火星进入器高超声速气动力/热研究综述

唐 伟，杨肖峰，桂业伟，杜雁霞

(中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000)

火星进入器高超声速气动力/热研究综述

唐 伟，杨肖峰，桂业伟，杜雁霞

(中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000)

针对火星探测任务进入阶段复杂且特殊的气动力/热环境，总结了国际火星探测进入任务的历史沿革、发展动向和关键气动问题，综述了火星进入器地面风洞试验、飞行任务和高超声速气动力/热数值模拟的研究进展，提出了国内后续研究的重点方向，包括复杂气动问题建模和精细化模拟、风洞及相关试验研究、气动设计相关问题等，为我国未来火星进入器设计提供技术支持。

火星进入器；高超声速；气动力；气动热；数值模拟；风洞试验

0 引 言

火星探测是当前深空探测活动的热点，尽管有多次登陆尝试，但成功率很低。尽管充满困难和挑战，美欧等还在积极筹划火星样本返回、载人登陆火星等新探测计划[1]。火星大气层进入飞行过程和地球再入有相似之处，更有极大差异，特别是进入器身处火星大气环境，其进入过程为非空气介质的高速流动，将产生特殊且严重的气动和防热问题。进入器气动布局设计和热防护系统设计需要以气动力/热的精确预测为前提，而特殊的大气环境和匮乏的研究积累却制约着该问题的有效解决。

本文以美国探测任务为主线，以所遇气动问题为重点，总结了国际火星进入任务历史沿革和发展动向，分析了进入火星大气层的主要气动特点；综述了美国现有风洞试验、飞行数据及气动力/热数值模拟研究进展；以此为基提出了国内后续研究重点。

1 国际火星探测历程和发展趋势

以美国已经或计划着陆火星的进入器(图1)为重点，总结国际火星进入任务的历史沿革、发展趋势及涉及的气动研究历程。Viking任务是美国首次着陆火星尝试，也确立了美国火星进入器扁平状70°球锥的基本布局。两个进入器均为70°球锥布局，进入前环绕火星轨道数圈，再以4.5km/s的较低速度以-11°的配平攻角按升力式进入大气层。Viking任务前因CFD尚未发展，主要通过地面风洞试验开展气动研究，任务后收集了一定的飞行数据[2-3]。其成功着陆为后续计划的顺利实施奠定了基础。

Pathfinder任务同样采用70°球锥布局，尺寸小于Viking。进入器跳过绕火阶段，直接以7.48km/s的速度零攻角进入[4]。因进入速度高，气动力/热环境远比Viking复杂，同时出现了湍流、烧蚀和辐射等复杂气动问题[5-8]。除开展风洞试验研究外，随着CFD的发展，数值研究增多，此外也获得了一定的飞行数据[7, 9]。后续火星进入着陆任务有MER和Phoenix任务。二者均为弹道式进入，并充分运用了以往研究积累，任务前的气动力/热数据多来自于数值模拟，并初步形成火星气动数据库[10]。

近年最庞大的火星探测任务当属MSL，最大直径4.5m，以使大型好奇号巡游车降至火星表面[11]。MSL以配平攻角-16°进入速度5.6km/s按升力式进入大气层。因大尺寸，任务前开展了大量湍流转捩的风洞试验[12- 13]和数值模拟[14]研究。MSL在进入段获得了大量有效的飞行数据[15-16]，同时验证了NASA当前气动模拟能力和热防护设计水平。

样本返回任务和载人登陆任务等新的火星探测计划，均需突破大尺寸重型进入器的准确着陆、火星采样、火星表面起飞、轨道转移和地球再入等关键技术，对过载、热防护和着陆精度提出更为严苛的要求。当前美国正在论证的超大尺寸高超声速气囊型气动减速器(Hypersonic inflatable aerodynamic decelerator,HIAD)[17]，采用70°球锥伞状布局，为未来火星探测任务重型设备和乘员运输提供可选方案。其运送能力尽管在地球环境已被证实[18]，但对火星任务的可行性尚待深入研究。综上，国际火星探测任务大尺寸、精准着陆和智能化的发展趋势对进入器气动特点的深入认识和气动力/热的精细化预测提出了更高的要求。

