由于火星表面同时存在稀薄大气和较大引力，探测器在火星表面软着陆时，像地球返回器单靠气动和降落伞减速，或像月球着陆器单靠动力减速和着陆缓冲都无法实现，需依次进行大气进入、气动减速、降落伞减速、动力下降和着陆缓冲，该过程称为进入、下降与着陆(Entry, Descent and Landing，EDL)过程[1-2]。EDL过程是火星着陆任务最为关键的阶段，直接决定着整个探测任务的成败。四十多年来，苏联、美国、欧洲先后共计进行了17次火星着陆尝试，完全成功的仅有7次[3]，成功率不足50%，而5次任务失败都发生在EDL过程中，包括：苏联的火星-2(降落程序设计错误，降落伞未能及时打开，探测器坠毁)、火星-6(降落伞成功打开，但在落地前几秒探测器失联)，美国的“火星极地着陆器”(计算机软件错误判定触火关机信号，导致发动机提前关机，探测器坠毁)，欧洲的猎兔犬2号(着陆后太阳翼未展开，可能原因是着陆器的结构变形或降落伞/气囊没能与着陆器充分分离，阻碍了太阳翼展开)和“斯基亚帕雷利”(未考虑EDL极端环境，导致着陆器过早执行抛伞和发动机关机，着陆器坠毁)，很大程度上均是由于EDL的技术验证不充分。

美国的火星EDL技术在世界遥遥领先，7次成功着陆均是由美国完成的，包括海盗-1、海盗-2，“火星探路者”、勇气号、机遇号、凤凰号和“火星科学实验室”(Mars Science Laboratory，MSL)，尤其是2012年“火星科学实验室”的成功着陆，更加巩固了美国在火星着陆/巡视探测领域的领先地位。我国已掌握了月地高速再入返回、月球软着陆等技术，但距离掌握火星EDL技术还存在一定差距，仍然缺乏适用于火星的EDL验证方法，尤其是地面试验方法的相关研究。

本文介绍了MSL的EDL验证体系，同时分析了我国火星EDL试验验证的基础及不足，并针对薄弱环节，依据MSL的验证体系提出了相应的试验解决方案，以为我国火星着陆任务的EDL试验验证提供建议。

表1显示：对B组运动前和运动后所测积极幸福感、心理烦恼和疲劳三项指标的平均分数分别为 18.22 分和19.28 分、10.00 分和 8.22分、12.06分和11.78 分，经配对样本 T 检验分析所得，B组运动前和运动后积极幸福感得分高，且具有显著性差异(P<0.05)，说明慢跑对大学生的积极幸福感获得是有正向作用的。B组运动前和运动后心理烦恼感得分降低，且具有显著性差异(P<0.05)，说明慢跑对大学生的心理烦恼感是有正向作用的。但是在疲劳得分方面，对运动前和运动后无显著性差异(P>0.05)。

1 美国MSL的EDL验证技术概述

MSL的EDL验证体系自海盗号起不断经过完善，已能够完成全飞行过程验证，并支持系统从设计到在轨运行的全周期。MSL的验证体系可分为EDL飞行动力学、EDL飞行系统和EDL子系统3大部分[4]，如图1所示。

  

图1 MSL的EDL验证体系Fig.1 EDL verification and validation system of MSL

1.1 EDL飞行动力学验证

关注探测器EDL过程中的“外部环境”，即探测器受火星大气、火星地形等周围环境的影响，由于环境难以通过试验模拟，因此建立了探测器的验证模型，采用全过程各环节首尾相连(End-to-End)的仿真替代了全过程试验验证，仿真主要使用飞行轨迹优化仿真程序II [5](Program to Optimize Simulated Traje-ctories II，POST II )，同时使用进入、下降和表面着陆动力学仿真程序[6](Dynamics Simulator for Entry，Descent and Surface Landing，DSENDS)进行佐证。各环节的仿真基于EDL事件驱动，参数在不同环节的仿真模型中进行传递。模型精确性和真实性则通过对EDL飞行系统及子系统的验证进行确认，确保其符合相关实际的物理过程。

1.2 EDL飞行系统验证

西山煤矿位于江南古隆起带北缘太平复向斜中三峰庵-内招溪背斜的南东翼，下古生界本区普处于太平坳陷的沉积和沉降中心。于早寒武系随全球海平面上升并伴随有海流的大循环，促进了大量藻类及其经生物的繁殖，其遗体沉积在海底经厌氧分解，再经复杂的生化作用进一步转化成腐泥沉积，进而形成了腐泥煤(优质或劣质)，与此相伴的还有一些黑色烦质泥岩、粉砂质泥岩。

