旋翼式火星无人机技术发展综述

赵鹏越，全齐全，邓宗全，陈水添，杨婷婷

(哈尔滨工业大学机器人技术与系统国家重点实验室，哈尔滨 150001)

0 引 言

火星在太阳系中与地球相邻并具有与地球相似的物理体积及地形地貌，完整地记录了太阳系50亿年中行星的诞生与演变历程，因此火星探测对拓展人类的生存空间、探索生命起源具有重要意义[1-2]。目前，世界范围内共实施了42次火星探测任务，超过90%的探测任务未能完成预定目标，即使成功着陆的火星车也面临陷入沙坑或出现故障的风险。20世纪前苏联与美国先后发射了火星探测器，但都未能完成对火星的探测任务，21世纪美国再次发射了核动力火星车好奇号并获取了较全面的火星环境数据。科研人员发现火星存在稀薄的大气，这使研制用于协助火星车在火星大气环境下工作的火星无人机成为可能并受到国内外学者的关注[3]。

目前，国外研制的火星飞行器主要包括浮空气球[4]、固定翼(ARES)[5]、旋翼[6]与扑翼[7]四类。浮空气球研究较早且功能有限，未被深入研究。ARES无人机仅能一次性飞行且获取图像分辨率较低。而旋翼式与扑翼式无人机被定位于协助火星车的空中探测平台。旋翼式火星无人机作为空中探测平台对火星探测任务具有重要的意义[8-9]，主要体现在：1)无人机的高飞行速率能够极大地提升火星探测的速度与效率；2)无人机的广度探测能够扩展火星漫游车的探测范围，避免火星车进入沙坑等危险区域；3)无人机的局部探测能够实现对火星漫游车难以到达区域进行深度研究；4)无人机定点着陆探测能够辅助火星车完成火星多点采样任务。

苛刻的火星环境对火星无人机技术研究具有极大的挑战。火星大气密度仅为地球大气密度的1/70，此时低雷诺数飞行条件导致的黏性效应与流场分离现象将对无人机的气动特性产生巨大影响[10]。火星地表存在大量陡峭的环形山，这要求无人机具有合适的飞行高度。火星地表存在反复无常的火星风、尘暴，风速为2-7 m/s，地形交界处甚至达到50 m/s[11]，这要求无人机能够快速地对变化的飞行环境进行姿态调整[12]。火星昼夜及四季地表温度变化明显，夏季平均温度为-60 ℃，冬季平均温度为-120 ℃。低温使火星声速仅为地球的72%，这导致无人机桨叶边缘处于高马赫数状态并易产生空气压缩效应与激波振荡。火星表面呈现多坑地貌，存在大量凸起的环形壁垒、高山与峡谷，这要求火星无人机能够在复杂多变的地表完成起降[13]。

本文基于国际上已有的旋翼式火星无人机的研究成果，分析了各无人机方案的特点与存在的不足。同时，对旋翼式火星无人机的空气动力学仿真成果、实验研究成果、飞行控制方案与系统集成方案进行总结，基于现阶段旋翼式火星无人机的研究进展对火星无人机研制的瓶颈进行探讨。

1 旋翼式火星无人机的研究进展

目前，在火星旋翼式无人机的研究中，美国学者对旋翼式火星无人机的垂直起降特性(Vertical take-off and landing, VTOL)[14]与无人机的可行性进行了深入研究，而欧洲学者则对无人机的高分辨率影像获取、火星岩石样本采集、高风险的探测任务执行等功能进行了大量研究。下文整理了各科研机构在旋翼式火星无人机技术方面的研究成果。

1.1 美国埃姆斯研究中心

2001年，美国埃姆斯研究中心论证了利用旋翼式无人机VTOL特性探测崎岖的火星表面的可行性，研究了无人机轻质结构、新型动力系统、自主飞行等关键技术，并预测了质量10-50 kg无人机的旋翼转速、飞行效率和工作时间[15]。2002年，埃姆斯研究中心基于四桨叶独立转子在模拟火星密度环境中的实验结果，分析并优化了无人机旋翼的翼型结构、弦长和翼展参数，提升了旋翼在低雷诺数条件下的空气动力学性能，并研制了TAMS系列共轴旋翼式无人机[16]。2005年，埃姆斯研究中心研究了最大飞行范围为500 km、最大总质量为2500 kg的一系列无人机的可行性，最终认为研制一种由火星漫游车释放用于协助火星漫游车完成探测任务的小型旋翼式无人机具有更大的意义，并预测无人机飞行的雷诺数小于8×105，马赫数小于0.7[17]。

2005年，埃姆斯研究中心与兰利研究中心合作，提出了多种火星无人机的释放方案，并对不同类型的火星无人机的最大飞行升力、总质量、动力来源、机械效率、自主飞行、可靠性及悬停性能进行充分研究，最终将固定翼式与旋翼式类无人机确定为主要研究方向[14]。