2 火星进入器的气动特点

火星大气含体积分数95.3%的CO2、2.7%的N2、1.6%的Ar及少量其它成分[19]，大气相对稀薄且气温较低。通常来流动压远小于地球环境，进入器减速能力较差。低密度来流产生低雷诺数流动，湍流转捩较地球环境弱。重气体CO2声速通常低于空气，呈现高马赫数流动，另采用超声速开伞技术，多涉及高超/超声速气动问题。进入器在大气层历经自由分子流、过渡流、连续流等不同流区。按Kn定义，火星大气流区界限低于地球大气，高空稀薄效应明显[20]。流动呈现高马赫数、低雷诺数、流动稀薄等特点。

CO2为直线型三原子分子，常温下内能模式与N2/O2相同，但高温振动能激发模式有差异(图2)。高温CO2具有弯曲、对称和反对称拉伸等3个振动模态，对应的振动特征温度从中低温度到高温均有散布[21]。而N2/O2各只有1个振动模态且振动特征温度处于高温段。故火星大气分子振动能激发特性强于空气，该影响远比双原子/单原子分子复杂。

高超声速火星气体流动同样伴有激波层离解和电离、热力学和化学非平衡、表面催化和烧蚀等真实气体效应，但CO2主导的离解反应机理、平衡/非平衡状态和表面热状态有别于空气。高焓离解组分与表面材料作用表现出特有的催化特性，显著影响气动热环境。进入器多采用SLA-561V等轻质微烧蚀材料[22]，需要深入探索防热材料的烧蚀机理。低温来流下的强真实气体效应决定了火星热环境弱于地球环境，但复杂的非平衡、催化、烧蚀等特性给研究带来不确定度，增加了热环境的预测难度。

图3给出了典型进入器弹道和进入-下降-着陆的飞行时序，火星进入器以阻力主导惯性进入的弹道式或升力-弹道式进入大气层[23]。早期对火星环境气动问题认识不充分，Viking先由地火转移轨道进入火星轨道再以较低速度按升力-弹道式进入。Pathfinder在大量气动力/热研究基础上，选择直接由地火转移轨道以零攻角弹道式进入。相比之下，弹道式进入可节省机动所需推进系统及燃料并有效降低负载。后续的MER和Phoenix同样采用该方式进入。弹道式进入速度较快，过载较大，峰值热流较高，并导致较大的落点散布。为此MSL采用升力-弹道式进入，攻角增大至-16°，升阻比提高至0.24，机动和操控性能更强，峰值热流及过载较低[24]，但控制系统增加了任务重量，需要总体综合协调。

综上，以阻力主导惯性进入的火星进入器处于以较稀薄多原子CO2重气体主导的高马赫数、低雷诺数、高温离解流动中，需针对其特定的气动特点，开展气动力/热预测的计算、试验等多种手段研究。

3 风洞试验和飞行数据研究

因火星大气与空气存在较大差异，既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。主要研究手段有飞行试验、风洞试验和数值模拟。美苏等在20世纪60年代率先开展了火星进入器气动力/热特性的风洞试验研究，并通过历次任务获得了一定的飞行数据。

3.1 地面风洞试验研究

针对火星环境下的高超声速流动，主要通过常规高超声速风洞、高焓脉冲风洞、弹道靶等三个层次的地面试验获取高超声速气动力/热实验数据[25]。

1)常规高超声速风洞试验。典型测试气体为完全气体状态的空气、N2或CO2。兰利研究中心曾使用高超声速CF4风洞和Ma6风洞进行球头绕流实验[26]，发现重气体明显降低激波脱体距离。因MSL采用升力式进入，且湍流影响大，落点精度要求高，为此采用Ma6风洞[13]和阿诺德工程研发中心9号风洞[12]开展高雷诺数实验，验证了湍流模拟获得的气动规律，测试结果与数值模拟相符。常规风洞试验可提供详实的测试数据，来流条件明确，实验不确定度低，主要用于研究进入器气动布局、湍流和转捩等[12]，但此类试验难以复现高温化学反应流动。

2)高焓脉冲风洞试验。使用此类风洞(激波/电弧风洞等)获取高焓流动的测试数据，用于研究特定介质的高焓离解、非平衡、表面催化等效应[27]。加州理工大学T5激波风洞以高焓CO2为工质测试出了与数值模拟相一致的MSL背风区湍流加热激增现象(图4)，为此建议防热设计要重点考虑背风区湍流影响[28]。此类试验通过提高来流总焓近似获取高焓气流，来流马赫数低，难以达到真实进入速度，测试时间短，可重复性差，结果不确定度高。

