火星大氣進(jìn)入下降著陸段測控通信關(guān)鍵技術(shù)研究

郝萬宏，董光亮，李海濤，王宏，樊敏，周歡，徐得珍

（北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094）

引 言

我國首次火星探測任務(wù)計(jì)劃于2020年7月在海南文昌發(fā)射場采用“長征5號”運(yùn)載火箭實(shí)施發(fā)射，探測器飛行約10個月后到達(dá)火星，經(jīng)過制動控制進(jìn)入火星環(huán)繞軌道。之后，環(huán)繞器與著陸巡視器分離，環(huán)繞器開展為期2年（約1個火星年）的環(huán)繞探測，著陸巡視器軟著陸于火星表面，在著陸區(qū)附近開展3個月的巡視探測。

在進(jìn)入火星大氣的進(jìn)入、下降和著陸段（Entry Descent and Landing，EDL），著陸巡視器將以超音速彈道接近火星表面，在短時間內(nèi)完成高速氣動減速、降落傘展開等高動態(tài)機(jī)動動作。EDL是火星探測中難度最大、風(fēng)險(xiǎn)最高的飛行階段。國外歷次火星著陸任務(wù)的成敗經(jīng)驗(yàn)表明，星地通信鏈路是否能夠可靠、準(zhǔn)確、實(shí)時地監(jiān)視著陸器飛行狀態(tài)，判斷氣動減速和降落傘展開等關(guān)鍵事件信息，為后續(xù)飛行任務(wù)操作和決策提供重要判據(jù)十分重要。

本文回顧了美國和歐洲等歷次火星著陸任務(wù)的基本概況，分析了這一飛行階段的主要任務(wù)難點(diǎn)，總結(jié)了歷次失敗任務(wù)的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，詳細(xì)說明了測控通信在EDL飛行階段和火星探測任務(wù)中的關(guān)鍵作用及其不可替代性，重點(diǎn)闡述了星地測控通信需要解決的關(guān)鍵技術(shù)，最后對我國火星探測任務(wù)提出了具體的建議和后續(xù)計(jì)劃。

1 EDL段飛行過程與任務(wù)難點(diǎn)

1.1 典型飛行過程

EDL段是指探測器從太空以軌道環(huán)繞速度（或更高的速度）經(jīng)過一系列復(fù)雜的飛行機(jī)動到達(dá)有大氣層的行星（天體）表面的飛行過程。以美國火星探測器“好奇號”（Curiosity）火星車為例，探測器由火星接近段直接飛行進(jìn)入火星大氣，歷經(jīng)高速氣動減速、降落傘展開等一系列機(jī)動動作，最后抵達(dá)火星表面[1]。其中，進(jìn)入段是指探測器由進(jìn)入火星大氣開始，直至降落傘展開為止的飛行階段；下降是指降落傘展開以后的飛行階段，通常利用反推火箭實(shí)施減速完成動力下降；著陸是指探測器最后抵達(dá)火星表面的機(jī)動動作，通常使用多項(xiàng)技術(shù)手段綜合完成，這些手段包括反推火箭、安全氣囊或空中起重機(jī)。圖1是2012年美國“好奇號”火星車EDL飛行全過程的主要事件流程。

1.2 任務(wù)主要難點(diǎn)

火星EDL段主要有以下3個難點(diǎn)[2]：

1）氣動飛行減速難

圖1 EDL飛行過程Fig.1 EDL flight process

圖2 火星和地球大氣密度特性Fig.2 Atmosphere characteristics of Mars v.s. Earth

相比于地球，火星大氣十分稀薄，其密度僅約為地球大氣的1/100，如圖2所示。受這一關(guān)鍵因素影響，進(jìn)入火星大氣的探測器只有當(dāng)高度明顯下降后速度才會顯著降低，若質(zhì)量過大（或彈道系數(shù)β過大），則速度可能無法降到亞音速水平。作為對比，圖3給出了地球和火星上典型的再入彈道對比。特別需要注意的是，只有當(dāng)整個著陸器系統(tǒng)的彈道系數(shù)β小于50 km/m2時，該系統(tǒng)才具備把探測器降低到亞音速水平的能力，而且此時探測器已與火星表面十分接近（約10 km）。由于只有高度降至足夠低時才能展開降落傘等減速裝置，這也意味著探測器完成后續(xù)著陸機(jī)動動作的時間十分受限，甚至難以完成。