1.2 马里兰大学

2000年，马里兰大学的格索飞行器研究中心开展了共轴反桨双旋翼火星无人机研究[18]，并在2001年研制了旋翼式火星无人机MICRO[19]。MICRO无人机采用悬停方式对环境进行探测，悬停时间为20-30 min，并具有良好的飞行稳定性和控制性能，其功率品质因数(Figure of merit, FM)最大可达0.42。2003年，马里兰大学研制了一种质量约为50 kg并能实时进行姿态调整的大型火星无人机MARV，通过悬停实验评估了无人机在悬停与姿态变换过程中的动力学性能[20]。与MICRO无人机不同，MARV的旋翼采用一种无黏性不可压叶片设计法设计，使旋翼表面具有低马赫数分布，保证了旋翼系统的动力性能并使MARV具有10.8 kg的有效载荷，能够在25 km范围内飞行39 min并能悬停1 min。随后马里兰大学基于埃姆斯研究中心在模拟火星大气密度下的转子悬停实验结果，研究了雷诺数、马赫数及旋翼结构对旋翼系统FM的影响，发现选择合适的翼型并提高雷诺数能够使FM值由0.34增大至0.6，最终论证并研制了质量为200 g的共轴旋翼式火星无人机Microrotorcraft，该无人机能够在模拟的火星环境中飞行12-13 min[21]。

1.3 美国喷气推进实验室

2004年，美国喷气推进实验室对比了各类火星无人机的飞行原理、结构形式及适应性能，将旋翼式火星无人机列为火星无人机研究的重要方向并对该类无人机飞行的可行性、空气动力学特性、旋翼系统的悬停特性进行了全面的研究[22]。随后喷气推进实验室联合马里兰大学、佐治亚理工等院校对旋翼式火星无人机技术进行了详细研究，并计划在2020年将火星无人机与火星漫游车一起发射，用于协助火星车进行环境探测[23]。

2015年，喷气推进实验室官方网站发布了设想的火星无人机原型JPL-2015[24]，该小型共轴旋翼式火星无人机质量约为1 kg，翼展大小为1.1 m，位于机身下部的存储区集成了控制器、通讯仪器、测控仪器、电源等系统设备，极大地降低了无人机质量，使无人机能够在模拟的火星大气环境中完成起飞、悬停、偏转、降落等飞行动作，图3为喷气推进实验室设计的原理样机。喷气推进实验室正在规划该无人机进行巡航侦查的控制方案，并对其载荷能力、巡航时间、悬停时间等关键指标进行研究，目前该无人机仍处于实验测试阶段。

1.4 萨里大学

2008年，萨里大学将旋翼式无人机VTOL特性与火星探测任务结合，规划了利用火星无人机协助火星车完成火星表面多点采样的方案。火星漫游车行动缓慢且跨越复杂地形存在极大的风险，旋翼式无人机的悬停、低速飞行、多次起降可确保无人机准确地降落在探测区域采集火星土壤样本。无人机的负载运输飞行可确保将土壤样本转移至火星漫游车，最终实现对火星土壤信息的快速获取[25]。2012年，萨里大学研制了一种倾斜旋翼式无人机Eye-On，该无人机质量为15 kg，旋翼翼展达1.4 m，能够在100 km范围内巡航38 min。此外，Eys-On还能够进行独立的垂直或水平飞行，其水平飞行稳定性好，但水平与垂直转换过程中需保证无人机的动态稳定性[26]。2016年，萨里大学研制了新一代倾斜旋翼式无人机Y4TR，该无人机采用非线性系统SDRE控制，可实现无人机的自主巡航。一组共轴反桨旋翼置于无人机中部涵道，能够实现无人机的垂直起飞，两组单旋翼置于无人机机头两侧，能够实现无人机的水平飞行[27]。与Eye-On相比，Y4TR的质量相对较大，为产生足够的升力配置有三组旋翼系统，因而功率消耗较高，但其飞行过程不需要复杂的垂直与水平的姿态调整。

1.5 国内的研究成果

中国科学院地球化学研究院的欧阳自远、南京航空航天大学的陆宇平等人对于历次火星探测任务进行了回顾，对我国未来火星探测的面临主要科学问题进行了阐述。南京航空航天大学的姚克明等人进行了我国未来火星无人机探测进行了任务规划与建模分析，建立了火星无人机控制的非线性模型[28-29]。由于我国火星旋翼式无人机技术的研究起步较晚，目前对于火星无人机原理样机的研制国内仍然处于空白，相关研究文献较少。各科研究机构研制的火星无人机相关参数如表1所示。

表1 火星无人机方案及参数Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs

2 火星无人机旋翼系统的气动特性研究

利用有限元仿真方法能够模拟火星无人机的飞行环境，计算无人机旋翼在工作情况下表面的流场分布，评估旋翼在不同飞行条件下的升阻特性。该方法有助于获取适用于火星环境的旋翼特征，描述和分析低压流场中易出现的层流分离等现象，实现对旋翼式火星无人机旋翼的翼型与结构的优选。

2.1 旋翼气动学特性的研究

旋翼是火星旋翼式无人机飞行的升力来源，其结构设计是火星无人机研制的难点之一。由于搭建用于旋翼实验的大气环境(包括气体的压力、密度、温度、成分等)困难度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法。基于计算流体力学(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、计算速度快等优势，能够快速分析无人机翼型的升阻特性、旋翼的气动特性及旋翼表面流场分布并能够从理论的角度解释旋翼失速、翼尖流场压缩、激波振荡等现象。