3)弹道靶试验。Schoenenberger等[29-30]使用ARF弹道靶获得了MER和MSL的气动特性及静/动稳定性数据。Braun等[31]开展HFFAF弹道靶试验并给出了不同攻角(αrms)下的俯仰阻尼(Cmq,avg)特性，以此分析，测试气体对俯仰稳定性的影响，发现以空气为测试气体动不稳定，而CO2则动稳定，混合气体介于二者之间，故认为动稳定性随着分子量增大而增强。此类试验主要获得进入器飞行过程的激波和动态特性，但难以获得气动力/热分布。

考虑到技术难度和试验成本，上述三类试验均针对特定物理现象开展研究，难以复现真实进入条件[24]，故有必要开展地火相关性研究。国内虽有开展相关试验的能力，但尚缺乏气体置换等系统，且无足够测试数据支撑，更有必要进行地火相关性修正，获得将试验数据推广至火星环境的数据误差带。

3.2 飞行数据

飞行数据真实记录进入器飞行过程，是验证气动和防热性能的最佳手段。美国已成功着陆火星的数次任务[2, 4, 15, 32-33]均获有宝贵的飞行数据，并进行了飞行后数据重构研究。Edquist等[3]反演出Viking传感器沿进入时间的壁面热流均高于预测值，原因可能是失稳剪切层所致的非定常性、表面催化和湍流转捩。Pathfinder的数据重构[4]验证了其气动数据库[9]，并针对飞行数据进行了气动热和热响应计算[7]。最新登陆火星的MSL携带大量测试设备，着陆后开展的大规模复杂飞行数据验证和确认研究项目[34-35]获得了目前最为全面、完整和自相容的飞行数据[15-16]。重构研究[36]认为当前数值模拟技术具有较强的气动力/热预测能力，并自信地认为当前气动数据库可不加修正地运用于后续同类火星进入任务。

4 数值模拟研究

随着CFD的飞速发展，加之飞行试验难以实现，风洞试验技术难度大成本高，气动研究重心朝计算模拟方向倾斜并逐渐成为主要手段[37]。在当前研究框架下，以理论和数值分析为主，地面试验为辅，通过计算获得整个气动特性，并就少量关键环节开展地面试验和地火相关性修正，成为进入器气动关键技术的主要研究思路。数值模拟涉及的物理建模及非平衡、催化、湍流/转捩、尾流等复杂物理现象对气动力/热的影响得到了重点关注。

4.1 火星气体物理模型

火星进入器在大气层内历经多个流区，需根据流动的物理机制采用特定的模拟方法[10, 38-39]。在自由分子、过渡流区使用描述稀薄流的DSMC方法[40-43]，而在连续流区使用可压缩NS方法，Edquist等[10]给出了详细的流区划分。因进入器气动力/热峰值均出现在连续流区，仅综述该流区的模拟方法。数值模拟采用基于可压缩NS方程的TVD型有限体积法，当然因特殊火星环境而需要特定的模拟模型。

因CO2分子振动能激发阈值较低，高温条件振动能极易激发，比热比较低，可采用低比热比完全气体模型开展数值研究。Prabhu等[44]对比完全气体和化学反应模型表明气动力/热预测趋势相同，但前者低估了壁面压力，高估了热流，而Viviani等[45]认为完全气体模型降低了阻力和力矩。Liever等[46]认为完全气体模型适用于马赫7以下来流。真实气体效应造成完全气体模型比热比的选取存在困难，Gnoffo等[47]通过平衡流动激波前后密度比来选取比热比，计算结果与平衡流动一致。

此外，考虑火星大气高温离解作用，国际主流程序多采用热力学和化学平衡/非平衡模型表征火星进入流动，除求解连续性、动量和能量方程外，还需额外求解离解组元守恒方程及附加能量方程，包括一温度模型、考虑振动和电子能弛豫的两温度及多温度模型。此类模型均基于高超声速空气真实气体效应而发展的，并在当前火星大气绕流模拟中得到了大量的应用。在化学动力学方面，Park等[25]针对CO2-N2-Ar混合气体提出了包括电离组分在内的18组分33化学反应模型。为节省计算成本，Mitcheltree等[8]忽略了电离和若干中间反应，提出了适用于较低速度和低电离水平的8组分13化学反应模型，Bose等[48]认为二者热流预测值之差在1.8%。Edquist、Mitcheltree等[3, 5, 10, 24, 49]开展了大量的火星进入非平衡流场数值研究，为进入器选型和热防护系统设计提供数据支撑。当前模型各化学反应和反应速率并非直接测量于火星环境，部分来自实验，部分仅是经验估计，给模拟带来较大的不确定性[25]。再者，火星环境的化学非平衡机理和能量处置机理尚未研究充分，而且上述不确定性因素对火星进入数值模拟的敏感性尚需进一步研究[37]。

