研究中心研究了最大飛行范圍為500 km、最大總質(zhì)量為2500 kg的一系列無(wú)人機(jī)的可行性，最終認(rèn)為研制一種由火星漫游車釋放用于協(xié)助火星漫游車完成探測(cè)任務(wù)的小型旋翼式無(wú)人機(jī)具有更大的意義，并預(yù)測(cè)無(wú)人機(jī)飛行的雷諾數(shù)小于8×105，馬赫數(shù)小于0.7[17]。

   

圖1 線性轉(zhuǎn)子實(shí)驗(yàn)臺(tái)與第二代TAMS無(wú)人機(jī)[16]
Fig.1 Baseline proof-of-concept Mars rotor Test Stand and TAMS 2 with robotic arm[16]

2005年，埃姆斯研究中心與蘭利研究中心合作，提出了多種火星無(wú)人機(jī)的釋放方案，并對(duì)不同類型的火星無(wú)人機(jī)的最大飛行升力、總質(zhì)量、動(dòng)力來(lái)源、機(jī)械效率、自主飛行、可靠性及懸停性能進(jìn)行充分研究，最終將固定翼式與旋翼式類無(wú)人機(jī)確定為主要研究方向[14]。

1.2 馬里蘭大學(xué)

2000年，馬里蘭大學(xué)的格索飛行器研究中心開(kāi)展了共軸反槳雙旋翼火星無(wú)人機(jī)研究[18]，并在2001年研制了旋翼式火星無(wú)人機(jī)MICRO[19]。MICRO無(wú)人機(jī)采用懸停方式對(duì)環(huán)境進(jìn)行探測(cè)，懸停時(shí)間為20-30 min，并具有良好的飛行穩(wěn)定性和控制性能，其功率品質(zhì)因數(shù)(Figure of merit, FM)最大可達(dá)0.42。2003年，馬里蘭大學(xué)研制了一種質(zhì)量約為50 kg并能實(shí)時(shí)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整的大型火星無(wú)人機(jī)MARV，通過(guò)懸停實(shí)驗(yàn)評(píng)估了無(wú)人機(jī)在懸停與姿態(tài)變換過(guò)程中的動(dòng)力學(xué)性能[20]。與MICRO無(wú)人機(jī)不同，MARV的旋翼采用一種無(wú)黏性不可壓葉片設(shè)計(jì)法設(shè)計(jì)，使旋翼表面具有低馬赫數(shù)分布，保證了旋翼系統(tǒng)的動(dòng)力性能并使MARV具有10.8 kg的有效載荷，能夠在25 km范圍內(nèi)飛行39 min并能懸停1 min。隨后馬里蘭大學(xué)基于埃姆斯研究中心在模擬火星大氣密度下的轉(zhuǎn)子懸停實(shí)驗(yàn)結(jié)果，研究了雷諾數(shù)、馬赫數(shù)及旋翼結(jié)構(gòu)對(duì)旋翼系統(tǒng)FM的影響，發(fā)現(xiàn)選擇合適的翼型并提高雷諾數(shù)能夠使FM值由0.34增大至0.6，最終論證并研制了質(zhì)量為200 g的共軸旋翼式火星無(wú)人機(jī)Microrotorcraft，該無(wú)人機(jī)能夠在模擬的火星環(huán)境中飛行12-13 min[21]。

   

圖2 MARV無(wú)人機(jī)[17]和MICRO無(wú)人機(jī)[18]
Fig.2 MARV[17] and MICRO[18]

1.3 美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室

2004年，美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室對(duì)比了各類火星無(wú)人機(jī)的飛行原理、結(jié)構(gòu)形式及適應(yīng)性能，將旋翼式火星無(wú)人機(jī)列為火星無(wú)人機(jī)研究的重要方向并對(duì)該類無(wú)人機(jī)飛行的可行性、空氣動(dòng)力學(xué)特性、旋翼系統(tǒng)的懸停特性進(jìn)行了全面的研究[22]。隨后噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合馬里蘭大學(xué)、佐治亞理工等院校對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)研究，并計(jì)劃在2020年將火星無(wú)人機(jī)與火星漫游車一起發(fā)射，用于協(xié)助火星車進(jìn)行環(huán)境探測(cè)[23]。

2015年，噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室官方網(wǎng)站發(fā)布了設(shè)想的火星無(wú)人機(jī)原型JPL-2015[24]，該小型共軸旋翼式火星無(wú)人機(jī)質(zhì)量約為1 kg，翼展大小為1.1 m，位于機(jī)身下部的存儲(chǔ)區(qū)集成了控制器、通訊儀器、測(cè)控儀器、電源等系統(tǒng)設(shè)備，極大地降低了無(wú)人機(jī)質(zhì)量，使無(wú)人機(jī)能夠在模擬的火星大氣環(huán)境中完成起飛、懸停、偏轉(zhuǎn)、降落等飛行動(dòng)作，圖3為噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的原理樣機(jī)。噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室正在規(guī)劃該無(wú)人機(jī)進(jìn)行巡航偵查的控制方案，并對(duì)其載荷能力、巡航時(shí)間、懸停時(shí)間等關(guān)鍵指標(biāo)進(jìn)行研究，目前該無(wú)人機(jī)仍處于實(shí)驗(yàn)測(cè)試階段。

