國外火星探測典型失敗案例分析與應(yīng)對策略研究

董捷 饒煒 王闖 譚志云 鄭旸

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

火星探測環(huán)境復(fù)雜，任務(wù)風(fēng)險(xiǎn)高，目前國外火星探測任務(wù)成功率極低，且僅實(shí)現(xiàn)了火星環(huán)繞、表面著陸及巡視科學(xué)探測，大部分失敗案例集中在制動(dòng)捕獲、進(jìn)入下降與著陸(EDL)兩個(gè)關(guān)鍵階段。火星探測器地火轉(zhuǎn)移至火星捕獲階段通常時(shí)間較長，對產(chǎn)品工作可靠性要求高；火星進(jìn)入下降與著陸階段各種自然環(huán)境條件與地球返回差異大，工作階段多且時(shí)間短，受時(shí)延影響地面全程均無法支持，必須具有較強(qiáng)的自主能力。

本文針對火星捕獲和進(jìn)入下降著陸兩個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)開展典型失敗(或故障)案例分析，分類梳理了火星探測器需重點(diǎn)關(guān)注的設(shè)計(jì)要點(diǎn)，提出了應(yīng)對策略。

1 國外火星探測典型失敗(或故障)案例分析

以下對國外火星探測典型失敗(或故障)案例開展分析。其中以在軌案例為主，部分涉及地面驗(yàn)證試驗(yàn)故障案例。

1.1 火星捕獲段

1)日本希望號(hào)火星探測器近火捕獲失敗[1]

1998年7月3日，日本發(fā)射希望號(hào)火星探測器，目標(biāo)實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞探測。

故障現(xiàn)象：原計(jì)劃通過2次月球借力+1次地球借力飛行后進(jìn)入地火轉(zhuǎn)移軌道，于1999年10月到達(dá)火星。但1998年12月20日，在進(jìn)行地球借力飛越及變軌時(shí)，氧化劑自鎖閥未完全打開，雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)不能產(chǎn)生足夠的推力，導(dǎo)致軌道修正比預(yù)期減少了100 m/s的速度增量。

隨后任務(wù)調(diào)整了飛行程序，設(shè)計(jì)以兩次以上地球引力及月球引力的借力飛行，計(jì)劃在2003年12月再次到達(dá)火星。探測器經(jīng)過了4年的飛行，2002年4月，又出現(xiàn)星上通信和電子系統(tǒng)損壞，從而無法再次制動(dòng)捕獲進(jìn)入環(huán)火軌道。

故障原因：①第一次地球借力飛行時(shí)由于氧化劑自鎖閥門故障未能完全打開，氧化劑供應(yīng)不足；②太陽耀斑造成電子設(shè)備發(fā)生短路，姿軌控系統(tǒng)無法正常工作。

2)美國火星氣候軌道器近火捕獲高度過低[2]

1998年12月11日，美國發(fā)射火星氣候軌道器，目標(biāo)實(shí)現(xiàn)環(huán)火遙感探測。

故障現(xiàn)象：1999年9月23日，在探測器進(jìn)行火星制動(dòng)捕獲時(shí)，軌道高度比設(shè)計(jì)值偏低，導(dǎo)致探測器進(jìn)入火星大氣層而被燒毀。

故障原因：推力模型所用的參數(shù)錯(cuò)誤。推力器推力采用了英制單位而不是規(guī)定的公制單位，導(dǎo)致在每次采用推力器進(jìn)行動(dòng)量輪卸載時(shí)，軌道計(jì)算模型存在偏差(卸載約每天一次)，從而使地面定軌結(jié)果存在明顯偏差。

3)美國火星觀測者號(hào)探測器在火星捕獲前與地面失去聯(lián)系[3]

1992年9月25日，美國發(fā)射火星觀測者號(hào)探測器，目標(biāo)實(shí)現(xiàn)環(huán)火遙感探測。

故障現(xiàn)象：1993年8月21日，火星觀測者號(hào)探測器在進(jìn)入火星軌道前3天，進(jìn)行推進(jìn)分系統(tǒng)電爆閥操作時(shí)，為避免起爆對行波管放大器產(chǎn)生影響，關(guān)閉了行波管，但之后火星觀測者號(hào)探測器與地面失去聯(lián)系。

故障原因：

根據(jù)文獻(xiàn)[3]推斷有如下原因，其中推進(jìn)系統(tǒng)故障的可能性最大。

(1)推進(jìn)系統(tǒng)故障：①推進(jìn)系統(tǒng)單向閥泄漏使氧化劑和燃燒劑異常混合，管路發(fā)生爆炸，產(chǎn)生無法控制的增壓氣體和推進(jìn)劑的排放，使探測器失去姿態(tài)控制和推進(jìn)能力；②積累的N2O4蒸汽滲過單向閥腐蝕增壓系統(tǒng)限流器的釬焊材料，腐蝕物堵塞推進(jìn)系統(tǒng)氣體壓力調(diào)節(jié)閥，造成無法關(guān)閉，推進(jìn)劑貯箱超壓破裂；③推進(jìn)系統(tǒng)電爆閥引爆時(shí)，因?yàn)殚y門組件中用來固定引爆裝置的螺栓損壞，造成引爆裝置以200 m/s的速度從閥門中彈出，擊中推進(jìn)貯箱，造成破裂損壞。