进入器气动力/热的精确预测还需正确鲁棒的热力学[50]和输运系数模型[51]，其表征方法的差异性也给进入器气动力/热的有效预测带来不确定性[48]。

4.2 热力学和化学非平衡特性

考虑到高温CO2振动和离解特点，火星环境高速流动具有较强的真实气体效应[27, 49]。研究表明，在进入初期的极高超声速流区，激波后大部分CO2发生离解，流动呈现热力学和化学非平衡状态[14, 52]；随着进入器继续下降，在中等高超声速流区，来流动压增高，流动逐渐趋于热力学平衡，但激波层内化学非平衡特性依旧明显[53-54]；而进入低高超声速至超声速流区后，热力学和化学非平衡效应减弱。图6给出了速度-高度域内进入器的流动状态[55]。

包括高超声速热力学和化学非平衡特性在内的真实气体效应影响进入器气动力/热特性和飞行稳定性[56]。数值研究[10, 57- 58]发现，尽管采用了弹道式进入，采用无质心偏移的旋成体布局，本应稳定配平的零攻角也可能因化学非平衡效应所致的声速线往复移动而呈现不稳定状态，即有限静不稳定现象(图7)，飞行数据同样发现有此现象[9]。另外，激波层内化学非平衡效应还会改变进入器有效曲率，进而对气动加热的有效预测带来一定的影响[57]。

4.3 催化作用

已成功着陆火星表面的进入器采用微烧蚀热防护材料，高焓离解环境表面催化特性对气动加热有很大影响。参照空气环境建立的基于壁面通量平衡半经验模型是当前催化研究的通行方法。最简单的做法是完全非催化壁或完全催化壁。前者因未考虑化学生成热，热流预测值最低；后者物面气体组分完全转化为最低化学焓的自由流状态[51]。因催化反应速率有限，二者均为非物理的，但完全催化壁预测的热流最为保守，通常被设计部门采纳，并得到了广泛运用[24]。上述模型给出了催化加热的上下极限，需要研究符合真实物理规律的有限催化模型。

火星进入器表面催化反应包括CO2等双/多原子分子的复合反应[59]。Bose等[48]重点针对CO2离解物，建立了参数化催化模型，获得了驻点热流与催化效率、偏好的关系(图8)：催化效率越高，热流越大；因化学生成热较高，CO2复合主导的催化加热强于O2，但热流极值不在p2= 0，而在既充分消耗O又尽量偏向CO2复合的位置。Mitcheltree等[8]基于CO2复合建立了组分表面吸附、气态组分与吸附组分复合等两步反应的E-R催化模型，若近壁面O占优则未能完全复合，预测值较低，若CO占主导则结果与完全催化壁相近。Afonina等[60]进一步考虑O2的复合反应，获得更加符合真实物理的催化模型，并认为在火星进入条件下L-H机制的催化反应较弱。因低温段实验未观测到CO+O反应，故有学者假设壁面CO2未复合，获得与地球环境一致的催化机制[61]，预测值低于完全催化和Mitcheltree模型。图8还表明不同催化模型的热流计算值差别甚大，可见催化特性对气动加热影响显著，尚需深入研究符合物理的经过火星环境实验验证的催化模型。

因防热材料表面特性难以表征且所处环境复杂，高焓离解CO2气流主导的表面催化机理虽有诸多研究，但依旧不如空气环境清楚，且模型的有效性验证研究不足[37]。另外数值模拟还需考虑催化效应与热响应、烧蚀等作用[6]及有限速率紧耦合作用。

4.4 湍流影响和转捩准则

火星大气相对稀薄，来流雷诺数较低，早期的Viking、MER因进入速度低或尺寸小只计算层流，Pathfinder[5]、Phoenix[62]虽考虑湍流，但影响有限。然而湍流广泛存在，尤其对未来大尺寸重型进入器。目前基于空气的湍流模型均可移植到火星环境，如BL、SST等。前者简单易行，但对分离流和漩涡的预测精度有限，而SST精度相对较高，但上述模型尚难以模拟因烧蚀等致粗糙壁湍流，且在火星环境的有效性还无以为证[25]。更复杂的湍流预测方法，如DNS、LES、DES等，计算代价大，尚不实用。