   

圖3 美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室原理樣機(jī)及載重實(shí)驗(yàn)臺(tái)[24]
Fig.3 Prototype UAV of jet propulsion laboratory and the payload flight performance test[24]

1.4 薩里大學(xué)

2008年，薩里大學(xué)將旋翼式無(wú)人機(jī)VTOL特性與火星探測(cè)任務(wù)結(jié)合，規(guī)劃了利用火星無(wú)人機(jī)協(xié)助火星車完成火星表面多點(diǎn)采樣的方案。火星漫游車行動(dòng)緩慢且跨越復(fù)雜地形存在極大的風(fēng)險(xiǎn)，旋翼式無(wú)人機(jī)的懸停、低速飛行、多次起降可確保無(wú)人機(jī)準(zhǔn)確地降落在探測(cè)區(qū)域采集火星土壤樣本。無(wú)人機(jī)的負(fù)載運(yùn)輸飛行可確保將土壤樣本轉(zhuǎn)移至火星漫游車，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)火星土壤信息的快速獲取[25]。2012年，薩里大學(xué)研制了一種傾斜旋翼式無(wú)人機(jī)Eye-On，該無(wú)人機(jī)質(zhì)量為15 kg，旋翼翼展達(dá)1.4 m，能夠在100 km范圍內(nèi)巡航38 min。此外，Eys-On還能夠進(jìn)行獨(dú)立的垂直或水平飛行，其水平飛行穩(wěn)定性好，但水平與垂直轉(zhuǎn)換過(guò)程中需保證無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性[26]。2016年，薩里大學(xué)研制了新一代傾斜旋翼式無(wú)人機(jī)Y4TR，該無(wú)人機(jī)采用非線性系統(tǒng)SDRE控制，可實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主巡航。一組共軸反槳旋翼置于無(wú)人機(jī)中部涵道，能夠?qū)崿F(xiàn)無(wú)人機(jī)的垂直起飛，兩組單旋翼置于無(wú)人機(jī)機(jī)頭兩側(cè)，能夠?qū)崿F(xiàn)無(wú)人機(jī)的水平飛行[27]。與Eye-On相比，Y4TR的質(zhì)量相對(duì)較大，為產(chǎn)生足夠的升力配置有三組旋翼系統(tǒng)，因而功率消耗較高，但其飛行過(guò)程不需要復(fù)雜的垂直與水平的姿態(tài)調(diào)整。

   

圖4 Eye-On無(wú)人機(jī)[26]與Y4TR無(wú)人機(jī)[27]
Fig.4 Prototype of Eye-On[26] and Y4TR[27]

1.5 國(guó)內(nèi)的研究成果

中國(guó)科學(xué)院地球化學(xué)研究院的歐陽(yáng)自遠(yuǎn)、南京航空航天大學(xué)的陸宇平等人對(duì)于歷次火星探測(cè)任務(wù)進(jìn)行了回顧，對(duì)我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)的面臨主要科學(xué)問(wèn)題進(jìn)行了闡述。南京航空航天大學(xué)的姚克明等人進(jìn)行了我國(guó)未來(lái)火星無(wú)人機(jī)探測(cè)進(jìn)行了任務(wù)規(guī)劃與建模分析，建立了火星無(wú)人機(jī)控制的非線性模型[28-29]。由于我國(guó)火星旋翼式無(wú)人機(jī)技術(shù)的研究起步較晚，目前對(duì)于火星無(wú)人機(jī)原理樣機(jī)的研制國(guó)內(nèi)仍然處于空白，相關(guān)研究文獻(xiàn)較少。各科研究機(jī)構(gòu)研制的火星無(wú)人機(jī)相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 火星無(wú)人機(jī)方案及參數(shù)
Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs

     

2 火星無(wú)人機(jī)旋翼系統(tǒng)的氣動(dòng)特性研究

利用有限元仿真方法能夠模擬火星無(wú)人機(jī)的飛行環(huán)境，計(jì)算無(wú)人機(jī)旋翼在工作情況下表面的流場(chǎng)分布，評(píng)估旋翼在不同飛行條件下的升阻特性。該方法有助于獲取適用于火星環(huán)境的旋翼特征，描述和分析低壓流場(chǎng)中易出現(xiàn)的層流分離等現(xiàn)象，實(shí)現(xiàn)對(duì)旋翼式火星無(wú)人機(jī)旋翼的翼型與結(jié)構(gòu)的優(yōu)選。