(2)電子設(shè)備故障：①電子設(shè)備的短路使供電系統(tǒng)發(fā)生故障；②推進(jìn)系統(tǒng)增壓時(shí)，電爆閥起爆產(chǎn)生的感應(yīng)電流使電子器件鎖死，使計(jì)算機(jī)系統(tǒng)發(fā)生故障；③測控通信系統(tǒng)中的電子部件鎖死導(dǎo)致發(fā)射機(jī)工作異常。

4)美國海盜號(hào)探測器接近火星時(shí)軌道器貯箱增壓異常[3]

1975年8月20日，美國發(fā)射海盜1號(hào)探測器，探測器包括軌道器和著陸器兩部分，目標(biāo)一次任務(wù)實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞和著陸。

故障現(xiàn)象：1976年6月19日，探測器在接近火星實(shí)施推進(jìn)劑加壓準(zhǔn)備時(shí)，遙測顯示貯箱壓力在達(dá)到工作狀態(tài)后仍持續(xù)上升，導(dǎo)致燃料每小時(shí)泄露0.16 kg。采取的解決方法是增加第一次軌道機(jī)動(dòng)的推進(jìn)劑消耗量，隨后關(guān)閉高壓氣路，第二次軌道機(jī)動(dòng)采用落壓方式。導(dǎo)致軌道近火點(diǎn)位置偏離，相應(yīng)改變了著陸點(diǎn)。

一個(gè)月后，對海盜2號(hào)的操作程序重新進(jìn)行了修改，近火制動(dòng)變軌前，才進(jìn)行貯箱增壓。使用時(shí)發(fā)現(xiàn)也存在減壓閥泄漏問題。

故障原因：減壓閥內(nèi)漏超標(biāo)，存在多余物卡滯，使閥門無法完全密封。

1.2 進(jìn)入下降與著陸段

1)蘇聯(lián)火星2號(hào)著陸序列設(shè)計(jì)錯(cuò)誤[4]

1971年5月19日，蘇聯(lián)發(fā)射火星2號(hào)探測器，探測器包括軌道器和著陸器兩部分，目標(biāo)一次任務(wù)實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞和著陸。

故障現(xiàn)象：1971年11月27日，探測器到達(dá)火星前4.5 h，軌道器首先分離著陸器，著陸器進(jìn)入火星大氣層，由于著陸序列中明顯出現(xiàn)故障，進(jìn)入角過陡，墜毀在火星表面。軌道器繼續(xù)飛行，通過近火捕獲進(jìn)入1380 km/25 000 km的火星軌道，周期18 h。

故障原因：著陸序列出現(xiàn)故障，火星2號(hào)在到達(dá)火星前6天的自動(dòng)軌道修正時(shí)，由于電子設(shè)備故障等原因，器上未更新為最新的變軌參數(shù)，以致變軌后著陸器進(jìn)入火星的進(jìn)入角過大，在降落傘展開前，著陸器已撞擊火星表面。

2)蘇聯(lián)火星3號(hào)著陸后僅實(shí)現(xiàn)短時(shí)通信[4]

1971年5月28日，蘇聯(lián)發(fā)射火星3號(hào)探測器，其任務(wù)設(shè)計(jì)與火星2號(hào)相同。

故障現(xiàn)象：1971年12月2日，軌道器分離著陸器，著陸器以6 km/s的速度進(jìn)入火星大氣層，過載敏感器觸發(fā)超聲速開傘時(shí)，由于主降落傘故障，主傘在馬赫數(shù)1附近才打開。在離火星表面20～30 m時(shí)，制動(dòng)火箭啟動(dòng)，主傘分離拋出，最后以20.7 m/s速度著陸。著陸器配置有特制減振器，可以減輕著陸時(shí)沖擊，實(shí)現(xiàn)軟著陸。著陸后1 min30 s通過軌道器傳回一張圖像異常的火星表面圖像。14 s后，2個(gè)數(shù)據(jù)通道均停止傳輸，且再未恢復(fù)通信。火星3號(hào)軌道器由于發(fā)生推進(jìn)劑泄露，在火星制動(dòng)捕獲時(shí)減速發(fā)動(dòng)機(jī)未減速到位，僅進(jìn)入周期303 h的大橢圓軌道(目標(biāo)周期為25 h)。