圖3 火星和地球典型再入彈道高度-速度特性對比Fig.3 Altitude-velocity comparison of a typical ballistic entry，descent and landing at Earth and Mars

火星大氣密度隨著火星表面的氣候變化而變化，此外當(dāng)火星表面發(fā)生沙塵暴（沙塵暴通常隨機(jī)發(fā)生）時，火星大氣會受熱而變得稀薄。上述這些因素進(jìn)一步增加了氣動飛行減速的難度和風(fēng)險(xiǎn)。

另一方面，火星表面的雙模特性十分突出，星球北部的表面平均高度低，南部平均高度高，使得到達(dá)北半球具有更長的減速距離，更容易實(shí)現(xiàn)，因此過去數(shù)10年來大部分探測器都在火星北半球著陸，如圖4所示。

2）火星表面避障難

火星表面障礙按照尺度可分為兩類：一類是大尺度的地形特征，如山川、平頂山、撞擊坑和火山口，以及形狀并不規(guī)則的溝渠；第二類是尺度較小的巖石等。對于火星表面障礙的識別，主要是依靠軌道器的微波和光學(xué)手段獲取的先驗(yàn)信息，以及著陸器在降落傘展開后開始激活工作的各類星載敏感器實(shí)時獲取的測量信息融合完成。對于大尺度的地形特征，星載高度計(jì)和多普勒雷達(dá)很容易受到這些地形表面曲率外形影響而得到錯誤的測量信息，避障算法也會做出誤判。例如當(dāng)盤旋于大的平頂山時，著陸避障算法極有可能認(rèn)為已經(jīng)到達(dá)平地而直接釋放漫游車。而小尺度的石塊、撞擊坑則可能成為漫游車抵達(dá)火星表面后的重要障礙。美國“火星勘察者”軌道器上配備了高分辨率成像科學(xué)儀器（High Resolution Imaging Science Experiment，HiRISE），具有在可見光范圍對火星表面1m的分辨能力，顯著降低了火星表面障礙物帶來的任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)。

3）飛行驗(yàn)證困難

由于整個EDL飛行過程非常短暫（約為5～8 min），而絕大部分飛行機(jī)動動作和關(guān)鍵判決事件處于深度緊耦合關(guān)系，幾乎沒有備份操作和過失補(bǔ)救的可能，因此對著陸器系統(tǒng)各飛行子系統(tǒng)提出了十分苛刻的可行性和可靠性要求。但地球和火星環(huán)境的巨大差異使得物理飛行驗(yàn)證極其困難，1:1物理驗(yàn)證的代價(jià)和難度都非常大。因此利用由以往實(shí)際任務(wù)獲取的飛行數(shù)據(jù)或經(jīng)充分驗(yàn)證的仿真數(shù)據(jù)作為邊界條件進(jìn)行飛行驗(yàn)證顯得格外重要。美國和歐洲空間局（European Space Agency，ESA，以下簡稱歐空局）都將EDL飛行段的星地通信和工程遙測數(shù)據(jù)回傳作為評估任務(wù)狀態(tài)和結(jié)果、改進(jìn)后續(xù)任務(wù)技術(shù)手段的關(guān)鍵技術(shù)措施。