2.1 旋翼氣動(dòng)學(xué)特性的研究

旋翼是火星旋翼式無(wú)人機(jī)飛行的升力來(lái)源，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是火星無(wú)人機(jī)研制的難點(diǎn)之一。由于搭建用于旋翼實(shí)驗(yàn)的大氣環(huán)境(包括氣體的壓力、密度、溫度、成分等)困難度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法。基于計(jì)算流體力學(xué)(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、計(jì)算速度快等優(yōu)勢(shì)，能夠快速分析無(wú)人機(jī)翼型的升阻特性、旋翼的氣動(dòng)特性及旋翼表面流場(chǎng)分布并能夠從理論的角度解釋旋翼失速、翼尖流場(chǎng)壓縮、激波振蕩等現(xiàn)象。

火星無(wú)人機(jī)翼型的仿真結(jié)果表明，在火星的低雷諾數(shù)飛行條件下，翼型對(duì)旋翼的氣動(dòng)特性具有重要的影響：非常規(guī)的曲線翼型(極薄的翼型厚度和較大的翼型弧度)能夠顯著地提升旋翼的升阻比與機(jī)械效率[30]，但極薄的翼型厚度將降低旋翼的強(qiáng)度與剛度。文獻(xiàn)[31]模擬計(jì)算了多種翼型在火星環(huán)境的升阻特性，發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)對(duì)翼型的升阻特性的影響遠(yuǎn)大于馬赫數(shù)對(duì)翼型升阻特性的影響。文獻(xiàn)[32-33]發(fā)現(xiàn)最大彎度位置為25%，彎度為5%的翼型在低雷諾數(shù)環(huán)境下具有最大升阻比。文獻(xiàn)[34]對(duì)比了六種低雷諾數(shù)翼型在火星環(huán)境下的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)E387翼型在火星大氣環(huán)境中具有更好的氣動(dòng)特性。文獻(xiàn)[35]發(fā)現(xiàn)E387翼型的結(jié)構(gòu)能夠弱化其表面流場(chǎng)的層流分離現(xiàn)象，從而在低氣壓環(huán)境下產(chǎn)生更大升力。

對(duì)火星無(wú)人機(jī)旋翼的仿真結(jié)果表明，有限元仿真方法對(duì)三維旋翼的仿真結(jié)果的準(zhǔn)確度低于二維翼型仿真結(jié)果的準(zhǔn)確度。文獻(xiàn)[36]將仿真結(jié)果與旋翼設(shè)計(jì)理論相結(jié)合，發(fā)現(xiàn)翼型的升力特性和功率特性的二維仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果具有一致性；由于層流-紊流過(guò)渡區(qū)域仿真準(zhǔn)確度低，三維仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的一致性較差。科研人員將ARES無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性模型、飛行與姿態(tài)控制模型的仿真結(jié)果用于無(wú)人機(jī)葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提升了無(wú)人機(jī)在低氣壓環(huán)境的飛行效率。Spedding采用非黏性分析理論優(yōu)化了旋翼的邊緣結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)旋翼在低雷諾數(shù)條件下獲得了較大的升力[37]。文獻(xiàn)[38]發(fā)現(xiàn)采用結(jié)構(gòu)單元拼接的柔性槳葉能夠較好地適應(yīng)復(fù)雜變化的流場(chǎng)環(huán)境，這對(duì)火星無(wú)人機(jī)旋翼適應(yīng)火星大氣環(huán)境具有重要意義。雖然有限元仿真方法能夠很好的反應(yīng)旋翼的氣動(dòng)特性，但旋翼仿真的準(zhǔn)確度仍需進(jìn)一步提高。

   

圖5 E387翼型的升阻特性曲線[37]
Fig.5 Lift-drag polars forE387 airfoil section[37]

2.2 旋翼表面層流分離現(xiàn)象的研究

火星無(wú)人機(jī)的旋翼在低雷諾數(shù)條件工作時(shí)，流場(chǎng)的黏性效應(yīng)將導(dǎo)致流場(chǎng)的黏性力增大至與剪切力同一量級(jí)，此時(shí)位于翼型前緣的層流邊界層壓力減小，動(dòng)量增大，邊界層下層流動(dòng)停止，從而產(chǎn)生層流分離現(xiàn)象。另外，黏性效應(yīng)將導(dǎo)致旋翼后緣流場(chǎng)由層流過(guò)渡為紊流；較高的紊流能量使位于旋翼后緣的流場(chǎng)恢復(fù)至旋翼表面，形成分離泡。層流分離將引起旋翼的失速與低頻振蕩，并嚴(yán)重影響其氣動(dòng)性能。早期火星無(wú)人機(jī)旋翼的層流分離現(xiàn)象難以得到合理的解釋[39]，但有限元仿真方法能夠用于分析層流分離、分離泡的產(chǎn)生與消失[40]等現(xiàn)象，并能夠預(yù)測(cè)層流分離的位置、分離泡的范圍[41]。

   

圖6 大迎角下旋翼表面流場(chǎng)分離[42]
Fig.6 Laminar separation of rotor at high collective pitch angle[42]