根據(jù)文獻(xiàn)[3-4]推斷有如下原因：①著陸器成功著陸后，在塵暴影響下，干燥的沙塵顆粒相互碰撞積累了較高的電荷，加劇了電暈放電現(xiàn)象，造成通訊中斷；②軌道器中繼通信異常且由于進(jìn)入非目標(biāo)軌道，無法有效對地轉(zhuǎn)發(fā)著陸器信息；③著陸時(shí)遭遇火星有記錄以來的最大沙塵暴。塵暴吹翻著陸器，導(dǎo)致拍攝到難以識(shí)別的圖像。

3)蘇聯(lián)火星6號(hào)減速動(dòng)力異常[4]

1973年8月5日，蘇聯(lián)發(fā)射火星6號(hào)探測器，探測器包括火星飛越器和著陸器兩部分，飛越器在釋放著陸器后直接飛越火星。

故障現(xiàn)象：1974年3月12日，著陸器開始火星大氣進(jìn)入，減速著陸程序與火星3號(hào)基本相同，開傘時(shí)速度約600 m/s，在降落過程中曾傳回采集的224 s大氣數(shù)據(jù)。在主傘打開后148 s，即在著陸前幾秒時(shí)所有信號(hào)中斷，失去聯(lián)系。

根據(jù)文獻(xiàn)[3-4]推斷有如下原因：末期制動(dòng)火箭點(diǎn)火出現(xiàn)問題，導(dǎo)致無法有效減速，造成以61 m/s的速度直接撞擊火星表面。同時(shí)，由于計(jì)算機(jī)芯片異常，著陸過程傳回?cái)?shù)據(jù)很多無法判讀。

4)蘇聯(lián)火星7號(hào)未正常進(jìn)入著陸前軌道[4]

1973年8月9日，蘇聯(lián)發(fā)射火星7號(hào)探測器，探測器任務(wù)設(shè)計(jì)與火星6號(hào)相同。

故障現(xiàn)象：1974年3月9日，探測器到達(dá)火星時(shí)，軌道器提前4 h將著陸器分離，著陸器隨軌道器以1300 km高度飛越火星，未進(jìn)入著陸前軌道。

根據(jù)文獻(xiàn)[3-4]推斷有如下原因：由于軌道器計(jì)算機(jī)芯片異常，無法正常控制分離著陸器動(dòng)作。

5)美國火星極地著陸器進(jìn)入過程故障[3]

1999年1月3日，美國發(fā)射火星極地著陸器，任務(wù)實(shí)現(xiàn)火星高緯度地區(qū)著陸探測。

故障現(xiàn)象：1999年12月3日，火星極地著陸器與巡航級(jí)分離后，進(jìn)入火星大氣時(shí)與地面失去聯(lián)系。據(jù)2000年火星環(huán)球勘探者(MRO)衛(wèi)星發(fā)回的圖像判讀，發(fā)現(xiàn)了火星極地著陸器的撞擊后殘骸與降落傘，相距幾百米。

根據(jù)文獻(xiàn)[3]推斷有如下原因：正常設(shè)計(jì)是發(fā)動(dòng)機(jī)需要在著陸器的觸火信號(hào)發(fā)出50 ms之內(nèi)關(guān)閉。著陸器上的飛行軟件以100 Hz的速率采集3個(gè)觸火傳感器的信號(hào)。第一個(gè)觸火的著陸腿發(fā)出的信號(hào)使軟件在信號(hào)發(fā)出后25 ms內(nèi)關(guān)閉所有12個(gè)下降發(fā)動(dòng)機(jī)閥門。而在飛行中，在著陸緩沖機(jī)構(gòu)離著陸面40 m高度展開時(shí)，機(jī)構(gòu)展開沖擊引發(fā)提前給出觸地信號(hào)，飛行軟件誤將觸地敏感器發(fā)出的不穩(wěn)定信號(hào)作為觸地確認(rèn)信號(hào)，距火面40 m處提前關(guān)閉發(fā)動(dòng)機(jī)，致使著陸器以22 m/s速度撞擊火星而墜毀。

6)美國勇氣號(hào)和機(jī)遇號(hào)地面降落傘強(qiáng)度試驗(yàn)時(shí)發(fā)生破損[5]

美國分別于2003年6月10日和2003年7月7日，發(fā)射了勇氣號(hào)與機(jī)遇號(hào)火星探測器，任務(wù)實(shí)現(xiàn)火星表面巡視探測。

故障現(xiàn)象：發(fā)射前的2002年，美國勇氣號(hào)與機(jī)遇號(hào)探測器研制后期，在地面利用直升機(jī)進(jìn)行降落傘強(qiáng)度空投試驗(yàn)驗(yàn)證時(shí)，發(fā)生降落傘嚴(yán)重破損情況(見圖1)。