火星无人机翼型的仿真结果表明，在火星的低雷诺数飞行条件下，翼型对旋翼的气动特性具有重要的影响：非常规的曲线翼型(极薄的翼型厚度和较大的翼型弧度)能够显著地提升旋翼的升阻比与机械效率[30]，但极薄的翼型厚度将降低旋翼的强度与刚度。文献[31]模拟计算了多种翼型在火星环境的升阻特性，发现低雷诺数对翼型的升阻特性的影响远大于马赫数对翼型升阻特性的影响。文献[32-33]发现最大弯度位置为25%，弯度为5%的翼型在低雷诺数环境下具有最大升阻比。文献[34]对比了六种低雷诺数翼型在火星环境下的气动特性，发现E387翼型在火星大气环境中具有更好的气动特性。文献[35]发现E387翼型的结构能够弱化其表面流场的层流分离现象，从而在低气压环境下产生更大升力。

对火星无人机旋翼的仿真结果表明，有限元仿真方法对三维旋翼的仿真结果的准确度低于二维翼型仿真结果的准确度。文献[36]将仿真结果与旋翼设计理论相结合，发现翼型的升力特性和功率特性的二维仿真与实验结果具有一致性；由于层流-紊流过渡区域仿真准确度低，三维仿真结果与实验结果的一致性较差。科研人员将ARES无人机的气动特性模型、飞行与姿态控制模型的仿真结果用于无人机叶片的结构设计，提升了无人机在低气压环境的飞行效率。Spedding采用非黏性分析理论优化了旋翼的边缘结构，发现旋翼在低雷诺数条件下获得了较大的升力[37]。文献[38]发现采用结构单元拼接的柔性桨叶能够较好地适应复杂变化的流场环境，这对火星无人机旋翼适应火星大气环境具有重要意义。虽然有限元仿真方法能够很好的反应旋翼的气动特性，但旋翼仿真的准确度仍需进一步提高。

2.2 旋翼表面层流分离现象的研究

火星无人机的旋翼在低雷诺数条件工作时，流场的黏性效应将导致流场的黏性力增大至与剪切力同一量级，此时位于翼型前缘的层流边界层压力减小，动量增大，边界层下层流动停止，从而产生层流分离现象。另外，黏性效应将导致旋翼后缘流场由层流过渡为紊流；较高的紊流能量使位于旋翼后缘的流场恢复至旋翼表面，形成分离泡。层流分离将引起旋翼的失速与低频振荡，并严重影响其气动性能。早期火星无人机旋翼的层流分离现象难以得到合理的解释[39]，但有限元仿真方法能够用于分析层流分离、分离泡的产生与消失[40]等现象，并能够预测层流分离的位置、分离泡的范围[41]。

层流分离现象导致火星无人机旋翼表面产生层流-紊流的过渡流场，因此需要采用不同的模型对旋翼面不同的流场分别进行仿真。此外，分离泡形成与消失位置的准确预测对仿真结果的准确性至关重要[34,42]。Koen等人利用非定长时间算法对旋翼气动特性进行研究并分析翼面分离泡周围流场参数的变化规律[43]，其方法能够根据分离泡周围流场信息对分离泡产生与消失的位置进行预测。Montelpare等人利用红外热成像方法分析了低雷诺数下旋翼的层流边界分离现象[44]，提出了一种基于实验结果的分离泡预测方法。Tatineni等人对低雷诺数下多种翼型的气动特性进行研究，分析了多种翼型层流分离场的线性稳定性，发现在旋翼流场的分离过程中，由于层流分离泡边界层的不稳定性,引起了周期性的涡流脱落过程,最终导致了旋翼流场的不稳定[45]。

3 旋翼式火星无人机的控制及系统集成研究

鉴于火星表面飞行条件恶劣、流场变化剧烈且无人机性能指标苛刻，为保证火星无人机完成火星探测任务，需解决无人机无GPS条件下的飞行控制与导航以及无人机的系统集成等技术难题。

3.1 火星无人机的飞行控制及导航

在旋翼式火星无人机的飞行控制中，稀薄的火星大气导致无人机旋翼升力随旋翼转速变化的幅度远小于在地球环境的变化幅度，因而火星无人机的飞行姿态调整过程迟缓。而火星风、尘暴等现象将严重影响火星无人机飞行的稳定性，这要求火星无人机对变化的环境进行快速调整，以保证无人机的飞行安全。此外，火星无人机飞行过程无GPS导航，要求以火星漫游车或火星卫星作为基站实现无人机的自主导航。因此，火星无人机的控制方法应在地球无人机控制方法[46-48]的基础上，考虑无人机的低气压气动特性及抗环境干扰能力。