層流分離現(xiàn)象導(dǎo)致火星無(wú)人機(jī)旋翼表面產(chǎn)生層流-紊流的過(guò)渡流場(chǎng)，因此需要采用不同的模型對(duì)旋翼面不同的流場(chǎng)分別進(jìn)行仿真。此外，分離泡形成與消失位置的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)對(duì)仿真結(jié)果的準(zhǔn)確性至關(guān)重要[34,42]。Koen等人利用非定長(zhǎng)時(shí)間算法對(duì)旋翼氣動(dòng)特性進(jìn)行研究并分析翼面分離泡周圍流場(chǎng)參數(shù)的變化規(guī)律[43]，其方法能夠根據(jù)分離泡周圍流場(chǎng)信息對(duì)分離泡產(chǎn)生與消失的位置進(jìn)行預(yù)測(cè)。Montelpare等人利用紅外熱成像方法分析了低雷諾數(shù)下旋翼的層流邊界分離現(xiàn)象[44]，提出了一種基于實(shí)驗(yàn)結(jié)果的分離泡預(yù)測(cè)方法。Tatineni等人對(duì)低雷諾數(shù)下多種翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，分析了多種翼型層流分離場(chǎng)的線性穩(wěn)定性，發(fā)現(xiàn)在旋翼流場(chǎng)的分離過(guò)程中，由于層流分離泡邊界層的不穩(wěn)定性,引起了周期性的渦流脫落過(guò)程,最終導(dǎo)致了旋翼流場(chǎng)的不穩(wěn)定[45]。

3 旋翼式火星無(wú)人機(jī)的控制及系統(tǒng)集成研究

鑒于火星表面飛行條件惡劣、流場(chǎng)變化劇烈且無(wú)人機(jī)性能指標(biāo)苛刻，為保證火星無(wú)人機(jī)完成火星探測(cè)任務(wù)，需解決無(wú)人機(jī)無(wú)GPS條件下的飛行控制與導(dǎo)航以及無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)集成等技術(shù)難題。

3.1 火星無(wú)人機(jī)的飛行控制及導(dǎo)航

在旋翼式火星無(wú)人機(jī)的飛行控制中，稀薄的火星大氣導(dǎo)致無(wú)人機(jī)旋翼升力隨旋翼轉(zhuǎn)速變化的幅度遠(yuǎn)小于在地球環(huán)境的變化幅度，因而火星無(wú)人機(jī)的飛行姿態(tài)調(diào)整過(guò)程遲緩。而火星風(fēng)、塵暴等現(xiàn)象將嚴(yán)重影響火星無(wú)人機(jī)飛行的穩(wěn)定性，這要求火星無(wú)人機(jī)對(duì)變化的環(huán)境進(jìn)行快速調(diào)整，以保證無(wú)人機(jī)的飛行安全。此外，火星無(wú)人機(jī)飛行過(guò)程無(wú)GPS導(dǎo)航，要求以火星漫游車或火星衛(wèi)星作為基站實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主導(dǎo)航。因此，火星無(wú)人機(jī)的控制方法應(yīng)在地球無(wú)人機(jī)控制方法[46-48]的基礎(chǔ)上，考慮無(wú)人機(jī)的低氣壓氣動(dòng)特性及抗環(huán)境干擾能力。

   

圖7 MCH無(wú)人機(jī)傾斜推力控制模型[36]
Fig.7 MCH titled thrust vector coordinate frame system[36]

目前旋翼式火星無(wú)人機(jī)的控制主要是通過(guò)調(diào)整翼端路徑平面(Tip path plane, TPP)與無(wú)人機(jī)質(zhì)心的相對(duì)位置，實(shí)現(xiàn)火星無(wú)人機(jī)的轉(zhuǎn)向控制與姿態(tài)調(diào)整[49]。Schafroth等人[50]對(duì)比了多種無(wú)人機(jī)的轉(zhuǎn)向控制方案，采用基于飛行器模型預(yù)測(cè)控制(MPC)的非線性控制方法[51]調(diào)整無(wú)人機(jī)飛行的高度和姿態(tài)，驗(yàn)證了該控制方法的可行性并研制了muFly無(wú)人機(jī)。為了優(yōu)化第一代muFly無(wú)人機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)和轉(zhuǎn)向系統(tǒng)，第二代muFly采用H∞控制[52]與協(xié)方差矩陣自適應(yīng)方法(CMA-ES)[53]實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)系統(tǒng)各組成元件的信息交互，并采用集成化方法對(duì)無(wú)人機(jī)的功能模塊進(jìn)行了質(zhì)量?jī)?yōu)化。綜上所述，火星無(wú)人機(jī)的飛行控制成果較為顯著，但無(wú)人機(jī)姿態(tài)變換響應(yīng)遲緩、無(wú)GPS自主導(dǎo)航及無(wú)人機(jī)快速響應(yīng)變化流場(chǎng)等問(wèn)題仍未得到有效的解決。