1.3 EDL子系统验证

关注EDL系统的“核心元素”，即硬、软件子系统和单元级的功能验证，如图2所示，部分关键设备在系统集成后就无法充分测试，子系统验证能够确保硬件设备的验证充分；更重要的是在研制设计阶段，子系统验证的结果能够为EDL飞行动力学验证的仿真提供真实且关键的数据支持，例如探测器和降落伞的气动特性、大底与背罩分离的弹射特性等。EDL子系统验证采取试验+仿真相结合的方式，试验中尽可能模拟了EDL真实状态及过程，尤其是模拟主要物理特性，例如飞行速度、外形特征等；针对试验中难以模拟的参数，需进行参数的敏感性试验[4]，通过数据分析修正仿真模型，建立仿真结果与试验的关系。

基于上述验证体系，MSL的仿真及试验验证项目在气动减速及伞减速过程中的分布分别如图3和图4所示。其中，MSL借助了部分历史数据，其中较为关键的是海盗号时期的气球发射减速系统试验[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)等项目。

根据笔者了解，H社区的主要消防技术、消防知识来源于区消防大队的定期培训和社会上一些消防器材公司进社区的宣讲。 但是这些培训和宣讲间隔周期较长，知识内容不够全面，技术水平无法及时提高，且社区内的消防专业人才匮乏，安监站的成员并非消防员出身，对消防安全服务供给的重视程度低。

  

图2 MSL的部分子系统验证项目Fig.2 Subsystem tests of MSL

  

注：CFD为计算流体力学，TCS为反作用力控制系统。图3 MSL气动减速及伞减速过程的仿真及试验验证项目分布(气动减速阶段)Fig.3 Distribution of simulating and testing program in aero-deceleration and parachute-deceleration process (aerodynamic deceleration stage)

  

注：POST为飞行轨迹优化仿真程序，BLDT为气球发射减速系统试验，PEPP为行星进入降落伞计划，SHAPE为超声速高空降落伞试验，FSI为流固耦合，MER为火星探测巡视器。图4 MSL气动减速及伞减速过程的仿真及试验验证项目分布(伞减速阶段)Fig.4 Distribution of simulating and testing program in aero-deceleration and parachute-deceleration process (parachute deceleration stage)

1.4 MSL历史数据来源的早期试验

在海盗号研制时期，美国曾进行了21次的降落伞超声速、低动压开伞试验研究，以了解和掌握降落伞在高马赫数、低动压下的工作特性。

先由一名英语专业的硕士将原量表翻译成中文，经过相关领域学者的多轮讨论，修改其中措辞晦涩的条目，在保证与原义相符的条件下，尽量通俗易懂。随后由一名英语专业的硕士回译量表，与原量表进行比较，以确保含义接近。最终确定量表的题目后，于专业的在线问卷平台“问卷星”上投放。

(1)行星进入降落伞计划[8](Planetary Entry Parachute Program，PEPP)，详见表1，验证了1.5 Ma下盘缝带伞、环帆伞和十字伞的开伞情况，由于稳定性问题后续试验不再关注十字伞；

(1)我国已掌握了月地高速再入返回、嫦娥三号软着陆等技术，在气动减速技术、伞减速技术、动力下降技术和着陆技术试验验证能力有良好基础，但仍面临伞充气过程环境更加恶劣，下降过程动作多、内外环境耦合等“新环境”和“新状态”，现有的试验技术存在不足。

(3)超声速高空降落伞试验[10](Supersonic High Altitude Parachute Experiment，SHAPE)，详见表3，验证了较SPED更高的马赫数下，环帆伞和盘缝带伞的开伞情况；

(4)大钝头体后的开伞试验[11](Parachute Deployed Behind A Bluff Body，PDBABB)，详见表4，验证了盘缝带伞在大钝头体后的开伞情况；

(5)气球发射减速系统试验[7](Balloon Launched Decelerator Test，BLDT)，验证了海盗号设计状态的开伞(表5)及抛大底(表6)情况，分为跨声速、亚声速、超声速3个工况，均采用正式降落伞、弹射装置以及全尺寸气动外形的模型，能够完全模拟探测器开伞及大底分离的状态及所处环境。