目前旋翼式火星无人机的控制主要是通过调整翼端路径平面(Tip path plane, TPP)与无人机质心的相对位置，实现火星无人机的转向控制与姿态调整[49]。Schafroth等人[50]对比了多种无人机的转向控制方案，采用基于飞行器模型预测控制(MPC)的非线性控制方法[51]调整无人机飞行的高度和姿态，验证了该控制方法的可行性并研制了muFly无人机。为了优化第一代muFly无人机的动力系统和转向系统，第二代muFly采用H∞控制[52]与协方差矩阵自适应方法(CMA-ES)[53]实现了无人机系统各组成元件的信息交互，并采用集成化方法对无人机的功能模块进行了质量优化。综上所述，火星无人机的飞行控制成果较为显著，但无人机姿态变换响应迟缓、无GPS自主导航及无人机快速响应变化流场等问题仍未得到有效的解决。

3.2 火星无人机的系统集成

旋翼式火星无人机的组成元件主要包括：1)机身，应采用轻质、高强度、使用寿命长、可靠性高的材料；2)传感元件，能够实时监测无人机的工作环境、飞行状态等信息；3)控制系统，控制火星无人机的飞行过程并与火星漫游车通讯；4)电源，采用轻质高电量的电源保证无人机续航能力；5)高速电机，采用轻质的高速电机(5000 r/min以上)保证无人机旋翼的升力；6)高分辨率摄像机，拍摄火星复杂的地形。为保证无人机能够在低压环境飞行，无人机的总质量需尽量降低；为保证无人机具有足够的升力，无人机的电机质量需尽量增大；为保证无人机的续航能力，无人机的电源质量需尽量增大。因此，在无人机的质量分配中，电机、电源的质量应占主要部分，从而保证无人机的飞行升力与续航能力。此外，应对无人机的导航、控制、测试等元件进行系统集成，从而降低无人机总质量。

采用系统集成方法能够有效的降低火星无人机的总质量。欧洲的muFly计划旨在研制一种智能化微型无人机，并对无人机的整体尺寸与质量提出了严格要求。Bermes等人对无人机质量分布进行分析，发现无人机质量主要集中于执行器(马达、舵机)与电子仪器，而通常采用的模块化设计方法导致了无人机支撑结构质量较大[54]。随后Bermes等人采用高精度微型传感器与机身的结构单元进行系统级集成，再对各集成的结构单元进行拼接，获得结构紧凑、集成度高的第二代无人机，该无人机的电子仪器质量没有增加而机身支撑结构质量降低了约77%[55]。第一代与第二代muFly无人机的质量分配如表2所示。虽然这种方法极大地降低了无人机的总质量，但将导致无人机结构的稳定性与可靠性降低。2016年，muFly团队开始着手开发一种球形结构无人机，该无人机采用muFly无人机集成化的设计方法降低了无人机结构部分的质量，同时球形结构的设计保证了无人机整体的刚度与可靠性[56]。该无人机竖直方向具有良好的动力学稳定性，但其在飞行过程存在一定程度的质心偏移问题。

无人机名称机身结构传感器驱动器执行器动力结构电池总质量第一代muFly16．26g14．75g19．40g20．26g12．47g12．70g95．84g第二代muFly3．79g15．45g15．00g21．42g11．95g12．70g80．31g

4 火星无人机悬停性能的实验研究

悬停实验采用无人机悬停性能测试装置对低真空实验环境中的火星无人机各飞行参数进行直接测量，从而评估无人机的悬停性能，并评价火星环境下无人机飞行的可行性。该方法能够弥补仿真方法存在的模型合理性与结果准确性问题，并直观地反应无人机的动力学性能，实现对火星旋翼式无人机的旋翼系统的气动力学特性评价。

4.1 火星无人机悬停实验的优势

早期火星无人机旋翼的空气动力学特性主要通过风洞实验进行研究。风洞实验能够快速获取不同翼型的空气动力学特性，从而优选适合火星大气环境的翼型[57]。由于无人机旋翼沿翼展方向的流速具有梯度，而风洞实验的被测旋翼各截面的流速相同，这导致风动实验仅能反映旋翼单一截面的气动特性。此外，由于低雷诺数环境中翼型的阻力系数较小，风动实验的洞壁效应将导致翼型的阻力系数显著增大。无人机的悬停实验能够直接测量旋翼的升阻特性与损耗功率，因而被广泛用于评估旋翼式无人机的飞行性能[58]。旋翼在低气压环境产生的升力值远小于地球环境下的升力值，因而悬停实验装置应具有较高的测量精度与测量分辨率。目前，火星无人机悬停实验装置主要包括旋翼升力测试装置、阻力测试装置、扭矩测试装置及功率测试装置。

4.2 无人机悬停测试实验装置

火星无人机的旋翼在火星大气环境产生升力仅与无人机的自重在同一量级，且旋翼的升力、扭矩、功率等参数的变化速率远小于旋翼转速的变化速率。这要求悬停测试装置能够直接测量旋翼升力或将升力转换为角度、位移等间接量进行测量，并采用配重等方式抵消测量系统重量对结果的干扰，以提高测量装置的准确性和测量精度。因此，悬停测量装置需具备较大的旋翼转速调整范围，并能够直接测旋翼升力，且具有较高的测量精度。