3.2 火星無(wú)人機(jī)的系統(tǒng)集成

旋翼式火星無(wú)人機(jī)的組成元件主要包括：1)機(jī)身，應(yīng)采用輕質(zhì)、高強(qiáng)度、使用壽命長(zhǎng)、可靠性高的材料；2)傳感元件，能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)測(cè)無(wú)人機(jī)的工作環(huán)境、飛行狀態(tài)等信息；3)控制系統(tǒng)，控制火星無(wú)人機(jī)的飛行過(guò)程并與火星漫游車通訊；4)電源，采用輕質(zhì)高電量的電源保證無(wú)人機(jī)續(xù)航能力；5)高速電機(jī)，采用輕質(zhì)的高速電機(jī)(5000 r/min以上)保證無(wú)人機(jī)旋翼的升力；6)高分辨率攝像機(jī)，拍攝火星復(fù)雜的地形。為保證無(wú)人機(jī)能夠在低壓環(huán)境飛行，無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量需盡量降低；為保證無(wú)人機(jī)具有足夠的升力，無(wú)人機(jī)的電機(jī)質(zhì)量需盡量增大；為保證無(wú)人機(jī)的續(xù)航能力，無(wú)人機(jī)的電源質(zhì)量需盡量增大。因此，在無(wú)人機(jī)的質(zhì)量分配中，電機(jī)、電源的質(zhì)量應(yīng)占主要部分，從而保證無(wú)人機(jī)的飛行升力與續(xù)航能力。此外，應(yīng)對(duì)無(wú)人機(jī)的導(dǎo)航、控制、測(cè)試等元件進(jìn)行系統(tǒng)集成，從而降低無(wú)人機(jī)總質(zhì)量。

采用系統(tǒng)集成方法能夠有效的降低火星無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量。歐洲的muFly計(jì)劃旨在研制一種智能化微型無(wú)人機(jī)，并對(duì)無(wú)人機(jī)的整體尺寸與質(zhì)量提出了嚴(yán)格要求。Bermes等人對(duì)無(wú)人機(jī)質(zhì)量分布進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)無(wú)人機(jī)質(zhì)量主要集中于執(zhí)行器(馬達(dá)、舵機(jī))與電子儀器，而通常采用的模塊化設(shè)計(jì)方法導(dǎo)致了無(wú)人機(jī)支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大[54]。隨后Bermes等人采用高精度微型傳感器與機(jī)身的結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行系統(tǒng)級(jí)集成，再對(duì)各集成的結(jié)構(gòu)單元進(jìn)行拼接，獲得結(jié)構(gòu)緊湊、集成度高的第二代無(wú)人機(jī)，該無(wú)人機(jī)的電子儀器質(zhì)量沒(méi)有增加而機(jī)身支撐結(jié)構(gòu)質(zhì)量降低了約77%[55]。第一代與第二代muFly無(wú)人機(jī)的質(zhì)量分配如表2所示。雖然這種方法極大地降低了無(wú)人機(jī)的總質(zhì)量，但將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性與可靠性降低。2016年，muFly團(tuán)隊(duì)開(kāi)始著手開(kāi)發(fā)一種球形結(jié)構(gòu)無(wú)人機(jī)，該無(wú)人機(jī)采用muFly無(wú)人機(jī)集成化的設(shè)計(jì)方法降低了無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)部分的質(zhì)量，同時(shí)球形結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)保證了無(wú)人機(jī)整體的剛度與可靠性[56]。該無(wú)人機(jī)豎直方向具有良好的動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性，但其在飛行過(guò)程存在一定程度的質(zhì)心偏移問(wèn)題。

   

圖8 第二代muFly無(wú)人機(jī)[55]與球形無(wú)人機(jī)[56]
Fig.8 muFly 2 UAV[55] and spherical UAV[56]

表2 muFly無(wú)人機(jī)質(zhì)量對(duì)比[55]
Table 2 Mass distribution of the muFly UAVs[55]

     

4 火星無(wú)人機(jī)懸停性能的實(shí)驗(yàn)研究

懸停實(shí)驗(yàn)采用無(wú)人機(jī)懸停性能測(cè)試裝置對(duì)低真空實(shí)驗(yàn)環(huán)境中的火星無(wú)人機(jī)各飛行參數(shù)進(jìn)行直接測(cè)量，從而評(píng)估無(wú)人機(jī)的懸停性能，并評(píng)價(jià)火星環(huán)境下無(wú)人機(jī)飛行的可行性。該方法能夠彌補(bǔ)仿真方法存在的模型合理性與結(jié)果準(zhǔn)確性問(wèn)題，并直觀地反應(yīng)無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)性能，實(shí)現(xiàn)對(duì)火星旋翼式無(wú)人機(jī)的旋翼系統(tǒng)的氣動(dòng)力學(xué)特性評(píng)價(jià)。

4.1 火星無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)的優(yōu)勢(shì)