以上试验方案可分为3种，①PEPP、SPED和SHAPE均采用了固体火箭助推方案，使用火箭将试验模型送至预定高度，并达到预定速度，试验模型与助推火箭分离，然后依次展开降落伞等动作；②PDBABB采用了固体火箭助推+气动展开前锥方案，在固体火箭助推方案的基础上借助可展开的气动前锥模拟大底外形；③PEPP、BLDT采用了气球方案，通过气球将试验模型升至预定的高度，试验模型与气球分离，通过试验模型上的发动机将试验模型加速至预定的速度，然后依次完成降落伞开伞等动作。各试验程序如图5所示。

受冷空气和台风“苏力”共同影响，24-25日，东北地区将有较强降水，其中辽宁中东部、吉林大部、黑龙江南部等地的部分地区有暴雨，局地大暴雨。

 

表1 PEPP项目试验情况统计表Table 1 Test parameters and data of project PEPP

  

降落伞伞形名义直径/m开伞马赫数开伞动压/Pa开伞高度/km试验器质量/kg是否成功试验方法试验时间环帆12.21.6443626.5108否固体火箭助推1967050926.01.1628240.4125是气球196608309.51.3952737.3100是固体火箭助推1966112416.61.6055540.2244是气球19670815十字16.61.6560739.9257是气球196708229.11.5746441.5109是固体火箭助推196706207.71.5747440.498否固体火箭助推19670228盘缝带9.11.5654638.9102是固体火箭助推1966101019.71.5955540.7248是气球19670728

 

表2 SPED项目试验情况统计表Table 2 Test parameters and data of project SPED

  

降落伞伞形名义直径/m开伞马赫数开伞动压/Pa开伞高度/km试验器质量/kg是否成功试验方法试验时间盘缝带12.22.7246448.3127是固体火箭助推1967091912.21.9155542.7127是固体火箭助推19671017

 

表3 SHAPE项目试验情况统计表Table 3 Test parameters and data of project SHAPE

  

降落伞伞形名义直径/m开伞马赫数开伞动压/Pa开伞高度/km试验器质量/kg是否成功试验方法试验时间环帆12.22.9544052.3127是固体火箭助推19690618盘缝带12.22.5897243.6127是固体火箭助推1970062012.22.7795843.6129否固体火箭助推1969121612.23.3150851.4129否固体火箭助推

 

表4 PDBABB项目试验统计情况Table 4 Test parameters and data of project PDBABB

  

降落伞伞形名义直径/m开伞马赫数开伞动压/Pa开伞高度/km试验器质量/kg是否成功试验方法试验时间盘缝带12.22.7246448.3127否固体火箭助推+可展开气动前锥19670919

 

表5 BLDT项目开伞试验统计情况Table 5 Test parameters and data of project BLDT’s Parachute

  

降落伞伞形名义直径/m开伞马赫数开伞动压/Pa开伞高度/km试验器质量/kg是否成功试验方法试验时间盘缝带16.152.1870043.31527.3否气球1972071116.151.1424041.21194.8是气球1972072616.150.4733026.5862.3是气球1972081916.152.1352244.81152.7是气球19720813

 

表6 BLDT项目抛底试验数据统计情况Table 6 Test parameters of heatshield separation in project BLDT

  

试验序号分离时机/s抛底马赫数抛底动压/(N/m2)抛底高度/km抛底速度/(m/s)抛底俯仰飞行路径角/(°)抛底方位飞行路径角/(°)试验器质量/kg抛底是否成功试验时间190.9211043.8300-53281527.3是19720711290.627542.1200-81981194.8是197207263140.196225.555——862.3是19720819491.1813045.340022201152.7是19720813

 

 

  

图5 固体火箭助推试验、固体火箭助推+可展开气动前锥试验及气球+火箭试验程序示意图Fig.5 Sketch map of rocket，rocket+deployable aeroshell and balloon+rocket test

2 我国火星EDL试验验证的基础及不足分析

2.1 试验验证技术基础

通过实施探月工程，我国已掌握了月地高速再入返回、月球软着陆等技术，具备了一定的EDL地面试验验证基础，能够针对以下EDL环节直接开展地面试验验证工作。

可充分继承嫦娥五号月地高速再入返回飞行试验器已突破的气动减速技术的设计及验证方法，通过适应性修改探测器外形和风洞参数，开展缩比模型的亚跨超声速测力、测压风洞试验，高超声速激波风洞测热试验等气动专项试验[12]，验证与确认探测器的气动外形、静态气动特性、动态稳定性和气动热环境等关键参数。