圖1 兩次試驗(yàn)時(shí)降落傘開傘后破損狀態(tài)示意(NASA)

故障原因：降落傘相對于火星探路者任務(wù)，傘頂孔尺寸隨降落傘中“帶”部分的增大進(jìn)行了同步放大，造成開傘受力與設(shè)計(jì)不一致。此外，降落傘傘衣受力方向也與預(yù)期設(shè)計(jì)相反：吊繩需縫在傘體上，為了不讓接縫承受拉力，把吊繩縫制在了傘體外部；實(shí)際在開傘充氣后，吊繩連接處受力超出設(shè)計(jì)要求，從外部脫離傘體。

最終解決方案：由于在發(fā)射前1年發(fā)生該問題，無法大規(guī)模修改降落傘設(shè)計(jì)，也不可能顯著降低開傘時(shí)速度，最后改為采用和火星探路者任務(wù)相同的降落傘構(gòu)型。

7)歐洲航天局獵兔犬2號(hào)在著陸過程中失去聯(lián)系[3]

2003年6月2日，歐洲航天局發(fā)射“火星快車/獵兔犬”火星探測器，目標(biāo)實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞探測和著陸技術(shù)驗(yàn)證。

故障現(xiàn)象：2003年12月20日，火星快車軌道器成功釋放獵兔犬2號(hào)著陸器后，獵兔犬2號(hào)進(jìn)入火星，隨后失去聯(lián)系。直至2015年1月，根據(jù)美國MRO衛(wèi)星觀測圖像，獵兔犬2號(hào)著陸于火星表面。

基于MRO觀測結(jié)果推斷故障原因如下：獵兔犬2號(hào)在著陸火星時(shí)緩沖氣囊泄露，造成著陸沖擊過大，導(dǎo)致太陽翼未能全部展開，而通信天線放置于太陽翼基板下部，因此無法指向到位與火星軌道器建立通信。

8)歐洲航天局“火星生物學(xué)2016”探測器著陸數(shù)據(jù)融合錯(cuò)誤[6]

2003年6月2日，歐洲航天局發(fā)射“火星生物學(xué)2016”(ExoMars 2016)火星探測器，探測器包括軌道器和著陸器兩部分，目標(biāo)實(shí)現(xiàn)火星環(huán)繞探測和著陸技術(shù)驗(yàn)證。

故障現(xiàn)象：2016年10月19日，軌道器與斯基亞帕雷利(Schiaparelli)著陸器分離，著陸器氣動(dòng)減速、彈傘、大底分離過程均執(zhí)行正常，但降落傘分離提前，發(fā)動(dòng)機(jī)工作3 s后即關(guān)閉。隨后超高頻(UHF)中繼遙測中斷，根據(jù)在軌MRO衛(wèi)星拍攝的圖像，證實(shí)著陸器已墜毀(見圖2)。

故障原因：減速傘開傘沖擊導(dǎo)致慣導(dǎo)設(shè)備(IMU)中陀螺短期飽和，丟失姿態(tài)基準(zhǔn)，進(jìn)而造成器上導(dǎo)航高度數(shù)據(jù)偏差較大，與微波測量數(shù)據(jù)融合后未能有效修正高度，從而提前觸發(fā)降落傘和背罩分離，減速發(fā)動(dòng)機(jī)提前關(guān)機(jī)致使墜毀。

圖2 Schiaparelli著陸器墜毀遙感圖像(ESA)Fig.2 The remote sensing image of Schiaparelli lander crash(ESA)

1.3 小結(jié)

根據(jù)前面典型案例分析，可以進(jìn)行相應(yīng)故障分類(見表1)。在故障分類上可以歸納如下這些環(huán)節(jié)直接關(guān)系到火星捕獲、進(jìn)入下降與著陸任務(wù)成敗。

(1)特殊環(huán)境適應(yīng)性不足：針對開傘、接觸火面等力學(xué)環(huán)境，塵暴、低氣壓等大氣自然環(huán)境。

(2)關(guān)鍵系統(tǒng)安全性故障：對空間輻照等常規(guī)工作環(huán)境影響認(rèn)識(shí)不充分或設(shè)計(jì)可靠性不足，造成推進(jìn)系統(tǒng)、電子設(shè)備、降落傘、測控通信等直接危及整星安全的關(guān)鍵系統(tǒng)故障。

(3)動(dòng)力學(xué)與軌道控制問題：軌道動(dòng)力學(xué)建模、進(jìn)入前初始軌道實(shí)現(xiàn)等精度不滿足要求。

進(jìn)一步可歸納為特殊環(huán)境條件適應(yīng)性設(shè)計(jì)、推進(jìn)/降落傘等關(guān)鍵系統(tǒng)安全性設(shè)計(jì)、軌道動(dòng)力學(xué)分析與變軌策略3類，從而在此基礎(chǔ)上開展應(yīng)對策略研究。