早期火星無(wú)人機(jī)旋翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性主要通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行研究。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)軌蚩焖佾@取不同翼型的空氣動(dòng)力學(xué)特性，從而優(yōu)選適合火星大氣環(huán)境的翼型[57]。由于無(wú)人機(jī)旋翼沿翼展方向的流速具有梯度，而風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的被測(cè)旋翼各截面的流速相同，這導(dǎo)致風(fēng)動(dòng)實(shí)驗(yàn)僅能反映旋翼單一截面的氣動(dòng)特性。此外，由于低雷諾數(shù)環(huán)境中翼型的阻力系數(shù)較小，風(fēng)動(dòng)實(shí)驗(yàn)的洞壁效應(yīng)將導(dǎo)致翼型的阻力系數(shù)顯著增大。無(wú)人機(jī)的懸停實(shí)驗(yàn)?zāi)軌蛑苯訙y(cè)量旋翼的升阻特性與損耗功率，因而被廣泛用于評(píng)估旋翼式無(wú)人機(jī)的飛行性能[58]。旋翼在低氣壓環(huán)境產(chǎn)生的升力值遠(yuǎn)小于地球環(huán)境下的升力值，因而懸停實(shí)驗(yàn)裝置應(yīng)具有較高的測(cè)量精度與測(cè)量分辨率。目前，火星無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)裝置主要包括旋翼升力測(cè)試裝置、阻力測(cè)試裝置、扭矩測(cè)試裝置及功率測(cè)試裝置。

4.2 無(wú)人機(jī)懸停測(cè)試實(shí)驗(yàn)裝置

火星無(wú)人機(jī)的旋翼在火星大氣環(huán)境產(chǎn)生升力僅與無(wú)人機(jī)的自重在同一量級(jí)，且旋翼的升力、扭矩、功率等參數(shù)的變化速率遠(yuǎn)小于旋翼轉(zhuǎn)速的變化速率。這要求懸停測(cè)試裝置能夠直接測(cè)量旋翼升力或?qū)⑸D(zhuǎn)換為角度、位移等間接量進(jìn)行測(cè)量，并采用配重等方式抵消測(cè)量系統(tǒng)重量對(duì)結(jié)果的干擾，以提高測(cè)量裝置的準(zhǔn)確性和測(cè)量精度。因此，懸停測(cè)量裝置需具備較大的旋翼轉(zhuǎn)速調(diào)整范圍，并能夠直接測(cè)旋翼升力，且具有較高的測(cè)量精度。

為了評(píng)估無(wú)人機(jī)旋翼的懸停性能，斯坦福大學(xué)的Kunz[59]基于杠桿原理設(shè)計(jì)了一種火星無(wú)人機(jī)旋翼升阻特性測(cè)量裝置。測(cè)量裝置杠桿的一端為旋翼系統(tǒng)，另一端為配重塊與應(yīng)變片。測(cè)量裝置采用配重的方式實(shí)現(xiàn)了應(yīng)變片對(duì)旋翼升力的直接測(cè)量，采用將旋翼水平安裝的方式實(shí)現(xiàn)了將旋翼產(chǎn)生的扭矩轉(zhuǎn)變換為對(duì)應(yīng)變片的應(yīng)力進(jìn)行測(cè)量。然而，測(cè)量裝置受應(yīng)變片的測(cè)量精度與杠桿的最大尺寸限制，且其軸承的摩擦和力學(xué)傳感器的動(dòng)力學(xué)性能將影響測(cè)量結(jié)果的準(zhǔn)確性。采用平衡軸代替杠桿能夠有效地提高測(cè)量精度，但測(cè)量裝置的復(fù)雜性將增大。

為了提高旋翼升力的測(cè)量精度，東京大學(xué)的Noriaki等人設(shè)計(jì)了一種鐘擺式無(wú)人機(jī)旋翼升力測(cè)試裝置[60]。該裝置將旋翼的升力大小轉(zhuǎn)變?yōu)殓姅[的擺角幅度以間接測(cè)量，將扭矩通過(guò)電機(jī)功耗進(jìn)行間接換算測(cè)量，其鐘擺的角度精度為0.01°(等價(jià)于0.25 N的升力)。Noriaki等人分析了旋翼結(jié)構(gòu)形式對(duì)升力系數(shù)和轉(zhuǎn)矩系數(shù)的影響，對(duì)無(wú)人機(jī)系統(tǒng)組成及組成部分質(zhì)量分配情況進(jìn)行了可行性論證，并驗(yàn)證了總質(zhì)量為100 g的火星無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案。

4.3 無(wú)人機(jī)低氣壓懸停實(shí)驗(yàn)研究

美國(guó)宇航局的Young等人[15]對(duì)一種概念性基線轉(zhuǎn)子的低氣壓懸停性能進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)安裝角為15°，轉(zhuǎn)速為1200 r/min時(shí)，單個(gè)旋翼能在類火星大氣環(huán)境拉起10 kg的物體。隨后將旋翼轉(zhuǎn)子升力與零升力迎角關(guān)系的測(cè)量結(jié)果與旋翼理論的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，發(fā)現(xiàn)在小迎角情況下，兩者一致性較好，而在大迎角情況下，兩者數(shù)據(jù)發(fā)生明顯分離。該實(shí)驗(yàn)存在的局限性包括：1)測(cè)試的氣體為空氣，而火星大氣主要成分為CO2；2)真空室難以模擬火星的環(huán)境溫度，導(dǎo)致旋翼的馬赫數(shù)低于在火星環(huán)境下的馬赫數(shù)；3)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)的真空室被其它設(shè)備占據(jù)一定空間，導(dǎo)致旋翼尾跡空氣流動(dòng)受到其它儀器干擾。