1)气动减速技术验证

2)伞减速技术验证

可充分继承嫦娥五号月地高速再入返回飞行试验器已突破的伞减速技术的设计及验证方法，分别开展弹伞、充气强度、充气后减速性能的验证工作。缩比伞与全尺寸伞在风洞试验中的性能无明显差异，稳定状态下的阻力系数仅相差4%[13]，充气后减速性能相似，因此可利用缩比风洞试验验证充气后减速性能，主要是适应性修改伞型和风洞参数；利用空投试验验证充气强度，主要是适应性修改投放质量、开伞时间和高度；而弹伞由于射速快、时间短，因此试验中可忽略火星环境差异。

3)动力下降、着陆技术验证

可充分继承嫦娥三号已突破的动力减速技术、腿式着陆缓冲技术的设计及验证方法，开展专门的悬停、避障及缓速下降验证试验和着陆稳定性试验，主要是适应性修改重力环境模拟参数。

2.2 现有技术基础所面临的问题

由于火星大气的稀薄特性，火星进入采用的气动外形、在不同进入区域所呈现的气动特征等与地球再入不同，我国现有的试验技术距达到验证火星EDL技术的目的，面临如下新问题。

1)伞充气过程环境恶劣且复杂

关注EDL系统的“内部表现”，即EDL过程中探测器内部硬、软件之间的作用及联系。EDL飞行系统验证能够直接利用实际的探测器硬、软件系统实现高保真度的验证，同样基于EDL事件驱动，针对在轨经历的关键环节开展全物理试验。

伞充气过程是指伞衣从伞包内的收拢状态经充气膨胀至完全打开状态的过程。在地球返回任务中，降落伞均为亚声速开伞减速。而对于火星EDL，火星的大气较地球更为稀薄(表面大气密度和压强平均值仅为地球的1%和6%)且不稳定，降落伞必须在超音速、低密度、低动压、前体尾流条件下开伞充气，如何在地面同时模拟伞充气过程中的火星大气环境和降落伞状态是试验验证的难点。

(2)介绍了MSL的EDL验证体系，其分为EDL飞行动力学、EDL飞行系统和EDL子系统3大领域开展；介绍了在MSL之前开展的相关试验内容，MSL的体系虽主要基于仿真建立，但仍充分利用了早期的试验数据。

在地球返回任务中，返回器的抛大底、伞分离等动作均在接近或到达前地面完成，且动作较少。而在火星EDL过程中，从降落伞弹出开始，需依次完成弹伞、降落伞充气展开、气动减速、抛防热大底，敏感器测高、抛背罩等一系列全自主执行的动作，不仅环环相扣，而且抛防热大底、抛背罩过程中由于探测器处于高速飞行状态，外部气动影响不可忽略，导致探测器系统与外部环境耦合。如何在地面模拟减速下降过程中环环相扣的动作和模拟探测器内外环境的耦合作用是试验验证的难点。

综上所述，试验验证的难点主要是气动减速和伞减速过程所面临的“新环境”和“新状态”。“新环境”指模拟探测器在火星大气中高速飞行的环境；“新状态”指火星EDL过程中繁多且环环相扣的动作。基于现有的试验手段，不能解决以上问题。

3 建立我国火星EDL试验验证体系的建议

MSL的验证体系主要是基于仿真验证而搭建起来的，一方面是因为美国在MSL之前开展了大量的地面和在轨飞行验证工作，积累了宝贵的测试数据，能确保仿真模型的精确性；另一方面是因为仿真能够大大缩短验证周期和节约经费。试验虽然在体系中扮演着不可或缺的角色，既是EDL飞行动力学仿真的重要输入，又是EDL飞行系统验证以及EDL子系统验证的关键途径，但由于试验的局限性，仿真的重要性已经超过试验验证而占据了EDL验证的主导地位。

基于我国EDL试验验证的不足，可借鉴MSL的验证体系，重点针对体系中气动减速和伞减速阶段的试验验证的新环境、新状态，梳理试验项目，明确出适合我国国情的EDL试验验证内容和方案。建议开展的试验项目详见图6，图中明确了试验验证内容、途径及其与仿真的联系。其中大部分试验方法均能够继承月地高速再入返回相关验证技术。需新增3项试验，分别是高空开伞试验、大底分离试验和背罩分离试验。

