郝萬(wàn)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(guó)首次火星探測(cè)任務(wù)計(jì)劃于2020年7月在海南文昌發(fā)射場(chǎng)采用“長(zhǎng)征5號(hào)”運(yùn)載火箭實(shí)施發(fā)射，探測(cè)器飛行約10個(gè)月后到達(dá)火星，經(jīng)過(guò)制動(dòng)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(kāi)展為期2年（約1個(gè)火星年）的環(huán)繞探測(cè)，著陸巡視器軟著陸于火星表面，在著陸區(qū)附近開(kāi)展3個(gè)月的巡視探測(cè)。

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?gòu)椀澜咏鹦潜砻?，在短時(shí)間內(nèi)完成高速氣動(dòng)減速、降落傘展開(kāi)等高動(dòng)態(tài)機(jī)動(dòng)動(dòng)作。EDL是火星探測(cè)中難度最大、風(fēng)險(xiǎn)最高的飛行階段。國(guó)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(shí)地監(jiān)視著陸器飛行狀態(tài)，判斷氣動(dòng)減速和降落傘展開(kāi)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(guó)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(shuō)明了測(cè)控通信在EDL飛行階段和火星探測(cè)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(cè)控通信需要解決的關(guān)鍵技術(shù)，最后對(duì)我國(guó)火星探測(cè)任務(wù)提出了具體的建議和后續(xù)計(jì)劃。

1 EDL段飛行過(guò)程與任務(wù)難點(diǎn)

1.1 典型飛行過(guò)程

EDL段是指探測(cè)器從太空以軌道環(huán)繞速度（或更高的速度）經(jīng)過(guò)一系列復(fù)雜的飛行機(jī)動(dòng)到達(dá)有大氣層的行星（天體）表面的飛行過(guò)程。以美國(guó)火星探測(cè)器“好奇號(hào)”（Curiosity）火星車(chē)為例，探測(cè)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(dòng)減速、降落傘展開(kāi)等一系列機(jī)動(dòng)動(dòng)作，最后抵達(dá)火星表面[1]。其中，進(jìn)入段是指探測(cè)器由進(jìn)入火星大氣開(kāi)始，直至降落傘展開(kāi)為止的飛行階段；下降是指降落傘展開(kāi)以后的飛行階段，通常利用反推火箭實(shí)施減速完成動(dòng)力下降；著陸是指探測(cè)器最后抵達(dá)火星表面的機(jī)動(dòng)動(dòng)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(guó)“好奇號(hào)”火星車(chē)EDL飛行全過(guò)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(gè)難點(diǎn)[2]：

1）氣動(dòng)飛行減速難

圖1 EDL飛行過(guò)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(cè)器只有當(dāng)高度明顯下降后速度才會(huì)顯著降低，若質(zhì)量過(guò)大（或彈道系數(shù)β過(guò)大），則速度可能無(wú)法降到亞音速水平。作為對(duì)比，圖3給出了地球和火星上典型的再入彈道對(duì)比。特別需要注意的是，只有當(dāng)整個(gè)著陸器系統(tǒng)的彈道系數(shù)β小于50 km/m2時(shí)，該系統(tǒng)才具備把探測(cè)器降低到亞音速水平的能力，而且此時(shí)探測(cè)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(shí)才能展開(kāi)降落傘等減速裝置，這也意味著探測(cè)器完成后續(xù)著陸機(jī)動(dòng)動(dòng)作的時(shí)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(duì)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(shí)，火星大氣會(huì)受熱而變得稀薄。上述這些因素進(jìn)一步增加了氣動(dòng)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(zhǎng)的減速距離，更容易實(shí)現(xiàn)，因此過(guò)去數(shù)10年來(lái)大部分探測(cè)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(lèi)：一類(lèi)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(lèi)是尺度較小的巖石等。對(duì)于火星表面障礙的識(shí)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(kāi)后開(kāi)始激活工作的各類(lèi)星載敏感器實(shí)時(shí)獲取的測(cè)量信息融合完成。對(duì)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(cuò)誤的測(cè)量信息，避障算法也會(huì)做出誤判。例如當(dāng)盤(pán)旋于大的平頂山時(shí)，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(chē)。而小尺度的石塊、撞擊坑則可能成為漫游車(chē)抵達(dá)火星表面后的重要障礙。美國(guó)“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(jiàn)光范圍對(duì)火星表面1m的分辨能力，顯著降低了火星表面障礙物帶來(lái)的任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)。