为了评估无人机旋翼的悬停性能，斯坦福大学的Kunz[59]基于杠杆原理设计了一种火星无人机旋翼升阻特性测量装置。测量装置杠杆的一端为旋翼系统，另一端为配重块与应变片。测量装置采用配重的方式实现了应变片对旋翼升力的直接测量，采用将旋翼水平安装的方式实现了将旋翼产生的扭矩转变换为对应变片的应力进行测量。然而，测量装置受应变片的测量精度与杠杆的最大尺寸限制，且其轴承的摩擦和力学传感器的动力学性能将影响测量结果的准确性。采用平衡轴代替杠杆能够有效地提高测量精度，但测量装置的复杂性将增大。

为了提高旋翼升力的测量精度，东京大学的Noriaki等人设计了一种钟摆式无人机旋翼升力测试装置[60]。该装置将旋翼的升力大小转变为钟摆的摆角幅度以间接测量，将扭矩通过电机功耗进行间接换算测量，其钟摆的角度精度为0.01°(等价于0.25 N的升力)。Noriaki等人分析了旋翼结构形式对升力系数和转矩系数的影响，对无人机系统组成及组成部分质量分配情况进行了可行性论证，并验证了总质量为100 g的火星无人机设计方案。

4.3 无人机低气压悬停实验研究

美国宇航局的Young等人[15]对一种概念性基线转子的低气压悬停性能进行研究，发现当安装角为15°，转速为1200 r/min时，单个旋翼能在类火星大气环境拉起10 kg的物体。随后将旋翼转子升力与零升力迎角关系的测量结果与旋翼理论的计算结果进行对比，发现在小迎角情况下，两者一致性较好，而在大迎角情况下，两者数据发生明显分离。该实验存在的局限性包括：1)测试的气体为空气，而火星大气主要成分为CO2；2)真空室难以模拟火星的环境温度，导致旋翼的马赫数低于在火星环境下的马赫数；3)进行实验的真空室被其它设备占据一定空间，导致旋翼尾迹空气流动受到其它仪器干扰。

为设计用于“2020年火星车计划”的小型旋翼式火星无人机，马里兰大学研制了一种旋翼式火星无人机悬停特性测试实验台[61]。 Felipe等人[62]将最初的无人机旋翼特性测量装置布置在低气压罐内进行无人机悬停实验研究，完成了小型火星无人机的原理样机设计。随后Robin等人[21]与美国喷气推进实验室合作，完成了旋翼式火星无人机整体结构的设计。原理样机在直径和高度均为0.91 m的真空罐内进行了悬停测试，其低气压升力、损耗功率、机械效率等指标均满足设计要求，实验结果验证了质量为1 kg的火星无人机设计方案的可行性。不同研究机构研制的火星无人机悬停性能测试实验台的相关参数如表3所示。

研制单位气压模拟装置雷诺数范围马赫数范围气体环境温度年份埃姆斯研究中心美国宇航局真空室37000-540000．5-0．65空气未控制2002斯坦福大学/1000-10000<0．3空气未控制2003东京大学大型真空罐2000-8000<0．13空气未控制2004马里兰大学大型真空罐15000-300000．1-0．6空气未控制2007马里兰大学大型真空罐<50000．3-0．42空气未控制2016

5 结论与展望

旋翼式火星无人机技术是加快深空探测任务进程亟待解决的关键技术之一。深入了解和掌握国外已有技术对我国未来火星探测的相关技术开展具有重要的参考价值。本文总结了国外各科研机构在旋翼式火星无人机技术方面取得的成果，着重分析了火星无人机低雷诺数条件下的空气动力学特性、无人机飞行控制与导航、系统集成方法及悬停实验研究的技术现状。

旋翼式火星无人研制，无论在无人机的工作环境还是飞行条件方面，都与地球传统的无人飞行器存在显着的差异。其中，低雷诺数气动外形设计技术、低真空微重力控制技术、能源和动力系统设计技术及无GPS自主飞行技术等问题都是亟待解决的瓶颈问题，是实现旋翼式无人机协助火星车探测的重要基础。综上所述，笔者提出如下建议：

1)依据任务特点选择无人机及其探测方式。目前，受深空探测器运载能力限制，研制由火星漫游车携带与释放，用于协助火星车探测与采样的低空微小型火星无人机具有较高的实用价值。参考国外火星无人机指标与我国“玉兔号”月球车的相关参数，旋翼式火星无人机的结构尺寸不应超过200×200×200 mm3，无人机的旋翼可采用变体折叠机翼，其总质量不应超过1 kg。针对火星漫游车近距离的探测任务(小于5 m)，无人机可采取多位置悬停探测并对有价值区域进行定点降落采样分析；针对火星漫游车远距离的探测任务(大于5 m)，无人机可采取低速自主环绕探测，如判断探测区有进一步探测的价值，则引导火星车前往并完成近距离的探测与取样。