表1 火星探測器典型失敗(或故障)分類

續(xù) 表

2 設(shè)計(jì)應(yīng)對策略研究

2.1 進(jìn)入與著陸特殊環(huán)境條件適應(yīng)性設(shè)計(jì)

進(jìn)入過程經(jīng)歷的環(huán)境條件復(fù)雜，不僅涉及火星稀薄大氣與沙塵條件，還包括多次火工品起爆的沖擊，經(jīng)歷彈傘、開傘、觸火沖擊等事件，必須要開展針對性設(shè)計(jì)。以下結(jié)合當(dāng)前國內(nèi)外研究情況梳理歸納應(yīng)對策略。

2.1.1 重點(diǎn)環(huán)節(jié)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)

1)開傘后大角速度適應(yīng)性設(shè)計(jì)

針對歐洲航天局ExoMars2016任務(wù)Schiaparelli著陸器在軌出現(xiàn)的開傘后陀螺飽和丟失姿態(tài)基準(zhǔn)問題，在已公開的后續(xù)任務(wù)改進(jìn)思路基礎(chǔ)上，梳理出應(yīng)重點(diǎn)開展的三方面工作。

(1)充分研究降落傘喘振、局部塌陷等特殊現(xiàn)象的動(dòng)力學(xué)建模，加強(qiáng)彈傘/開傘、傘降過程動(dòng)力學(xué)仿真分析[7]，研究開傘后降落傘主導(dǎo)的多體系統(tǒng)下角速度的最大包絡(luò)，從而為慣導(dǎo)設(shè)備(IMU)設(shè)計(jì)提供依據(jù)，并做好IMU量程與測量精度的權(quán)衡設(shè)計(jì)。

(2)根據(jù)降落傘喘振變化規(guī)律：隨著開傘馬赫數(shù)(Ma)降低，喘振影響逐漸減少(Ma為1.4以下可不考慮喘振影響[8])，可以綜合著陸區(qū)地形高程與進(jìn)入下降著陸各級(jí)減速系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，在保證后續(xù)減速高程余量滿足安全要求的前提下，適當(dāng)降低開傘Ma。

(3)增加開傘后制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制(GNC)系統(tǒng)的故障診斷及系統(tǒng)重構(gòu)設(shè)計(jì)。當(dāng)判斷IMU飽和后，及時(shí)引入微波測距測速雷達(dá)的測量信息建立相對地面的安全姿態(tài)基準(zhǔn)，修正相對當(dāng)?shù)仄矫孀藨B(tài)[9]，實(shí)現(xiàn)連續(xù)獲取準(zhǔn)確的導(dǎo)航高度，保證著陸安全性。

2)觸火關(guān)機(jī)信號(hào)觸發(fā)設(shè)計(jì)

針對火星極地著陸器著陸時(shí)提前關(guān)閉減速發(fā)動(dòng)機(jī)的問題，在采用著陸腿式著陸方式時(shí)應(yīng)充分關(guān)注足墊觸火信號(hào)的引入時(shí)機(jī)，設(shè)計(jì)合理的時(shí)間保護(hù)策略。結(jié)合國內(nèi)月球及深空任務(wù)研制經(jīng)驗(yàn)，具體應(yīng)考慮如下內(nèi)容。

(1)避免過早引入觸火信號(hào)進(jìn)行判斷，特別是應(yīng)在著陸緩沖機(jī)構(gòu)完成展開，且不再有火工品起爆動(dòng)作后再引入，同時(shí)做好觸火信號(hào)對減速發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火振動(dòng)環(huán)境的適應(yīng)性設(shè)計(jì)及試驗(yàn)驗(yàn)證。

(2)觸火信號(hào)的采樣頻率應(yīng)避免過高，防止對火工品起爆等高頻信號(hào)沖擊源產(chǎn)生誤判。

3)機(jī)構(gòu)類產(chǎn)品的適應(yīng)性

針對獵兔犬2號(hào)發(fā)生的異常問題，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)層面需考慮如下措施。

(1)考慮進(jìn)入下降與著陸階段特殊的力學(xué)環(huán)境多，太陽翼、天線等不使用的關(guān)鍵機(jī)構(gòu)應(yīng)采用火工品壓緊方式，避免受到力學(xué)沖擊影響造成機(jī)構(gòu)損壞。

(2)著陸后太陽翼、天線展開過程盡量避免展開過程串行耦合，如受安裝空間限制必須采用串行設(shè)計(jì)時(shí)，也應(yīng)做好機(jī)動(dòng)驅(qū)動(dòng)線路、繞組等關(guān)鍵產(chǎn)品備份設(shè)計(jì)；在供電上具有一定面積的體裝太陽翼，與基于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制的太陽翼進(jìn)行備份，保證最低安全供電需求；通信方案上具有低增益通道，與基于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制的高增益通道進(jìn)行備份，保證大波束角低碼速率的上下行的最低通信條件。