3）飛行驗(yàn)證困難

由于整個(gè)EDL飛行過(guò)程非常短暫（約為5～8 min），而絕大部分飛行機(jī)動(dòng)動(dòng)作和關(guān)鍵判決事件處于深度緊耦合關(guān)系，幾乎沒(méi)有備份操作和過(guò)失補(bǔ)救的可能，因此對(duì)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(guó)和歐洲空間局（European Space Agency，ESA，以下簡(jiǎn)稱(chēng)歐空局）都將EDL飛行段的星地通信和工程遙測(cè)數(shù)據(jù)回傳作為評(píng)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(guó)外歷次任務(wù)概況與典型測(cè)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(cè)器“火星3號(hào)”（Mars-3）在火星表面成功實(shí)施軟著陸探測(cè)以來(lái)[3]，人類(lèi)目前共有8顆探測(cè)器（前蘇聯(lián)1顆，美國(guó)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(hào)”探測(cè)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(guó)早期的“海盜1號(hào)”“海盜2號(hào)”探測(cè)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(hào)”（Voyager）[5]和2003年的“機(jī)遇號(hào)”（Opportunity）、“勇氣號(hào)”（Spirit）[6]著陸器任務(wù)中，美國(guó)采用了探測(cè)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(hào)”（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(hào)”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(cè)器之外，各國(guó)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(hào)”（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(lèi)第一顆抵達(dá)火星的無(wú)人探測(cè)器[8]。美國(guó)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(méi)有直接對(duì)地通信鏈路，因此無(wú)法最終判定任務(wù)失敗原因。事后，美國(guó)加州理工大學(xué)噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（Jet Propulsion Laboratory，JPL）專(zhuān)門(mén)成立了事故評(píng)估委員會(huì)，對(duì)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(dòng)機(jī)過(guò)早關(guān)機(jī)而使探測(cè)器高速撞擊火星表面。從此次任務(wù)失敗后，NASA（美國(guó)國(guó)家航空航天局）要求所有火星探測(cè)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(cè)。由英國(guó)制造的“獵犬2號(hào)”（Beagle-2）探測(cè)器隨歐空局火星快車(chē)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(chē)在地火巡航段分離，2003年12月25日“獵犬2號(hào)”進(jìn)入火星大氣。按計(jì)劃，應(yīng)在著陸后收到“獵犬2號(hào)”發(fā)射UHF信號(hào)的美國(guó)火星奧德賽（Odyssey）軌道器、歐空局火星快車(chē)軌道器均未收到信號(hào)。原計(jì)劃實(shí)施地面信號(hào)接收的英國(guó)柴郡卓瑞爾河岸天文臺(tái)（Jodrell Bank Observatory）的76.2 m口徑洛弗爾望遠(yuǎn)鏡也未收到“獵犬2號(hào)”的著陸信號(hào)。隨后歐空局開(kāi)展了大量的搜尋救援工作，但仍然找不到“獵犬2號(hào)”的蹤跡。因此ESA不得不在2004年2月宣布“獵犬2號(hào)”著陸任務(wù)失敗[10]。2014年11月，美國(guó)“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(hào)”的照片，正式確認(rèn)“獵犬2號(hào)”在火星表面實(shí)現(xiàn)了軟著陸。照片顯示“獵犬2號(hào)”由于僅展開(kāi)了4個(gè)太陽(yáng)帆板中的2個(gè)，無(wú)法正常建立與地面通信的鏈路[11]?！矮C犬2號(hào)”探測(cè)器中同樣未在EDL段配備對(duì)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(kāi)傘后減速不足而墜毀于火星表面。在EDL飛行過(guò)程中，斯基亞帕雷利向TGO軌道器連續(xù)回傳工程遙測(cè)數(shù)據(jù)，同時(shí)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(chē)軌道器同時(shí)接收和監(jiān)視著陸器回傳的載波信號(hào)。通過(guò)對(duì)載波多普勒動(dòng)態(tài)和回傳遙測(cè)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(kāi)瞬間動(dòng)態(tài)異常增大導(dǎo)致星載陀螺儀飽和而帶來(lái)制導(dǎo)控制系統(tǒng)出現(xiàn)致命錯(cuò)誤，反推發(fā)動(dòng)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(guó)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(cè)控方案

鑒于美國(guó)“好奇號(hào)”火星車(chē)EDL段的測(cè)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(hào)”EDL段飛行期間的任務(wù)測(cè)控方案，如圖5所示[13]。