   

圖9 斯坦福大學(xué)研制的杠桿式實(shí)驗(yàn)臺(tái)[59]
Fig.9 Levered Hover stand of Stanford University[59]

為設(shè)計(jì)用于“2020年火星車計(jì)劃”的小型旋翼式火星無(wú)人機(jī)，馬里蘭大學(xué)研制了一種旋翼式火星無(wú)人機(jī)懸停特性測(cè)試實(shí)驗(yàn)臺(tái)[61]。Felipe等人[62]將最初的無(wú)人機(jī)旋翼特性測(cè)量裝置布置在低氣壓罐內(nèi)進(jìn)行無(wú)人機(jī)懸停實(shí)驗(yàn)研究，完成了小型火星無(wú)人機(jī)的原理樣機(jī)設(shè)計(jì)。隨后Robin等人[21]與美國(guó)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室合作，完成了旋翼式火星無(wú)人機(jī)整體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)。原理樣機(jī)在直徑和高度均為0.91 m的真空罐內(nèi)進(jìn)行了懸停測(cè)試，其低氣壓升力、損耗功率、機(jī)械效率等指標(biāo)均滿足設(shè)計(jì)要求，實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了質(zhì)量為1 kg的火星無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)方案的可行性。不同研究機(jī)構(gòu)研制的火星無(wú)人機(jī)懸停性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)臺(tái)的相關(guān)參數(shù)如表3所示。

   

圖10 馬里蘭大學(xué)懸停特性實(shí)驗(yàn)臺(tái)[61]
Fig.10 Hover stand of Maryland University[61]

表3 火星無(wú)人機(jī)實(shí)驗(yàn)臺(tái)
Table 3 Experimental setups for Mars UAVs

     

5 結(jié)論與展望

旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)是加快深空探測(cè)任務(wù)進(jìn)程亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。深入了解和掌握國(guó)外已有技術(shù)對(duì)我國(guó)未來(lái)火星探測(cè)的相關(guān)技術(shù)開(kāi)展具有重要的參考價(jià)值。本文總結(jié)了國(guó)外各科研機(jī)構(gòu)在旋翼式火星無(wú)人機(jī)技術(shù)方面取得的成果，著重分析了火星無(wú)人機(jī)低雷諾數(shù)條件下的空氣動(dòng)力學(xué)特性、無(wú)人機(jī)飛行控制與導(dǎo)航、系統(tǒng)集成方法及懸停實(shí)驗(yàn)研究的技術(shù)現(xiàn)狀。

旋翼式火星無(wú)人研制，無(wú)論在無(wú)人機(jī)的工作環(huán)境還是飛行條件方面，都與地球傳統(tǒng)的無(wú)人飛行器存在顯著的差異。其中，低雷諾數(shù)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)技術(shù)、低真空微重力控制技術(shù)、能源和動(dòng)力系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)及無(wú)GPS自主飛行技術(shù)等問(wèn)題都是亟待解決的瓶頸問(wèn)題，是實(shí)現(xiàn)旋翼式無(wú)人機(jī)協(xié)助火星車探測(cè)的重要基礎(chǔ)。綜上所述，筆者提出如下建議：

1)依據(jù)任務(wù)特點(diǎn)選擇無(wú)人機(jī)及其探測(cè)方式。目前，受深空探測(cè)器運(yùn)載能力限制，研制由火星漫游車攜帶與釋放，用于協(xié)助火星車探測(cè)與采樣的低空微小型火星無(wú)人機(jī)具有較高的實(shí)用價(jià)值。參考國(guó)外火星無(wú)人機(jī)指標(biāo)與我國(guó)“玉兔號(hào)”月球車的相關(guān)參數(shù)，旋翼式火星無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸不應(yīng)超過(guò)200×200×200 mm3，無(wú)人機(jī)的旋翼可采用變體折疊機(jī)翼，其總質(zhì)量不應(yīng)超過(guò)1 kg。針對(duì)火星漫游車近距離的探測(cè)任務(wù)(小于5 m)，無(wú)人機(jī)可采取多位置懸停探測(cè)并對(duì)有價(jià)值區(qū)域進(jìn)行定點(diǎn)降落采樣分析；針對(duì)火星漫游車遠(yuǎn)距離的探測(cè)任務(wù)(大于5 m)，無(wú)人機(jī)可采取低速自主環(huán)繞探測(cè)，如判斷探測(cè)區(qū)有進(jìn)一步探測(cè)的價(jià)值，則引導(dǎo)火星車前往并完成近距離的探測(cè)與取樣。