关于转捩位置的预测，多采用Reθ[24]或Reθ/Me[13]等简单关联式或其修正关系式[63]。上述准则可近似预测转捩位置，但难以表征表面粗糙度、烧蚀产物引射、横流等因素，而上述因素可加快转捩[25]。研究认为背风区流动不稳定，极易引起转捩[64]，进而增加转捩位置的预测难度。面对未来重型任务，需要更精准的适合火星环境的转捩模型来预测湍流。

湍流对火星进入器气动性能尤其是力矩和配平特性有影响。Dyakonov等[14]通过预测MSL气动性能认为湍流会增厚肩部边界层并增大剪切力进而改变气动力矩和配平攻角。湍流对进入器气动加热有重要影响，MSL模拟惊奇地发现背风区湍流热流明显高于迎风区驻点热流[65](图4)，风洞试验[13]也证实了该现象，给气动加热的精确预测带来不确定性。这打破了热防护系统常规设计思维，需重点考量背风区等湍流加热严重区域的防热问题。

4.5 尾部流动

考虑到进入器扁平状大倒锥布局，流动绕过肩部发生大规模分离，尾流呈现出强非定常性，数值模拟困难。尽管气动力/热相对较弱，但尾流研究仍很必要：后体压力/剪切力和动态特性的精确预测，可更有利于布局设计、弹道评估和超声速开伞时机选择；后体热流的精确预测有助于减轻后体重量，节省成本，还可使质心前移，提高静稳定性[37]。Viking飞行前后尾段热流存在1.2%的差别[2]。McDaniel等[62]发现零攻角尾流存在激波盘，造成后驻点加热量高于周边区域，而攻角增大后激波盘消失，热流回落。Edquist等[66]预测了MSL后防热罩和RCS的加热量，为超声速开伞提供热环境数据。尽管当前计算能力和硬件资源有大幅提升，但尾流模拟依旧困难，气动预测依然存在较大的不确定性。

尽管已有大量火星进入器高超声速气动力/热预测研究，但依然存在诸多不确定性因素，如化学反应速率、振动/离解耦合参数、松弛时间、输运系数、催化、湍流/转捩等。Bose等[48]基于蒙特卡罗分析方法预测了Pathfinder气动加热误差带，认为不同催化模型获得的热流差别高达2.5倍，而对完全催化壁，几乎全部的不确定度来自组分扩散(图9)。因此，符合物理的催化和输运模型对气动加热影响很大。如何根据不确定性因素改善现有模型和方法，提高数值预测精准度是当前数值模拟研究的关键。

5 气动设计相关研究

火星进入器要按照预定要求进入大气层并实现软着陆，必须考虑气动减速、防隔热等工程问题，而气动力/热的有效预测为上述问题提供数据支撑。

5.1 气动布局设计和优化

美国一直沿用首发成功的Viking所采用的70°球锥+大倒锥布局，尽管新一代的HIAD采用气囊型进入方式，但防热大底依旧为70°球锥布局，笔者认为美国较多地考虑探测任务的继承性。欧空局火星快车任务采用具有60°球锥布局的猎兔犬2号进入器[46]，并认为具有更好的动态特性；而深空2号进入器有采用45°球锥的尝试。Prabhu等[44]认为70°球锥布局的球头和锥段连接处曲率不连续存在弊端，并提出了曲率连续的优选方案。对升力式进入，Dyakonov等[67]认为较大配平攻角进入带来的减速性能会因肩部防热问题而受限。综上，美国现有70°球锥布局未必是最优的气动布局，需要针对未来火星探测任务需求，综合飞行器总体、气动力/热、结构、弹道等开展进一步的布局设计和优化研究。

5.2 热防护系统设计

国际火星探测任务通常沿用Viking的热防护系统[22]，采用结构重量轻且性能优异的轻质烧蚀材料。热防护系统的设计分析非常复杂，涉及对流、传导、辐射、相变等多种传热机制，需要综合考虑气动力/热作用下的结构响应以及表面烧蚀、内部热解和炭化等复杂现象。传统的防隔热研究采用流动/结构剥离分析，而Chen等[6]首次将耦合算法运用于火星进入器研究中。Milos、Palmer等[7, 68]耦合计算气动加热和热响应以实现热防护系统的精准设计。Wright等[69]进一步分析了结构热响应的误差带，获得了影响防热层厚度误差的主要来源。气动加热及其与结构的耦合热效应的有效预测直接决定防热材料选择及防热结构设计，影响进入器热安全。因此，需要根据未来进入任务要求，综合关键影响要素，开展全三维精细化的热防护系统设计研究。