為了實(shí)現(xiàn)NASA提出的EDL段可靠測(cè)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(dòng)策略、指令和數(shù)據(jù)管理以及地面系統(tǒng)等多個(gè)方面開(kāi)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(duì)地直接通信，UHF頻段同時(shí)用于軌道器中繼通信和對(duì)地直接通信。地面接收系統(tǒng)包括美國(guó)深空網(wǎng)位于堪培拉的70 m天線(xiàn)、2個(gè)34 m天線(xiàn)以及歐空局位于新諾舍的34 m天線(xiàn)。UHF頻段軌道中繼系統(tǒng)包括美國(guó)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(chē)軌道器。各軌道器上的接收記錄設(shè)備不同，因而信號(hào)和數(shù)據(jù)的記錄模式不同。在信號(hào)體制上，X頻段對(duì)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(wú)線(xiàn)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(duì)地通信被JPL作為最可靠的實(shí)現(xiàn)方式。JPL專(zhuān)門(mén)開(kāi)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(cè)跟蹤接收機(jī)（Downlink Telemetry and Tracking receivers，DTT）共同用于準(zhǔn)實(shí)時(shí)的處理70 m天線(xiàn)、2個(gè)34 m天線(xiàn)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(hào)接收結(jié)果。70 m天線(xiàn)接收信號(hào)的載噪譜密度比約為27 dB-Hz，兩個(gè)34 m天線(xiàn)組陣合成的載噪譜密度比約為25 dB-Hz，信號(hào)強(qiáng)度均超過(guò)了JPL載波檢測(cè)算法的門(mén)限要求。

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

圖6 “好奇號(hào)” 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(cè)控通信關(guān)鍵技術(shù)

下面從通信信道特性、信號(hào)調(diào)制體制和信號(hào)檢測(cè)方法3個(gè)方面論述EDL段測(cè)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(dòng)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(lái)的黑障問(wèn)題[15]。當(dāng)探測(cè)器以遠(yuǎn)大于音速的速度進(jìn)入行星大氣時(shí)，在探測(cè)器前進(jìn)方向的正前方形成了激波層。激波層對(duì)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(cè)器周?chē)拇髿鈿怏w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(guò)了信號(hào)傳輸頻率所對(duì)應(yīng)的臨界等離子體密度時(shí)，由于信號(hào)電平的顯著衰減，會(huì)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(huì)被反射和吸收。當(dāng)信號(hào)頻率高于等離子體頻率時(shí)激波層對(duì)于傳輸信號(hào)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(hào)單位傳輸距離上信號(hào)衰減隨等離子體密度的變化曲線(xiàn)?？梢?jiàn)當(dāng)達(dá)到和超過(guò)臨界等離子體密度后，單位傳輸距離上信號(hào)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(wèn)題的典型策略是盡可能延長(zhǎng)對(duì)載波信號(hào)的接收并盡可能地簡(jiǎn)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(duì)通信帶來(lái)的影響。在“好奇號(hào)”火星車(chē)EDL段飛行期間，火星車(chē)與幾個(gè)軌道器間的UHF通信遭遇了長(zhǎng)達(dá)70 s的黑障中斷，而X頻段對(duì)地通信并未受到顯著影響。

圖7 單位傳輸距離信號(hào)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(dòng)態(tài)飛行特性也對(duì)信號(hào)參數(shù)估計(jì)帶來(lái)了較大困難。以美國(guó)公布的“好奇號(hào)”火星車(chē)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(hào)傳輸?shù)亩嗥绽疹l率及其變化率正比于探測(cè)器的速度及加速度。對(duì)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(kāi)傘時(shí)的多普勒頻率二階導(dǎo)數(shù)高達(dá)500 Hz/s2。而對(duì)于UHF頻段，由于其頻率僅為X頻段的約1/20，信號(hào)動(dòng)態(tài)顯著降低。

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

因此，在美國(guó)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(gè)頻段各自的優(yōu)勢(shì)。根據(jù)兩個(gè)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(cè)控通信策略是首要的關(guān)鍵技術(shù)。