  

图6 建议我国火星EDL验证开展的试验项目及其与仿真的关系Fig.6 Recommended test program to involve and relationship between test and simulation

3.1 开展高空开伞试验验证伞充气过程

从海盗号至MSL研制期间，NASA再没有开展高空超声速开伞飞行试验，主要原因是由于试验费用过高，超出后续探测器的研制预算，而后续型号均以海盗号试验结果为指导开展伞设计[14]。MSL主要开展了流固耦合(Fluid Structure Interaction，FSI)仿真验证，虽然没有开展试验，但仍充分利用了海盗号降落伞的高空开伞试验数据。在2014年，NASA为获得更高的火星表面大质量软着陆能力，启动了“低密度超声速减速器”项目[15]，由于使用的伞型为环帆伞，不同于之前所有火星着陆器任务使用的盘缝带伞，因此时隔40年又再次开展了高空超声速开伞飞行试验，也可见高空开伞试验的重要性。我国首次开展火星软着陆，开展高空开伞试验也是极为必要的。

美国的3种高空开伞的试验方案对比详见表7。虽然“固体火箭助推+可展开气动前锥”方案的目标很全面，但在实际实施时，由于弹头的分离动作，导致在开伞前对试验模型产生很大扰动，试验模型会出现较大的姿态变化[16]，方案有较大缺陷，可行性较低，不建议采用。固体火箭助推试验技术相对简单，可以模拟降落伞开伞需要的动压和马赫数；气球+火箭试验方案载质量较大，可以模拟降落伞需要的动压和马赫数，以及气动前锥对开伞的影响，但技术相对复杂。PEPP试验结果表明，降落伞是否在气动前锥后开伞仅有很小的差别，并且降落伞在气动前锥后工作的稳定性问题可采用地面风洞试验完成。综合考虑试验效果及经济可行性，建议我国基于固体火箭助推方案，开展高空开伞试验。

Evaluation of biochemical and cytological efficacy of Rhodiola crenulata extract used in cosmetics 3 44

 

表7 3种试验方案对比情况Table 7 Comparison of three parachute deployment test high above ground

  

试验方法运载工具试验轨迹方案特点方案不足固体火箭助推 HonestJohn-Nike火箭(PEPP)HonestJohn-Nike-Nike火箭(SPED、SHAPE) 正轨迹角(上弧段)开伞 试验简单,助推火箭成熟,成本低试验模型无需加速动力 不能模拟气动前锥的影响气球+火箭 发射气球+主气球+助推火箭+安全降落伞 正轨迹角(上弧段)开伞 可模拟探测器气动外形的影响气球载重能力强,可进行大尺寸降落伞试验 试验模型需先利用气球升空,然后利用助推火箭提供加速动力,过程复杂。 需投产带助推火箭的试验器,并研制直径上百米的气球,成本较高固体火箭助推+可展开气动前锥 CastorXM-33E2火箭 负轨迹角(下弧段)开伞 助推火箭成熟试验模型无需加速动力可模拟气动前锥的影响 在弹头分离过程中,试验模型会出现较大的姿态变化

3.2 开展抛大底、抛背罩试验验证减速下降的关键环节

为验证抛大底、抛背罩过程，MSL采用了以仿真为主，地面试验为辅的验证方式，借助BLDT项目的试验数据，确保了仿真的真实和准确。试验方面，仅针对近距离分离过程，对大底的分离硬件系统进行了验证，并没有模拟真实的EDL飞行环境及过程。客观上说，我国理应开展类似BLDT的试验，才能真实模拟大底、背罩的分离环境及条件，但该试验需专门研制直径上百米的气球，且还需地面测控等大系统支持，综合考虑试验效果及试验费用，因此建议采用仿真+地面试验相结合的方式。

数字地形测图属于地形测量的一种[1]。通过对地形测量的分析，明确其主要包括2方面内容：地物地貌和控制测量。现阶段，数字地形测图是比较常用的城市测量方法。其是借助现代测绘技术及GPS接收机等先进的测量仪器，对所测量到的图像自动成图。此外，其测图的成果是模型数字图。实质上来说，数字地形测图的原理，是将传统白纸测图的原理作为基础，利用先进的数据库技术和数字处理技术，有效地获取图上的相关信息，包括对地图信息的获取、传输、变换和识别等。从整体上说，数字地形测图充分凸显了创新性和技术性。