6 未来研究方向

国内的火星进入器气动研究也获得了一定的研究成果，主要集中在基于完全气体模型[70-72]、化学非平衡模型[73-75]的数值模拟上，并在气动快速预测[20]和布局设计[70]方面也开展了一定的研究，但国内研究总体起步较晚，基础较薄弱。鉴于该问题前瞻性强，未知问题多且复杂，特别是受未来国内火星探测任务驱使，更需要从物理机理上对火星环境气动力/热问题开展深入研究。需重点开展的研究有：

1)复杂气动问题精细化模拟。着眼于未来大尺寸重型和载人登火进入器的发展趋势，针对地火环境推广的不确定性，在借鉴美国研究的同时，需深入开展火星环境不同温度模式、化学反应机制、表面催化机理、输运模型等的物理表征和建模研究，亟需解决湍流和转捩、背风区加热激增、特殊防热材料的催化、烧蚀、辐射等复杂气动问题。考虑严酷内外力/热环境、材料烧蚀、热气动弹性等耦合问题，面对多学科交叉的趋势，亟需研究高超声速气动力/热/结构/弹道等多物理场耦合和一体化分析，并对复杂气动问题的精准预测提出更苛刻的要求。

2)风洞及相关试验研究。鉴于当前国内风洞试验鲜有开展，结合未来火星探测任务需求，亟需通过气体置换等途径分步改造现有设备并适时新建火星风洞，使之具备模拟近火星表面大气层内的低雷诺数、高马赫数飞行环境下的关键气动特性能力，用于独立考核验证数值模拟和理论分析的有效性，同时建立火地相关性理论，以保证实验数据在真实火星飞行环境中的可推广和可应用。

3)气动设计相关问题。真实有效的气动力热数据为进入器的气动布局与防热设计提供坚实的数据支撑。着眼我国火星探测任务需求，借鉴美国经典球锥布局和下一代新型布局，深入研究基于新型防热材料的火星进入器新型布局的气动和防热性能，结合飞行器总体设计要求，开展新型防热结构下的气动布局设计和优化研究，为我国未来火星探测任务提供气动布局和热防护系统设计方案。

7 结束语

基于美国火星进入任务所遇的气动问题，综述了火星进入器气动力/热风洞试验、飞行数据和计算模拟研究进展。考虑到风洞/飞行试验的技术难度，面对未来国内火星探测任务需求，当前研究应以计算模拟为主，并就特定关键气动问题开展地面试验和地火相关性研究。综述发现的复杂物理现象对进入器弹道、布局和热防护系统设计有重要影响，后续研究需重点关注。

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通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号13信箱02分信箱(621000)

电话：(0816)2463127

E-mail: cardc_tangwei@126.com

杨肖峰(1988-)，男，博士生，主要从事高超声速飞行器气动热和热防护研究。本文通信作者。

通信地址：四川省绵阳市二环路南段6号13信箱05分信箱(621000)

电话：(0816)2463192

E-mail: cardcyxf@126.com

(编辑：张宇平)

Review of Hypersonic Aerodynamics and Aerothermodynamics for Mars Entries

TANG Wei, YANG Xiao-feng, GUI Ye-wei, DU Yan-xia

(State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The history and new trend of Mars exploration missions and the essential characteristics of aerodynamics and aerothermodynamics for Mars entries are summarized in the present article. The state-of-the-art research of ground experiments, flight testing and numerical techniques for hypersonic Martian aerodynamics/aerothermodynamics prediction are reviewed in detail. The potential work, including the complicated aerodynamics/aerothermodynamics modeling and simulation, further wind tunnel experiments, and aerodynamic design issues is conclusively proposed for future Mars entry capsule design.

Mars entry capsules; Hypersonic; Aerodynamics; Aerothermodynamics; Numerical simulation; Wind tunnel experiment

2016-08-12;

2017-01-03

国家自然科学基金(11472295,51308531)

V211

A

1000-1328(2017)03-0230-10

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.03.002

唐 伟(1968-)，男，研究员，主要从事高超声速飞行器气动布局、气动热和热防护研究。