3.2 信號(hào)調(diào)制體制

信號(hào)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(cè)下行載波信號(hào)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(duì)探測(cè)器各模塊和機(jī)動(dòng)動(dòng)作監(jiān)視需求的增強(qiáng)，遙測(cè)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(duì)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(cè)器持續(xù)發(fā)射下行載波，以及對(duì)載波調(diào)相的單個(gè)側(cè)音（總共有256個(gè)側(cè)音供選擇），發(fā)射不同的側(cè)音即對(duì)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(cè)信息。其工作狀態(tài)和信號(hào)檢測(cè)處理過(guò)程相對(duì)簡(jiǎn)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(duì)前向鏈路和反向鏈路的信號(hào)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(kāi)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(shí)，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(duì)地球和軌道器同時(shí)可見(jiàn)的時(shí)段內(nèi)，著陸器在EDL飛行段發(fā)出的UHF信號(hào)可由軌道器和地面天線(xiàn)同時(shí)接收。

對(duì)探測(cè)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(hào)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(cè)控通信的關(guān)鍵技術(shù)之一。

3.3 地面信號(hào)檢測(cè)

在所有的通信手段中，直接對(duì)地通信對(duì)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(guò)開(kāi)環(huán)記錄探測(cè)器回傳的微波信號(hào)，進(jìn)行準(zhǔn)實(shí)時(shí)的檢測(cè)、分析和處理，并可利用多種處理算法進(jìn)行優(yōu)化和評(píng)估。以載波檢測(cè)為例，對(duì)載波多普勒頻率的估計(jì)即可直接判斷探測(cè)器的飛行狀態(tài)，并可監(jiān)視降落傘展開(kāi)、反推發(fā)動(dòng)機(jī)工作等關(guān)鍵機(jī)動(dòng)動(dòng)作，同時(shí)載波信號(hào)的捕獲和同步也是遙測(cè)回傳信息解調(diào)的基本前提。因此，對(duì)載波信號(hào)的檢測(cè)和參數(shù)估計(jì)一直是EDL飛行段信號(hào)檢測(cè)處理的焦點(diǎn)。

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

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

EDL段載波檢測(cè)難主要是由于信號(hào)動(dòng)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(guò)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(duì)降落傘展開(kāi)以前的氣動(dòng)飛行段進(jìn)行較為準(zhǔn)確的動(dòng)力學(xué)預(yù)測(cè)，基于這一預(yù)測(cè)模型可有效降低對(duì)多普勒頻率及其變化率的搜索空間，進(jìn)而降低對(duì)載波信號(hào)的檢測(cè)門(mén)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(hào)檢測(cè)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(cè)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(guò)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(guó)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(cè)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(cè)風(fēng)險(xiǎn)最高難度最大的飛行階段，氣動(dòng)減速、障礙規(guī)避和飛行驗(yàn)證共同構(gòu)成了對(duì)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(shí)間短，導(dǎo)航控制、飛行操作和關(guān)鍵事件安排時(shí)序緊密且相互深度耦合。國(guó)外歷次失敗任務(wù)的原因千差萬(wàn)別，其經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)也充分說(shuō)明了這一飛行過(guò)程的艱巨性和復(fù)雜性。

3）直接對(duì)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(guó)首次火星探測(cè)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(duì)著陸過(guò)程的各類(lèi)風(fēng)險(xiǎn)失效模式進(jìn)行全面的梳理和評(píng)估，確定需要作為遙測(cè)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(duì)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(hào)，軌道器和地面大天線(xiàn)同時(shí)接收互為備份的EDL狀態(tài)監(jiān)視方案。位于我國(guó)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(cè)器下行UHF頻段信號(hào)的能力；同時(shí)我國(guó)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(shí)正在建設(shè)喀什4 × 35 m天線(xiàn)陣系統(tǒng)，其它大口徑天線(xiàn)也在論證立項(xiàng)之中，具備聯(lián)合接收X頻段下行信號(hào)的能力。深入開(kāi)展基于X頻段、UHF頻段信號(hào)對(duì)地通信可行性的分析論證，提出基于FAST接收UHF頻段信號(hào)，佳木斯深空站、喀什天線(xiàn)陣系統(tǒng)和國(guó)內(nèi)天文VLBI系統(tǒng)聯(lián)合接收X頻段信號(hào)的具體技術(shù)方案，并對(duì)檢測(cè)處理算法開(kāi)展深入研究分析。

3）美國(guó)于2018年5月發(fā)射“洞察號(hào)”（InSight），將于11月下旬到達(dá)并在火星軟著陸。該探測(cè)器與“鳳凰號(hào)”平臺(tái)相似，通過(guò)UHF鏈路與地面通信。在幾何可見(jiàn)的前提下，建議基于FAST接收洞察號(hào)EDL飛行期間的下行信號(hào)，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)。