2 國外歷次任務(wù)概況與典型測控方案

2.1 歷次任務(wù)概況

自1971年12月2日前蘇聯(lián)火星探測器“火星3號”（Mars-3）在火星表面成功實(shí)施軟著陸探測以來[3]，人類目前共有8顆探測器（前蘇聯(lián)1顆，美國7顆）成功在火星表面軟著陸，如圖4所示。其中前蘇聯(lián)的“火星3號”探測器采用了與軌道器在地火轉(zhuǎn)移軌道上分離直接進(jìn)入火星大氣的進(jìn)入方式，再入速度約為5.7 km/s。美國早期的“海盜1號”“海盜2號”探測器均采用了與軌道器構(gòu)成組合體先實(shí)現(xiàn)捕獲和環(huán)繞火星飛行，謹(jǐn)慎選擇著陸點(diǎn)后再分離釋放的方式實(shí)現(xiàn)火星軟著陸[4]。在1997年的“火星旅居者號”（Voyager）[5]和2003年的“機(jī)遇號”（Opportunity）、“勇氣號”（Spirit）[6]著陸器任務(wù)中，美國采用了探測器由地火轉(zhuǎn)移飛行直接進(jìn)入火星大氣，在軟著陸最后階段采用安全氣囊的緩沖方式。2008年的“鳳凰號”（Phoenix）不再使用安全氣囊，代之以反推火箭的軟著陸方案[7]。2012年的“好奇號”任務(wù)中則使用了空中起重機(jī)的方案[1]。

除了上述成功軟著陸在火星表面的探測器之外，各國都曾遭受火星著陸失敗的慘痛經(jīng)歷。前蘇聯(lián)1971年發(fā)射的“火星2號”（Mars-2）著陸器由于著陸系統(tǒng)失效墜毀于火星表面，成為人類第一顆抵達(dá)火星的無人探測器[8]。美國于1999年發(fā)射的火星極地著陸器在進(jìn)入火星大氣后與地面系統(tǒng)失去聯(lián)系，并最終宣告任務(wù)失敗。由于EDL期間沒有直接對地通信鏈路，因此無法最終判定任務(wù)失敗原因。事后，美國加州理工大學(xué)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）專門成立了事故評估委員會，對可能的事故原因進(jìn)行了詳查，并梳理分析出可能導(dǎo)致任務(wù)失敗的13種失效模式，初步判定最有可能的原因是反推發(fā)動機(jī)過早關(guān)機(jī)而使探測器高速撞擊火星表面。從此次任務(wù)失敗后，NASA（美國國家航空航天局）要求所有火星探測器的捕獲入軌段和EDL飛行段必須配備通信能力[9]。

歐洲目前尚未完全成功實(shí)現(xiàn)火星的軟著陸探測。由英國制造的“獵犬2號”（Beagle-2）探測器隨歐空局火星快車任務(wù)于2003年6月共同發(fā)射，12月抵達(dá)火星附近并與火星快車在地火巡航段分離，2003年12月25日“獵犬2號”進(jìn)入火星大氣。按計(jì)劃，應(yīng)在著陸后收到“獵犬2號”發(fā)射UHF信號的美國火星奧德賽（Odyssey）軌道器、歐空局火星快車軌道器均未收到信號。原計(jì)劃實(shí)施地面信號接收的英國柴郡卓瑞爾河岸天文臺（Jodrell Bank Observatory）的76.2 m口徑洛弗爾望遠(yuǎn)鏡也未收到“獵犬2號”的著陸信號。隨后歐空局開展了大量的搜尋救援工作，但仍然找不到“獵犬2號”的蹤跡。因此ESA不得不在2004年2月宣布“獵犬2號”著陸任務(wù)失敗[10]。2014年11月，美國“火星勘察者”軌道器（Mars Reconnaissance Orbiter，MRO）利用高分辨率相機(jī)拍獲取了“獵犬2號”的照片，正式確認(rèn)“獵犬2號”在火星表面實(shí)現(xiàn)了軟著陸。照片顯示“獵犬2號”由于僅展開了4個太陽帆板中的2個，無法正常建立與地面通信的鏈路[11]。“獵犬2號”探測器中同樣未在EDL段配備對地通信能力。2016年歐空局發(fā)射的斯基亞帕雷利（Schiaparelli）著陸器在火星EDL段飛行中由于開傘后減速不足而墜毀于火星表面。在EDL飛行過程中，斯基亞帕雷利向TGO軌道器連續(xù)回傳工程遙測數(shù)據(jù)，同時歐空局還安排位于印度浦那的巨型米波射電望遠(yuǎn)鏡陣列（Giant Metrewave Radio Telescope，GMRT）和火星快車軌道器同時接收和監(jiān)視著陸器回傳的載波信號。通過對載波多普勒動態(tài)和回傳遙測信息的綜合分析判斷，事故調(diào)查組認(rèn)為斯基亞帕雷利是由于降落傘展開瞬間動態(tài)異常增大導(dǎo)致星載陀螺儀飽和而帶來制導(dǎo)控制系統(tǒng)出現(xiàn)致命錯誤，反推發(fā)動機(jī)提前結(jié)束工作使得減速不足而墜毀于火星表面[12]。國外歷次火星任務(wù)的通信手段與任務(wù)著陸狀態(tài)如表1所示。