2.1.2 大氣環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)

針對火星3號(hào)著陸后失聯(lián)問題，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注火星大氣沙塵、密度等條件對系統(tǒng)設(shè)計(jì)的影響。

1)著陸時(shí)機(jī)選擇

基于國內(nèi)外開展的火星塵暴周期研究[10]，火星著陸日期選擇時(shí)應(yīng)避免火星全球塵暴季節(jié)，同時(shí)EDL前利用環(huán)火軌道器加強(qiáng)在軌飛行塵暴觀測，開展局部塵暴預(yù)測。如無法避免塵暴，相對無塵暴季節(jié)著陸，在進(jìn)入器系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)具有更強(qiáng)的魯棒性，如加強(qiáng)降落傘系統(tǒng)、防熱承力結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)，增加防熱層厚度或更換耐熱防熱材料等。美國洞察號(hào)(Insight)火星著陸器在設(shè)計(jì)時(shí)就考慮在塵暴季節(jié)著陸，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)上相對鳳凰號(hào)任務(wù)均進(jìn)行了改進(jìn)。此外，還要評(píng)估大氣條件的不確定性對進(jìn)入彈道航程影響從而增大落點(diǎn)偏差，要防止著陸至危險(xiǎn)地形區(qū)域。

2)低氣壓環(huán)境適應(yīng)性

針對火星表面低氣壓環(huán)境，火星表面成分CO2相對空氣的放電電壓閾值更高，基于地球環(huán)境驗(yàn)證可以覆蓋火星使用條件。另外與地球衛(wèi)星(發(fā)射段短期出現(xiàn)低氣壓)的主要區(qū)別是在火面低氣壓環(huán)境下工作時(shí)間長。這要求電子單機(jī)加強(qiáng)防低氣壓放電設(shè)計(jì)，研制過程做好靜電防護(hù)，保證可靠放氣與控制內(nèi)部間隙。

3)GNC系統(tǒng)適應(yīng)性設(shè)計(jì)

針對火星稀薄大氣環(huán)境及大氣參數(shù)極大的不確定性，在大氣進(jìn)入控制時(shí)，GNC系統(tǒng)通常要具備進(jìn)入彈道的調(diào)整能力，保證探測器到達(dá)滿足要求的開傘點(diǎn)條件(高度、動(dòng)壓、馬赫數(shù)等)以及落點(diǎn)精度，因此采用具有制導(dǎo)能力的彈道-升力式大氣進(jìn)入方式是發(fā)展趨勢。由于火星大氣密度的不確定性大，不適宜采用月球著陸或地球返回的預(yù)測制導(dǎo)方案，以火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室任務(wù)為代表應(yīng)用的參考軌跡制導(dǎo)[11]是現(xiàn)階段火星大氣進(jìn)入的主要制導(dǎo)方法。

在大底分離后通常選用微波體制敏感器實(shí)現(xiàn)相對表面距離和速度測量，相較激光體制敏感器更能適應(yīng)火星大氣沙塵環(huán)境條件，防止沙塵對激光能量可能造成的衰減。

2.2 關(guān)鍵系統(tǒng)安全性設(shè)計(jì)

2.2.1 推進(jìn)系統(tǒng)安全性設(shè)計(jì)

地火轉(zhuǎn)移軌道飛行時(shí)間長，通常為半年到一年時(shí)間，期間將經(jīng)歷近地段高溫至近火段低溫條件的漸變過程，同時(shí)在軌長期處于真空與空間輻照環(huán)境。針對希望號(hào)火星捕獲任務(wù)失敗、海盜號(hào)近火捕獲內(nèi)漏、火星6號(hào)減速動(dòng)力異常等問題，對于軌控或進(jìn)入著陸使用的推進(jìn)系統(tǒng)，基于國內(nèi)外推進(jìn)系統(tǒng)研制的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，需要重點(diǎn)關(guān)注推進(jìn)系統(tǒng)密封性、長壽命及冗余備份設(shè)計(jì)。

1)推進(jìn)系統(tǒng)安全性設(shè)計(jì)

推進(jìn)系統(tǒng)在設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)做好推進(jìn)劑氧燃路、氣路開關(guān)備份設(shè)計(jì)，包括采用氣液路電爆系統(tǒng)冗余備份，自鎖閥備份設(shè)計(jì)。同時(shí)設(shè)計(jì)推進(jìn)供氣路超壓管理防止推進(jìn)系統(tǒng)過壓，以降低推進(jìn)系統(tǒng)發(fā)生泄露的風(fēng)險(xiǎn)。