以大底为例，可借鉴MSL的验证体系，提出的试验方案如图7所示。首先开展EDL子系统验证，获取大底分离过程中探测器和降落伞的气动特性、大底分离弹射特性等，并同步开展仿真，必要时通过参数敏感性试验修正仿真结果；而后开展大底分离全过程动力学仿真，考虑各子系统的特性，分析并获得探测器与大底的受力特性。大底分离过程的实际受力状态如图8(a)所示，探测器受到的力包括火工品弹射力Fah、降落伞的拉力Aa、舱体的火星大气阻力及力矩(含降落伞对舱体的拉力Fpa、火星大气对舱体的轴向阻力Aa、火星大气对舱体的法向阻力Na和舱体受到的气动转矩Camzg)、大底/背罩的火星大气阻力及力矩(含火星大气对大底的轴向阻力Ah、火星大气对大底的法向阻力Nh和大底受到的气动转矩Gh)、大底/背罩的火星重力(含舱体受到的火星重力Ga、大底受到的火星重力Chmzg)等。试验时仅模拟大底与探测器间的相对受力关系，并简化到探测器对称平面内，等效为大底相对探测器的加速度变化；最后将相对加速度转化为力，获得试验所需加载在模拟大底质心处的轴向力A、法向力N和法向转矩Fhmzg3个力分量，通过试验施加，如图8(b)所示。

  

图7 抛大底过程仿真+试验结合方法

 

Fig.7 Method combing simulation and test in verification and validationof heatshield separation process

  

图8 在轨飞行抛防热大底时探测器的受力状态Fig.8 Force diagram of spacecraft in heatshield separation process

4 结论

(2)超声速行星进入减速器计划[9](Supersonic Planetary Entry Decelerator Program，SPED)，详见表2，验证了较PEPP相同动压、更高马赫数下，盘缝带伞的开伞情况；

2)减速下降动作多，大底、背罩分离过程内外环境耦合

(3)基于我国EDL试验验证的不足，借鉴MSL的验证体系，综合考虑试验目的、试验可行性等，梳理了适合我国的火星EDL验证体系，明确了高空开伞试验和抛大底、背罩试验的试验方案。其中，建议采用基于固体火箭助推的方案开展高空开伞试验，并提出一种仿真+试验结合方法验证抛大底、背罩过程。

参考文献 (References)

[1] Robert D Braun, Robert M Manning. Mars exploration entry, descent and landing challenges[R]. Pasadena: Jet Propulsion Laboratory，2006

如果说，从深层原则与基础理念来看，近代西方社会管理的基本要素是“个人主义”和“理性主义”，那么，我们从运行机制与实现方法来看，近代西方社会管理的结构性特点或基本特征便是：“民主”与“科学”。社会管理的原则、理念是通过具体的构建方法与运行机制得以实现，近代西方社会管理的个体主义、理性主义原则具体呈现为社会管理的民主机制与科学方法。

大肠杆菌的基本特征：肠埃希氏菌通常称为大肠杆菌，是 Escherich在1886年发现的，在相当长的一段时间内，一直被当做正常肠道菌群的组成部分，认为是非致病菌。直到20世纪中叶，才认识到一些特殊血清型的大肠杆菌对人和动物有病原性，尤其对婴儿和幼畜（禽），常引起严重腹泻和败血症。

[2] Allen Chen. Mars 2020 1st landing site workshop: EDL Engineering constraints[R]. Pasadena: Jet Propulsion Laboratory，2014

第五，巩固党的群众路线教育实践活动的成效，广泛开展精神文明创建和文化建设，落实中央八项规定，改进作风，力戒心浮气躁，倡导脚踏实地、真抓实干；落实党风廉政建设责任制，严格干部管理；加学习党组织建设，完善民主决策机制，充分发扬党内民主，营造团结干事的浓厚氛围。

[3] 饶炜，孙泽州，孟林智，等. 火星着陆探测任务关键环节技术途径分析[J]. 深空探测学报，2016，3(2)：121-128

Rao Wei，Sun Zezhou，Meng Linzhi，et al. Analysis and design for the mars entry，descent and landing mission[J]. Journal of Deep Space Exploration，2016，3(2)：121-128(in Chinese)