2)研究火星环境下无人机的结构设计。火星无人机低空飞行区别于地球大气飞行的重要特征即为其特殊的低雷诺数高马赫数环境。针对无人机翼型的设计，应着重关注具有极薄翼型厚度、较大翼型弧度的非常规曲线翼型(如：E387翼型)，并研究能够弱化低雷诺数流场中翼型后表面出现的层流泡的特殊翼型结构；针对无人机旋翼的设计，应着重关注具有较大弦长、翼展的旋翼(如：JPL-2015无人机旋翼)，需在大量悬停性能实验结果基础上，观察在不同迎角、旋翼转速等动力学参数下无人机旋翼系统的空气动力学行为。针对无人机的外形结构，为适应火星漫游车狭小的运载空间，无人机可采用充气展开机翼、尾翼等结构。

3)基于MEMS技术的系统集成。高度集成的旋翼式火星无人机对提升无人机的有效载荷能力、飞行时长具有重要意义。鉴于火星车载荷能力有限，辅助火星车的无人机系统规模不应过大，用于地球无人机轻小型化设计的微机电系统(MEMS)技术可极大地降低无人机的质量。当前国外学者采用将电子元件与机身结构集成与拼接的方法，极大地降低了无人机质量。此种方法将无人机结构部分质量大幅度削减，但将导致无人机结构刚度与可靠性的减弱。为兼具高集成度与结构可靠性，将无人机的电子元件与具有高稳定性结构的机身结构集成(如：球形无人机)，设计一种非常规结构形式的无人机飞行器具有一定可行性。

4)构建具有自主飞行的无人机控制方法。在火星探测任务中，若无人机具备一定自主能力的自反馈控制方法将极大地提升无人机针对火星不确定飞行环境的适应能力。当前国外学者主要采用非线性控制方法(如：H∞控制方法)实现无人机的自主导航飞行，但该方法仍处于测试阶段不适用于深空探测的高可靠性要求。此外，火星无人机无法采用GPS导航定位，而强磁计等定位设备也难以适应火星的弱磁场环境。利用火星车作为基站，对无人机进行无线定位，或采用轻质线缆连接通讯，或基于“惯性导航敏感器+外测敏感器”等方式可作为无人机定位方式的选择。

[1] 叶培建, 彭兢. 深空探测与我国深空探测展望[J]. 中国工程科学, 2006, 8(10): 13-18. [Ye Pei-jian, Peng Jing. Deep space exploration and its prospect in China[J]. Engineering Science, 2006, 8(10): 13-18.]

[2] 吴伟仁, 于登云. 深空探测发展与未来关键技术[J]. 深空探测学报, 2014, 1(1): 5-17. [Wu Wei-ren, Yu Deng-yun. Development of deep space exploration and its future key technologies[J]. Journal of Deep Space Exploration, 2014, 1(1): 5-17.]

[3] 欧阳自远, 肖福根. 火星探测的主要科学问题[J]. 航天器环境工程, 2011, 28(3): 205-217. [Ouyang Zi-yuan，Xiao Fu-gen. Major scientific issues involved in Mars exploration[J]. Spececraft Environment Engineering, 2011, 28(3): 205-217.]

[4] Hall J L, Pauken M, Kerzhanovich V V, et al. Flight test results for aerially deployed Mars balloons[C]. Proceedings of AIAA Balloon Systems Conference. Reston, USA, May, 21-24, 2007.

[5] Braun R D, Wright H S, Croom M A, et al. Design of the ARES Mars airplane and mission architecture[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2006, 43(5): 1026-1034.

[6] Young L A, Aiken E W, Derby M, et al. Engineering studies into vertical lift planetary aerial vehicles[C]. AHS International Meeting on Advanced Rotorcraft Technology and Lift Saving Activities, Tochigi, Japan, November 11-13, 2002.

[7] Bar-Cohen Y, Colozza A, Badescu M, et al. Biomimetic flying swarm of entomopters for Mars extreme terrain science investigations[C]. Concepts and Approaches for Mars Exploration. Houston, USA, June, 12-14, 2012.

[8] 史建魁, 张仲谋. 火星环境探测结果分析[J]. 地球物理学进展, 1997, 12(4): 98-108. [Shi Jian-kui, Zhang Zhong-mou. Analysis on observational results of the martian environment[J]. Progress in Geophysics, 1997, 12(4): 98-108.]

[9] 程晓丽, 李俊红, 王强. 空间飞行器在火星再入环境下的气动力特性[J]. 宇航学报, 2010, 31(4): 967-972. [Cheng Xiao-li, Li Jun-hong, Wang Qiang. Aerodynamic force characteristics of Mars entry vehicles[J]. Journal of Astronautics, 2010, 31(4): 967-972.]

[10] 黄飞, 吕俊明, 程晓丽, 等. 火星稀薄大气参数对进入器气动特性的影响[J]. 宇航学报, 2015, 36(10): 1093-1100. [Huang Fei, Lv Jun-ming, Cheng Xiao-li, et al. Impact of martian rarefied atmosphere parameters on entry vehicle aerodynamics under hypersonic condi-tions[J]. Journal of Astronautics, 2015, 36(10): 1093-1100.]

[11] 欧阳自远, 肖福根. 火星及其环境[J]. 航天器环境工程, 2012, 29(6): 591-601. [Ouyang Zi-yuan, Xiao Fu-gen. The Mars and its environment[J]. Spececraft Environment Engineering, 2012, 29(6): 591-601.]