表1 歷次任務(wù)通信鏈路與著陸狀態(tài)Table 1 Communication links in the past missions and the related landing status

2.2 典型測控方案

鑒于美國“好奇號”火星車EDL段的測控方案最為完備，任務(wù)狀態(tài)良好，下面重點(diǎn)介紹“好奇號”EDL段飛行期間的任務(wù)測控方案，如圖5所示[13]。

為了實(shí)現(xiàn)NASA提出的EDL段可靠測控通信的剛性要求，任務(wù)團(tuán)隊(duì)在軌道和彈道設(shè)計(jì)、通信系統(tǒng)設(shè)計(jì)、軌道和姿態(tài)機(jī)動策略、指令和數(shù)據(jù)管理以及地面系統(tǒng)等多個方面開展了充分的分析論證和系統(tǒng)設(shè)計(jì)。在通信頻段上，采用X頻段和UHF頻段互為備份的方式，其中X頻段用于對地直接通信，UHF頻段同時用于軌道器中繼通信和對地直接通信。地面接收系統(tǒng)包括美國深空網(wǎng)位于堪培拉的70 m天線、2個34 m天線以及歐空局位于新諾舍的34 m天線。UHF頻段軌道中繼系統(tǒng)包括美國的火星勘察者軌道器MRO、奧德賽軌道器以及歐空局的火星快車軌道器。各軌道器上的接收記錄設(shè)備不同，因而信號和數(shù)據(jù)的記錄模式不同。在信號體制上，X頻段對地通信采用了多音頻移鍵控體制（Multiple-Frequency-Shift-Keying，MFSK），信息速率為1 bit/s；UHF中繼通信采用了基于軟件無線電技術(shù)的Electra接收機(jī)，調(diào)制方式和調(diào)制參數(shù)靈活可設(shè)。

在所有通信手段中，直接對地通信被JPL作為最可靠的實(shí)現(xiàn)方式。JPL專門開發(fā)了EDL數(shù)據(jù)分析（EDL Data Analysis，EDA）系統(tǒng)，與深空站內(nèi)的下行遙測跟蹤接收機(jī)（Downlink Telemetry and Tracking receivers，DTT）共同用于準(zhǔn)實(shí)時的處理70 m天線、2個34 m天線組陣備份70 m的接收數(shù)據(jù)[14]。圖6是EDA處理后的X頻段MFSK信號接收結(jié)果。70 m天線接收信號的載噪譜密度比約為27 dB-Hz，兩個34 m天線組陣合成的載噪譜密度比約為25 dB-Hz，信號強(qiáng)度均超過了JPL載波檢測算法的門限要求。

圖5 “好奇號”EDL段通信方案Fig.5 Communication architecture of MSL EDL

圖6 “好奇號” EDL段深空站70 m及2 × 34 m組陣接收結(jié)果Fig.6 Performances of deep space station receiving for MSL EDL（70 m single reception and 2 × 34 m arraying reception）