[4] Richard P Kornfeld，Ravi Prakash，Ann S Devereaux，et al. Verification and validation of the Mars Science Laboratory/Curiosity rover entry, descent, and landing system[J]. Journal of Spacecraft and Rocket，2014，51(4)：1252-1269

类别Ⅳ：此类别共包含12个省市，分别是浙江、江苏、广东、海南、天津、黑龙江、辽宁、山东、山西、甘肃、西藏、重庆。该类别的特点是第一产业占比较低，75%的省市第一产业占比不到10%，而绝大部分省市第三产业占比高于50%。12个省市中有8个位于东部沿海地区，进出口贸易繁荣，地理位置优越，对人才的吸引力较强，为第三产业的发展贡献了劳动资源。其中，甘肃、西藏、重庆三省均位于丝绸之路经济带；山西省占据万里茶道国际商路的核心位置，是承接东西，连接南北的重要地理位置，这四个省份近年来文化旅游业发展迅速，为第三产业的发展提供了强大的动力。

[5] Jody L Davis, Jeremy D Shidner, David W Way. Mars Science Laboratory post-landing location estimation using POST2 trajectory simulation[C]// Proceedings of the AAS/AIAA space flight mechanics meeting. Washington D.C.: AIAA, 2013

[6] P Daniel Burkhart, Jordi Casoliva, Bob Balaram. Mars Science Laboratory entry descent and landing simulation using DESCENDS[C]// Proceedings of the AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting. Washington D.C.: AIAA, 2013

现在，我们经常看到小刘忙着给各小组设计车型，也有组长主动与小刘一起商量本小组的列车模样。当然，小刘与他人的交流时依然会有各种各样的“事故”发生，不过“先锋车站”确实给他带来了很大的影响。

[7] Reginald R Lundstrom, Jumes L Raper, Richard J Bendura, et al. Flight tests of Viking parachute system in three mach number regimes, NASATND-7692[R].Washington D.C.: NASA, 1974

[8] Richard J Bendura, Earle K Hackins III. Performance of a 19.7-meter-diameter disk-gap-band parachute in a simulated Martian environment, NASATMX-1499[R]Washington D.C.: NASA. 1968

[9] John S Preisser, Clinton V Eckstrom. Flight test of a 40-foot-nominal-diameter disk-gap-band parachute deploy data mach number of 1.91 and a dynamic pressure of 11.6 pounds per square foot, NASATMX-1575[R].Washington D.C.: NASA. 1968

[10] John S Preisser，R Bruce Grow. High-altitude flight test of a reefed 12.2-meter-diameter disk-gap-band parachute with deployment at a mach number of 2.58, NASATND-6469[R].Washington D.C.: NASA. 1971

[11] Clinton V Eckstrom, Darrell R Branscome. High-altitude flight test of a disk-gap-band parachute deployed behind a bluff body at a mach number of 2.69, NASATMX-2671[R] Washington D.C.: NASA. 1972

[12] 陆亚东, 李齐, 耿云飞, 等. 月地高速再入返回器气动设计与验证技术[J]. 中国科学：技术科学，2015，45：132-138

Lu Yadong, Li Qi, Geng Yunfei, et al. Aerodynamic design and verification technology for the circumlunar free return and reentry flight vehicle[J]. Scientia Sinica Technologica, 2015, 45: 132-138 (in Chinese)

要着力解决面临的特殊困难。贫困地区义务教育学校大多地处边远，地广人稀、交通不便、情况各异，存在许多特殊困难，应有针对性地采取措施，加以解决。

[13] 高树义，戈嗣诚，梁艳. 火星盘缝带伞跨声速风洞试验研究[J]. 中国空间科学技术，2015(4)：69-75

Gao Shuyi，Ge Sicheng，Liang Yan. Research on transonic wind tunnel tests of mars disk-gap-band parachutes[J]. Chinese Space Science and Technology，2015(4)：69-75 (in Chinese)

[14] Juan R Cruz，J Stephen Lingard. Aerodynamic decelerators for planetary exploration: past, present, and future[R]. Houston: Langley Research Center，2006

[15] Michael L Murry, Thomas M Randolph. V&V on a NASA technology demonstration project: low density supersonic decelerator[C]// 2016 IEEE Aerospace Conference. New York: IEEE, 2016

[16] Allen B Henning, Reginald R Lundstrom. Flight test of an erectable spacecraft used for decelerator testing at simulated Mars entry conditions[R]. Houston: Langley Research Center，1972