[12] Sharp R P. Mars: troughed terrain[J]. Journal of Geophysical Research, 1973, 78(20): 4063-4072..

[13] Hall D W, Parks R W. On the development of airborne science platforms for Martian exploration[C]. Proceedings of the Founding Convention of the Mars Society, San Diego, USA, August 13-16, 1998.

[14] Rhew R, Guynn M, Yetter J, et al. Planetary flight vehicles (PFV): Technology development plans for new robotic explorers[C]. Infotech Aerospace Conferences, Arlington, USA, September 26-29, 2005.

[15] Young L A, Aiken E W. Vertical lift planetary aerial vehicles: Three planetary bodies and four conceptual design cases[C]. 27th European Rotorcraft Forum, Moscow, Russia, September 11-14, 2001.

[16] Young L A, Aiken E, Derby M, et al. Experimental investigation and demonstration of rotary-wing technologies for flight in the atmosphere of mars[C]. 58th Annual Forum of the AHS, Montreal, Canada, June 11-13, 2002.

[17] Young L A, Aiken E, Lee P, et al. Mars rotorcraft: possibilities, limitations, and implications for human/robotic exploration[C]. Aerospace Conference, Big Sky, USA, March 5-12, 2005.

[18] Datta A, Chopra I, Bao J, et al. The martian autonomous rotary-wing vehicle (MARV)[D]. University of Maryland, 2000.

[19] Bohorque F, Samuel P, Sirohi J, et al. Design, analysis and performance of a rotary wing MAV[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2001, 48(2): 80-90.

[20] Datta A, Griffiths D, et al. Design of a Martian autonomous rotary-wing vehicle[J]. Journal of Aircraft, 2003, 40(3): 461-472.

[21] Shrestha R, Benedict M, Hrishikeshavan V, et al. Hover performance of a small-scale helicopter rotor for flying on mars[J]. Journal of Aircraft, 2016, 53(4): 1160-1167.

[22] Braun R D, Wright H S, Croom M A, et al. The Mars airplane: A credible science platform[C]. Aerospace Conference, Big Sky, USA, March 6-13, 2004.

[23] Richard V. 2014 robotics activities at JPL [R]. NASA Report, TM-2001-210935, 2014.

[24] Paul P. Helicopter Drones on Mars[EB/OL].[2015]. https://www.universetoday.com/119361/helicopter-drones-on-mars/.

[25] Song H. A hybrid martian VTOL UAV: design, dynamics and control[D]. University of Surrey, 2008.

[26] Forshaw J L, Lappas V J. Architecture and systems design of a reusable Martian twin rotor tailsitter[J]. Acta Astronautica, 2012, 80: 166-180.

[27] Collins N S. System Design and nonlinear state-dependent riccati equation control of an autonomous Y-4 tilt-rotor aerobot for Martian exploration[D]. University of Surrey: Faculty of Engineering and Physical Sciences, 2016.

[28] 姚克明, 王小兰, 刘燕斌, 等. 火星探测无人机任务规划与建模分析[J]. 空间科学学报, 2012, 32(1): 8-13. [Yao Ke-ming, Wang Xiao-lan, Liu Yan-bin, et al. Mission planning and modeling analysis for unmanned aerial exploration vehicle on Mars [J]. Chinese Journal of Space Science, 2012, 32(1): 8-13.]

[29] 李臣亮, 刘燕斌, 彭福军, 等. 保护映射理论在火星无人机鲁棒自适应控制的应用[J]. 宇航学报, 2014, 35(11): 1262-1269. [Li Chen-liang, Liu Yan-bin, Peng Fu-jun, et al. Application of guardian mapping theory in robust adaptive control of Mars unmmaned vehicle[J]. Journal of Astronautics, 2014, 35(11): 1262-1269.]

[30] Oyama A, Fujii K. Airfoil design optimization for airplane for Mars exploration[C]. The Third China-Japan-Korea Joint Symposium on Optimization of Structual and Mechanical Systems, Kanazawa, Japan, January 1-3, 2004.

[31] Takaki R. Aerodynamic characteristics of NACA4402 in low Reynolds number flows[J]. Japan Society of Aeronautical Space Sciences, 2006, 54: 367-373.

[32] Sunada S, Sakaguchi A, Kawachi K. Airfoil section characteristics at a low Reynolds number[J]. Journal of Fluids Engineering, 1997, 119(1): 129-135.

[33] Mettler B, Gavrilets V, Feron E. Nonlinear model for a small-size acrobatic helicopter[C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, Guidance, Navigation, and Control and Co-located Conferences, Montreal, Canada, August 6-9, 2001.

[34] Selig M, McGranahan B. Wind tunnel aerodynamic tests of six airfoils for use on small wind turbines[J]. Journal of Solar Energy Engineering, 2004, 126: 986-1001.

[35] Lin J M, Pauley L L. Low-Reynolds-number separation on an airfoil[J]. AIAA Journal, 1996, 34(8): 1570-1577.

[36] Anyoji M, Nonomura T, Aono H, et al. Computational and experimental analysis of a high-performance airfoil under low-Reynolds-number flow condition[J]. Journal of Aircraft, 2014, 51(6): 1864-1872.