3 EDL段測控通信關(guān)鍵技術(shù)

下面從通信信道特性、信號調(diào)制體制和信號檢測方法3個方面論述EDL段測控通信的關(guān)鍵技術(shù)。

3.1 信道特性

著陸器由地火轉(zhuǎn)移軌道直接進(jìn)入火星大氣實(shí)施氣動減速的主要好處是節(jié)省了用于火星捕獲和減速的燃料，但是這一方案顯著增加了星地通信的風(fēng)險(xiǎn)，其原因是高速進(jìn)入大氣帶來的黑障問題[15]。當(dāng)探測器以遠(yuǎn)大于音速的速度進(jìn)入行星大氣時，在探測器前進(jìn)方向的正前方形成了激波層。激波層對附近的大氣介質(zhì)具有擠壓和加熱的作用，因而促使激波層附近探測器周圍的大氣氣體電離化，形成電離離子殼套。隨著電離作用的加劇，當(dāng)電子濃度足夠高，并且超過了信號傳輸頻率所對應(yīng)的臨界等離子體密度時，由于信號電平的顯著衰減，會導(dǎo)致黑障的出現(xiàn)，造成通信中斷。在物理層面上，黑障出現(xiàn)的主要原因是在低于臨界等離子體頻率的頻率范圍內(nèi)電磁波能量會被反射和吸收。當(dāng)信號頻率高于等離子體頻率時激波層對于傳輸信號而言是透明的，因此可以完成星地通信。不同頻段的臨界等離子體密度如表2所示。

表2 臨界電子密度Table 2 Critical electron densities

圖7給出了不同頻段信號單位傳輸距離上信號衰減隨等離子體密度的變化曲線?？梢姰?dāng)達(dá)到和超過臨界等離子體密度后，單位傳輸距離上信號衰減顯著增加，因而出現(xiàn)了黑障導(dǎo)致通信中斷。處理這一問題的典型策略是盡可能延長對載波信號的接收并盡可能地簡化各種操作。采用更高的頻段用于黑障通信可減緩或消除黑障對通信帶來的影響。在“好奇號”火星車EDL段飛行期間，火星車與幾個軌道器間的UHF通信遭遇了長達(dá)70 s的黑障中斷，而X頻段對地通信并未受到顯著影響。

圖7 單位傳輸距離信號電平衰減與電子密度的關(guān)系Fig.7 Attenuation per unit length versus electron density

EDL段的高動態(tài)飛行特性也對信號參數(shù)估計(jì)帶來了較大困難。以美國公布的“好奇號”火星車EDL飛行段事后重建軌道為例，其單向距離變化率及其一階導(dǎo)數(shù)如圖8所示。根據(jù)多普勒效應(yīng)，信號傳輸?shù)亩嗥绽疹l率及其變化率正比于探測器的速度及加速度。對于X頻段，在約6 min的EDL飛行段內(nèi)多普勒頻率變化量約160 kHz，多普勒變化率最大可達(dá)3.5 kHz/s，開傘時的多普勒頻率二階導(dǎo)數(shù)高達(dá)500 Hz/s2。而對于UHF頻段，由于其頻率僅為X頻段的約1/20，信號動態(tài)顯著降低。

圖8 “好奇號”EDL段飛行動態(tài)特性（事后重建軌道）Fig.8 Flight dynamics of MSL（reconstructed EDL trajectory）

因此，在美國多次實(shí)施的火星軟著陸任務(wù)中均采用了UHF和X雙頻段通信的策略，以充分利用兩個頻段各自的優(yōu)勢。根據(jù)兩個頻段各自的優(yōu)越性，以及星地系統(tǒng)的設(shè)施設(shè)備性能，綜合設(shè)計(jì)和優(yōu)化EDL飛行段的測控通信策略是首要的關(guān)鍵技術(shù)。

3.2 信號調(diào)制體制

信號調(diào)制體制的設(shè)計(jì)直接決定了通信系統(tǒng)的性能。早期任務(wù)中，EDL段通信僅以可接收和檢測下行載波信號為目標(biāo)，監(jiān)視和判斷航天器的飛行狀態(tài)。隨著任務(wù)復(fù)雜性以及對探測器各模塊和機(jī)動動作監(jiān)視需求的增強(qiáng)，遙測回傳及速率需求進(jìn)一步提高，JPL實(shí)驗(yàn)室分別提出了用于直接對地通信的MFSK[16]，以及著眼于構(gòu)建火星微波通信網(wǎng)絡(luò)、符合CCSDS星間通信協(xié)議并用于軌道器-著陸器等器間通信的通信體制[17-19]。