國外部分深空探測器還采用了混合模式推進(jìn)系統(tǒng)[12]，如單雙元混合推進(jìn)系統(tǒng)，基于單組元可靠性高的特點(diǎn)，將單組元模式用于姿控；利用雙組元推力大、比沖相對較高的特點(diǎn)，由雙組元模式完成軌控[13]。采用該方式一方面可以保證在氧化劑路未正常供應(yīng)的條件下仍可以利用單組元模式保證整星姿態(tài)，確保能源、熱控等平臺(tái)狀態(tài)安全，同時(shí)還可以兼做軌控備份方案使用。

推進(jìn)系統(tǒng)正常工作需要熱控系統(tǒng)保證較為合理的溫度，防止系統(tǒng)結(jié)冰或系統(tǒng)超壓，因此熱控加熱回路的設(shè)計(jì)應(yīng)做好主備份冗余與故障診斷設(shè)計(jì)，對于無法工作的加熱回路有備份可支持；發(fā)生加熱回路無法關(guān)斷、熱敏電阻異常等情況，能夠剔除相應(yīng)加熱回路和熱敏電阻判斷，提高推進(jìn)熱控的可靠性。

針對采用表面張力貯箱的推進(jìn)系統(tǒng)，為保證落壓工作期間氧、燃蒸汽的可靠隔離，應(yīng)設(shè)置多級(jí)隔離措施。如在單向閥下游還應(yīng)設(shè)置自鎖閥，在系統(tǒng)不需要恒壓工作期間，關(guān)閉該自鎖閥，保證氧、燃增壓氣路通過自鎖閥和單向閥兩道隔離措施進(jìn)行隔離，以減少推進(jìn)劑蒸汽對單向閥的影響。

推進(jìn)系統(tǒng)研制各環(huán)節(jié)還需嚴(yán)防多余物對閥門/推進(jìn)管路類產(chǎn)品的堵塞、卡滯，加強(qiáng)過程控制。

2)減速發(fā)動(dòng)機(jī)的配置與可靠性設(shè)計(jì)

減速發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常工作直接影響火星制動(dòng)、進(jìn)入下降著陸末期減速成敗。在產(chǎn)品配置上可以綜合推力與比沖，選擇雙組元或單組元發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)采用多組發(fā)動(dòng)機(jī)配合使用，盡可能避免系統(tǒng)設(shè)計(jì)單點(diǎn)。在產(chǎn)品研制環(huán)節(jié)需要特別關(guān)注在使用前的長期飛行期間，發(fā)動(dòng)機(jī)自身的溫度條件及密封性能，進(jìn)行充分的考核驗(yàn)證。

2.2.2 降落傘系統(tǒng)設(shè)計(jì)

目前成功著陸火星任務(wù)的降落傘均采用基于“盤-縫-帶”傘的一級(jí)減速方案，利用火工品彈射降傘包彈出[14]。兩級(jí)傘減速系統(tǒng)開傘過程環(huán)節(jié)多，設(shè)計(jì)復(fù)雜，可靠性低；根據(jù)前面蘇聯(lián)、歐洲航天局的案例，采用兩級(jí)傘減速系統(tǒng)的任務(wù)均未成功。

根據(jù)降落傘工作特性，降落傘設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)充分考慮在軌開傘工況對傘衣強(qiáng)度、穩(wěn)定性的影響。如傘頂孔大小設(shè)計(jì)時(shí)，隨降落傘大小調(diào)整需進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計(jì)；各連接環(huán)節(jié)需充分考慮縫紉、轉(zhuǎn)接設(shè)計(jì)等工藝對強(qiáng)度的影響；傘衣及傘繩的設(shè)計(jì)強(qiáng)度需考慮在軌長期貯存后空間環(huán)境帶來的縮減效應(yīng)、開傘條件的不確定性，具備較高的安全裕度(如1.5倍的安全系數(shù))。

2.2.3 控制計(jì)算機(jī)容錯(cuò)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

針對蘇聯(lián)火星任務(wù)中單粒子引起計(jì)算機(jī)失效、日本希望號(hào)任務(wù)太陽耀斑引起的星上電源控制電路損壞、火星7號(hào)未正常進(jìn)入預(yù)定軌道問題，應(yīng)充分評(píng)估空間輻射環(huán)境影響，進(jìn)行充分的屏蔽設(shè)計(jì)，采取單粒子防護(hù)措施。考慮火星探測轉(zhuǎn)移及探測任務(wù)飛行時(shí)間長，壽命要求高，長期飛行期間可采用計(jì)算機(jī)冷備份方案[15]，以降低系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度；針對火星捕獲、進(jìn)入下降與著陸等窗口時(shí)序緊張、時(shí)機(jī)唯一且不可逆的環(huán)節(jié)，為了保證故障處理的實(shí)時(shí)性、可靠性，宜采用三機(jī)三取二的熱備份方式。