[37] Spedding G,McArthur J.Span efficiencies of wings at low Reynolds numbers[J].Journal of Aircraft,2010,47(1):120-128.

[38] Jenett B, Calisch S, Cellucci D, et al. Digital morphing wing: active wing shaping concept using composite lattice-based cellular structures[J]. Soft Robotics, 2017, 4(1): 33-48.

[39] Giguere P, Selig M S. Low Reynolds number airfoils for small horizontal axis wind turbines[J]. Wind Engineering, 1997, 21(6): 367-380.

[40] McGhee R J, Walker B S, Millard B F. Experimental results for the Eppler 387 airfoil at low Reynolds numbers in the Langley low-turbulence pressure tunnel[R]. NASA Report, TM-4062, 1988.

[41] Cole G M, Mueller T J. Experimental measurements of the laminar separation bubble on an Eppler 387 airfoil at low Reynolds numbers[R]. NASA Report, NSF-1419, 1988.

[42] Sa J H, Park S H, Kim C J, et al. Low-Reynolds number flow computation for Eppler 387 wing using hybrid DES/transition model[J]. Journal of Mechanical Science and Technology, 2015, 29(5): 1837-1847.

[43] Sahin M, Hall J, Mohseni K, et al. Direct numerical simulation of separated low-Reynolds number flows around an Eppler 387 airfoil[C]. 46th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, USA, January 7-10, 2008.

[44] Ricci R, Montelpare S. A quantitative IR thermographic method to study the laminar separation bubble phenomenon[J]. Interna-tional Journal of Thermal Sciences, 2005, 44(8): 709-719.

[45] Tatineni M, Zhong X. Numerical simulation of unsteady low-Reynolds-number separated flows over airfoils[J]. AIAA Journal, 2000, 38(7): 1295-1298.

[46] Tomashevich S, Belyavskyi A. Passification based simple adaptive control of quadrotor[J]. IFAC-PapersOnLine, 2016, 49(13): 281-286.

[47] Zheng E, Xiong J. Quad-rotor unmanned helicopter control via novel robust terminal sliding mode controller and under-actuated system sliding mode controller[J]. Optik - International Journal for Light and Electron Optics, 2014, 125(12): 2817-2825.

[48] Nicol C, Macnab C J B, Ramirez-Serrano A. Robust adaptive control of a quadrotor helicopter[J]. Mechatronics, 2011, 21(6): 927-938.

[49] Schafroth D, Bouabdallah S, Bermes C, et al. From the test benches to the first prototype of the micro helicopter[M]. Springer, Netherlands: Unmanned Aircraft Systems, 2008.

[50] Alexis K, Nikolakopoulos G, Tzes A. Model predictive attitude-altitude control for a miniature coaxial helicopter[J]. IFAC Proceedings Volumes, 2010, 43(16): 139-144.

[51] Schafroth D, Bermes C, Bouabdallah S, et al. Modeling and system identification of the mufly micro helicopter[J]. Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2010, 57: 27-47.

[52] Chen C, Chen B M, Lee T. Special issue on development of autonomous unmanned aerial vehicles[J]. Mechatronics, 2011, 21(5): 763-764.

[53] Bermes C, Bouabdallah S, Schafroth D, et al. Design of the autonomous micro helicopter muFly[J]. Mechatronics, 2011, 21(5): 765-775.

[54] Bouabdallah S, Bermes C, Grzonka S, et al. Towards palm-size autonomous helicopters[J]. Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2011, 61(1): 445-471.

[55] Schafroth D, Bermes C, Bouabdallah S, et al. Modeling, system identification and robust control of a coaxial micro helicopter[J]. Control Engineering Practice, 2010, 18(7): 700-711.

[56] Malandrakis K, Dixon R, Savvaris A, et al. Design and development of a novel spherical UAV[J]. IFAC-Papers on line, 2016, 49(17): 320-325.

[57] Sunada S, Yasuda T, Yasuda K, et al. Comparison of wing characteristics at an ultralow Reynolds number[J]. Journal of Aircraft, 2002, 39(2): 331-338.

[58] Benedict M, Winslow J, Hasnain Z, et al. Experimental investigation of micro air vehicle scale helicopter rotor in hover[J]. International Journal of Micro Air Vehicles, 2015, 7(3): 231-255.

[59] Kunz P J. Aerodynamics and design for ultra-low Reynolds number flight[D]. Stanford University: Department of Aeronautics and Astronautics, 2003.

[60] Tsuzuki N, Sato S, Abe T. Conceptual design and feasibility for a miniature Mars exploration rotorcraft[C]. 24th International Congress of the Aeronautical Sciences, Yokohama, Japan, August 29-September 3, 2004.

[61] Bohorquez F, Pines D. Hover performance of rotor blades at low reynolds numbers for rotary wing micro air vehicles[C]. 2nd AIAA “Unmanned Unlimited” Systems, Technologies, and Operations, San Diego, USA, September 15-18, 2003.

[62] Bohorquez F. Rotor hover performance and system design of an efficient coaxial rotary wing micro air vehicle[D]. University of Maryland: Department of Aerospace Engineering, 2007.