在MFSK體制中，探測器持續(xù)發(fā)射下行載波，以及對載波調(diào)相的單個側(cè)音（總共有256個側(cè)音供選擇），發(fā)射不同的側(cè)音即對應(yīng)衛(wèi)星不同的分機(jī)狀態(tài)或不同的飛行狀態(tài)，因此可以傳輸工程遙測信息。其工作狀態(tài)和信號檢測處理過程相對簡單，傳輸信息也十分有限。而CCSDS發(fā)布的空間鏈路傳輸協(xié)議內(nèi)容十分豐富，對前向鏈路和反向鏈路的信號調(diào)制編碼以及幀結(jié)構(gòu)做了詳細(xì)的定義和約束，可傳輸?shù)膬?nèi)容也更為豐富，但實(shí)現(xiàn)復(fù)雜度更高。JPL和歐空局均開發(fā)了符合CCSDS空間鏈路傳輸協(xié)議的星載UHF收發(fā)機(jī)，并多次支持了EDL任務(wù)[20]。同時，任務(wù)設(shè)計(jì)中通常將著陸器EDL飛行階段安排在著陸器對地球和軌道器同時可見的時段內(nèi)，著陸器在EDL飛行段發(fā)出的UHF信號可由軌道器和地面天線同時接收。

對探測器EDL飛行段可靠監(jiān)視和狀態(tài)判斷的需求，如何有效利用兩種信號調(diào)制體制的工作特性，實(shí)現(xiàn)返回?cái)?shù)據(jù)量的最大化，為后續(xù)任務(wù)設(shè)計(jì)、優(yōu)化和飛行驗(yàn)證，以及火星科學(xué)研究提供寶貴的飛行數(shù)據(jù)是EDL段測控通信的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3.3 地面信號檢測

在所有的通信手段中，直接對地通信對星載通信系統(tǒng)壓力最小，通信可靠性最高，靈活性最強(qiáng)。因此被JPL和歐空局廣泛使用。地面通過開環(huán)記錄探測器回傳的微波信號，進(jìn)行準(zhǔn)實(shí)時的檢測、分析和處理，并可利用多種處理算法進(jìn)行優(yōu)化和評估。以載波檢測為例，對載波多普勒頻率的估計(jì)即可直接判斷探測器的飛行狀態(tài)，并可監(jiān)視降落傘展開、反推發(fā)動機(jī)工作等關(guān)鍵機(jī)動動作，同時載波信號的捕獲和同步也是遙測回傳信息解調(diào)的基本前提。因此，對載波信號的檢測和參數(shù)估計(jì)一直是EDL飛行段信號檢測處理的焦點(diǎn)。

JPL關(guān)于地面接收載波檢測的基本算法是基于周期圖的功率檢測和頻率極大似然估計(jì)[5,14,16]。其基本思想是，對高動態(tài)載波信號在頻率-頻率變化率的二維空間上進(jìn)行最大能量檢測。影響載波檢測性能的主要參數(shù)包括載波接收信噪譜密度比、相干積分時間（FFT的頻率分辨率），以及非相干積分時間的選擇，積分時間的選取主要受限于載波信號多普勒動態(tài)的大小。圖9是對于X頻段載波信號和UHF頻段載波信號在不同接收信噪譜密度比條件下載波錯誤捕獲概率的理論計(jì)算結(jié)果。

圖9 X及UHF頻段載波錯誤捕獲概率理論計(jì)算曲線Fig.9 Theoretical computation on probability of carrier missed acquisition.（X-band and UHF-band）

EDL段載波檢測難主要是由于信號動態(tài)大導(dǎo)致待估的頻率、頻率變化率搜索范圍大引起的。JPL通過歷次環(huán)繞和軟著陸任務(wù)積累了豐富的火星大氣數(shù)據(jù)，建立了較為準(zhǔn)確的火星大氣模型，因此可對降落傘展開以前的氣動飛行段進(jìn)行較為準(zhǔn)確的動力學(xué)預(yù)測，基于這一預(yù)測模型可有效降低對多普勒頻率及其變化率的搜索空間，進(jìn)而降低對載波信號的檢測門限[14,21]。