2)研究火星環(huán)境下無(wú)人機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。火星無(wú)人機(jī)低空飛行區(qū)別于地球大氣飛行的重要特征即為其特殊的低雷諾數(shù)高馬赫數(shù)環(huán)境。針對(duì)無(wú)人機(jī)翼型的設(shè)計(jì)，應(yīng)著重關(guān)注具有極薄翼型厚度、較大翼型弧度的非常規(guī)曲線翼型(如：E387翼型)，并研究能夠弱化低雷諾數(shù)流場(chǎng)中翼型后表面出現(xiàn)的層流泡的特殊翼型結(jié)構(gòu)；針對(duì)無(wú)人機(jī)旋翼的設(shè)計(jì)，應(yīng)著重關(guān)注具有較大弦長(zhǎng)、翼展的旋翼(如：JPL-2015無(wú)人機(jī)旋翼)，需在大量懸停性能實(shí)驗(yàn)結(jié)果基礎(chǔ)上，觀察在不同迎角、旋翼轉(zhuǎn)速等動(dòng)力學(xué)參數(shù)下無(wú)人機(jī)旋翼系統(tǒng)的空氣動(dòng)力學(xué)行為。針對(duì)無(wú)人機(jī)的外形結(jié)構(gòu)，為適應(yīng)火星漫游車狹小的運(yùn)載空間，無(wú)人機(jī)可采用充氣展開(kāi)機(jī)翼、尾翼等結(jié)構(gòu)。

3)基于MEMS技術(shù)的系統(tǒng)集成。高度集成的旋翼式火星無(wú)人機(jī)對(duì)提升無(wú)人機(jī)的有效載荷能力、飛行時(shí)長(zhǎng)具有重要意義。鑒于火星車載荷能力有限，輔助火星車的無(wú)人機(jī)系統(tǒng)規(guī)模不應(yīng)過(guò)大，用于地球無(wú)人機(jī)輕小型化設(shè)計(jì)的微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)技術(shù)可極大地降低無(wú)人機(jī)的質(zhì)量。當(dāng)前國(guó)外學(xué)者采用將電子元件與機(jī)身結(jié)構(gòu)集成與拼接的方法，極大地降低了無(wú)人機(jī)質(zhì)量。此種方法將無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)部分質(zhì)量大幅度削減，但將導(dǎo)致無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)剛度與可靠性的減弱。為兼具高集成度與結(jié)構(gòu)可靠性，將無(wú)人機(jī)的電子元件與具有高穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)的機(jī)身結(jié)構(gòu)集成(如：球形無(wú)人機(jī))，設(shè)計(jì)一種非常規(guī)結(jié)構(gòu)形式的無(wú)人機(jī)飛行器具有一定可行性。

4)構(gòu)建具有自主飛行的無(wú)人機(jī)控制方法。在火星探測(cè)任務(wù)中，若無(wú)人機(jī)具備一定自主能力的自反饋控制方法將極大地提升無(wú)人機(jī)針對(duì)火星不確定飛行環(huán)境的適應(yīng)能力。當(dāng)前國(guó)外學(xué)者主要采用非線性控制方法(如：H∞控制方法)實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主導(dǎo)航飛行，但該方法仍處于測(cè)試階段不適用于深空探測(cè)的高可靠性要求。此外，火星無(wú)人機(jī)無(wú)法采用GPS導(dǎo)航定位，而強(qiáng)磁計(jì)等定位設(shè)備也難以適應(yīng)火星的弱磁場(chǎng)環(huán)境。利用火星車作為基站，對(duì)無(wú)人機(jī)進(jìn)行無(wú)線定位，或采用輕質(zhì)線纜連接通訊，或基于“慣性導(dǎo)航敏感器+外測(cè)敏感器”等方式可作為無(wú)人機(jī)定位方式的選擇。

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Overview of Research on Rotary-wing Mars Unmanned Aerial Vehicles

ZHAO Peng-yue, QUAN Qi-quan, DENG Zong-quan, CHEN Shui-tian, YANG Ting-ting

(State Key Laboratory of Robotics and System, Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)

Abstract:The thin Martian atmosphere provides the necessary condition for Mars unmanned aerial vehicle (UAV) flight. The research background, flight environment and technical difficulties of the Mars UAVs are discussed. Furthermore Mars UAVs developed by different institutes worldwide are summarized. The difficulties of the Mars UAVs in aerodynamic theory, flight control and system integration are combed. The simulation and experimental achievements of the Mars UAVs are also summarized and the development trends of the Mars UAVs are forecasted.

Key words:Mars exploration; Mars UAV; Rotary-wing; Key technology; Simulation and experiments

收稿日期：2017- 07- 23;

修回日期：2017- 11- 08

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金(61403106)；高等學(xué)校學(xué)科創(chuàng)新引智計(jì)劃(B07018)

中圖分類號(hào)：V476.4

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1000- 1328(2018)02- 0121- 10

DOI: 10.3873/j.issn.1000- 1328.2018.02.002

作者簡(jiǎn)介：

全齊全 (1983-)，男，副教授，主要從事宇航空間機(jī)構(gòu)測(cè)試技術(shù)研究。