2.2.4 測控安全性設(shè)計(jì)

針對美國火星觀測者任務(wù)與地面失聯(lián)問題，測控通信設(shè)備在研制時(shí)需要針對火工品起爆沖擊等條件開展減振設(shè)計(jì)，并做好冗余備份。特別是針對調(diào)姿、變軌等特殊環(huán)節(jié)，應(yīng)建立全向天線通道低增益通信條件，作為高增益定向天線通道的備份，防止造成測控鏈路永久性中斷，無法恢復(fù)。在由于測控設(shè)備異常出現(xiàn)測控鏈路中斷的條件下，可通過GNC分系統(tǒng)配合實(shí)現(xiàn)整器調(diào)姿，逐漸由低增益過渡至高增益對地指向狀態(tài)，恢復(fù)對地通信鏈路。

2.3 軌道動(dòng)力學(xué)分析與變軌策略

1)開展軌道動(dòng)力學(xué)精確建模

針對火星氣候軌道器在軌發(fā)生的近火捕獲異常問題，應(yīng)充分識(shí)別探測器自身姿控、推力器卸載、以及不同姿態(tài)下太陽光壓阻力帶來的干擾影響，在軌道計(jì)算時(shí)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)精確建模。發(fā)射前地面提前開展探測器不同飛行姿態(tài)下基于精確外形模型的光壓分析；在軌針對巡航飛行期間姿控、推力器卸載產(chǎn)生的速度增量進(jìn)行定期標(biāo)定；對變軌期間的飛控動(dòng)作，應(yīng)加強(qiáng)關(guān)鍵過程軌道計(jì)算、變軌策略設(shè)計(jì)的多方復(fù)核復(fù)算。

2)大氣進(jìn)入前軌道實(shí)現(xiàn)

EDL大氣初始進(jìn)入條件(包括進(jìn)入角、初始位置、時(shí)刻等關(guān)鍵參數(shù))對保證彈道安全至關(guān)重要。針對火星2號(hào)出現(xiàn)的進(jìn)入初始軌道偏差較大問題，需要通過EDL前最后一次變軌保證精度。根據(jù)美國火星科學(xué)實(shí)驗(yàn)室任務(wù)的研制經(jīng)驗(yàn)[16]，需要綜合評(píng)估測定軌精度、變軌精度、地面操作復(fù)雜性等條件，盡可能在接近EDL時(shí)執(zhí)行。同時(shí)進(jìn)入器應(yīng)盡可能具備一定自主判斷邏輯，并配置對外導(dǎo)通、對稱安裝的成對姿控推力器，可以在最后一次變軌異常時(shí)自主實(shí)現(xiàn)軌控修正。

3)軌控故障預(yù)案設(shè)計(jì)

針對火星捕獲這種一次性不可逆過程，一旦推進(jìn)系統(tǒng)主發(fā)動(dòng)機(jī)無法點(diǎn)火工作或點(diǎn)火時(shí)間不足，將進(jìn)入繞日飛行軌道。在這種情況下，應(yīng)該充分做好故障預(yù)案設(shè)計(jì)，進(jìn)行繞日交會(huì)備份軌道設(shè)計(jì)(如日本希望號(hào))，研究地球、月球等借力飛行方案，盡可能通過軌道設(shè)計(jì)及飛行程序調(diào)整來挽救任務(wù)。

3 結(jié)束語

火星捕獲段、進(jìn)入下降與著陸段具有時(shí)間短、窗口唯一和不可逆的特點(diǎn)，期間涉及的環(huán)境要素多，且地面驗(yàn)證難度大，必須要開展極端工況分析，加強(qiáng)力學(xué)、大氣等環(huán)境條件適應(yīng)性設(shè)計(jì)；要充分重視飛行期間軌道動(dòng)力學(xué)分析與正常變軌策略優(yōu)化，保證近火捕獲安全高度、大氣進(jìn)入前初始條件等關(guān)鍵參數(shù)；同時(shí)開展完備的軌控故障預(yù)案設(shè)計(jì)，應(yīng)對可能出現(xiàn)的變軌極端故障，盡可能挽救任務(wù)；此外，尤其應(yīng)關(guān)注推進(jìn)、測控等關(guān)鍵系統(tǒng)的安全性設(shè)計(jì)，通過系統(tǒng)性的冗余與裕度設(shè)計(jì)提高關(guān)鍵動(dòng)作執(zhí)行的可靠性。本文通過對國外典型火星探測失敗案例的分析，系統(tǒng)歸納了設(shè)計(jì)上的關(guān)鍵要素與風(fēng)險(xiǎn)點(diǎn)，并提出了應(yīng)對策略，可以為后續(xù)的火星探測任務(wù)提供參考借鑒。