根據(jù)星地鏈路傳輸特性，并將著陸器的設(shè)計(jì)彈道作為先驗(yàn)信息，與信號檢測處理進(jìn)行融合，進(jìn)而設(shè)計(jì)可靠有效的處理算法，是EDL段測控通信的關(guān)鍵技術(shù)之一。

4 結(jié)論與建議

本文基于火星EDL段的基本飛行過程和火星環(huán)境特性，分析了EDL段飛行任務(wù)的主要特點(diǎn)與難點(diǎn)，系統(tǒng)性地回顧了國外歷次火星任務(wù)的概況，主要飛行方案特點(diǎn)，任務(wù)失敗原因以及當(dāng)前采用的典型測控通信方案要點(diǎn)，可以得出以下基本結(jié)論：

1）作為火星著陸探測風(fēng)險(xiǎn)最高難度最大的飛行階段，氣動減速、障礙規(guī)避和飛行驗(yàn)證共同構(gòu)成了對成功實(shí)現(xiàn)火星軟著陸的重大技術(shù)挑戰(zhàn)。

2）EDL段持續(xù)時間短，導(dǎo)航控制、飛行操作和關(guān)鍵事件安排時序緊密且相互深度耦合。國外歷次失敗任務(wù)的原因千差萬別，其經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)也充分說明了這一飛行過程的艱巨性和復(fù)雜性。

3）直接對地通信作為監(jiān)視和判斷著陸器飛行狀態(tài)和有效獲取飛行數(shù)據(jù)最為可靠的通信技術(shù)手段，受到了NASA和歐空局的高度重視，這一寶貴經(jīng)驗(yàn)也值得我們借鑒。

結(jié)合我國首次火星探測任務(wù)的特點(diǎn)和當(dāng)前的飛行方案，特提出以下建議：

1）對著陸過程的各類風(fēng)險(xiǎn)失效模式進(jìn)行全面的梳理和評估，確定需要作為遙測信息回傳的關(guān)鍵狀態(tài)參數(shù)，為任務(wù)飛行操作和后續(xù)任務(wù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)、飛行驗(yàn)證提供寶貴數(shù)據(jù)。

2）將對地通信作為監(jiān)視和判斷著陸器飛行狀態(tài)的重要技術(shù)手段。初步考慮著陸器EDL飛行期間采用著陸器發(fā)射信號，軌道器和地面大天線同時接收互為備份的EDL狀態(tài)監(jiān)視方案。位于我國貴州省黔南的FAST射電望遠(yuǎn)鏡，是世界最大單口徑、最靈敏的射電望遠(yuǎn)鏡，具備接收火星探測器下行UHF頻段信號的能力；同時我國目前已建成佳木斯66 m深空站、上海65 m射電望遠(yuǎn)鏡，同時正在建設(shè)喀什4 × 35 m天線陣系統(tǒng)，其它大口徑天線也在論證立項(xiàng)之中，具備聯(lián)合接收X頻段下行信號的能力。深入開展基于X頻段、UHF頻段信號對地通信可行性的分析論證，提出基于FAST接收UHF頻段信號，佳木斯深空站、喀什天線陣系統(tǒng)和國內(nèi)天文VLBI系統(tǒng)聯(lián)合接收X頻段信號的具體技術(shù)方案，并對檢測處理算法開展深入研究分析。

3）美國于2018年5月發(fā)射“洞察號”（InSight），將于11月下旬到達(dá)并在火星軟著陸。該探測器與“鳳凰號”平臺相似，通過UHF鏈路與地面通信。在幾何可見的前提下，建議基于FAST接收洞察號EDL飛行期間的下行信號，積累試驗(yàn)數(shù)據(jù)并驗(yàn)證這一方案的可行性，為進(jìn)一步關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)奠定基礎(chǔ)。