什么是深空探测器.doc

1、什么是深空探测器 深空探测示意图对月球和月球以外的天体和空间进行探测的无人航天器称为“深空探测器” ，又称“空间探测器” ，包括月球探测器、行星和行星际探测器、太阳探测器等。探测的主要目的是了解太阳系的起源、演变和现状；通过对太阳系内的各主要行星的比较研究，进一步认识地球环境的形成和演变；了解太阳系的变化历史；探索生命的起源和演变。空间探测器实现了对月球和行星的逼近观测和直接取样探测，开创了人类探索太阳系内天体的新阶段。探测器离开地球时必须获得足够大的速度才能克服或摆脱地球引力，实现深空飞行。探测器沿着与地球轨道和目标行星轨道都相切的日心椭圆轨道运行，就可能与目标行星相遇，或者增大速度以改变飞

2、行轨道，可以缩短飞抵目标行星的时间。例如，美国“旅行者 2 号探测器”的速度比双切轨道所要求的大 0.2 千米/秒，到达木星的时间就缩短了将近四分之一。深空探测器除自身的结构、服务等分系统，也有为完成任务而装备的有效载荷。深空探测器与人造卫星同属于无人航天器，在技术上有许多相同的地方，但也有其自身的特点和要求。在能源方面，由于它远离太阳，很难再依靠太阳能保证有效载荷正常工作，因此多采用核能产生电能。在通信方面，由于离地球距离更远，要求通信系统的可靠性更高。在控制和导航方面，深空探测器飞离地球几十万到几亿千米，速度大小和方向稍有误差，到达目标行星时就会出现很大偏差。因此就需要更加先进可靠的精确控

3、制和导航系统。有的探测器还具有自主姿态控制能力。美国国家航空航天局深空网目前，深空网（DSN）由位于美国加州戈尔德斯顿、澳大利亚堪培拉、西班牙马德里的三个深空通信设施（DSCC） ，位于加利福尼亚州帕萨迪那的控制中心，以及位于加州帕萨迪那附近和弗罗里达肯尼迪角的测试设施组成。深空通信设施与帕萨迪那控制中心每周7 天、每天 24 小时连续工作。可对深空航天器提供近连续的覆盖。三处设施中的每一处都具有 1 个 70m 天线、数个 34m 天线、1 个 26m 天线、1 个 11m 天线。34m、70m 天线用于支持深空任务，小一些的天线则用于地球轨道任务。控制中心远程控制 34m 和 70m天线，

4、产生并发送航天器指令，接收并处理航天器遥测。与其它地基网相比，深空网有如下主要特点：分布式运行控制：例如航天器运行控制，科学运行控制，数据获取等等；每一个任务都是特殊的，需要特殊适应；国际任务和跟踪资源之间的互操作；信噪比约束下的测控，很长的双向光行时；特殊的跟踪和导航技术，不能应用 GPS；多任务工具和服务的集成。面临未来深空任务挑战，下一代的深空网建设将分成两大部分：一是建设深空主干网，包括现有深空网全面升级至 Ka 频段，布设数百个天线组阵的天线阵，开展光通信技术研究，开发高效率深空通信设备和建设月球、火星卫星通信网络等；另一方面是建设与这个主干网相配套的工具和技术，包括提供多任务运行控

5、制的操作系统、软件和标准，创新的任务操作概念和更高级的深空任务设计、导航技术和用户工具等。通过二者的结合，最终建设一个行星际的网络。具体的时间表是，第一步在 2010 年实现大于 40Mbps 的高速数据传输，开展光通信演示验证；第二步是通过天线阵，支持 2018 年的美国重返月球计划；更长远的规划是应用光通信技术，实现 2020 年行星自动探测器 1000Mbps 的高速数据传输，并在增强光通信性能后支持 2030 年载人火星探测计划。一、 NASA 深空网现状NASA 深空网（Deep Space Network，DSN ）由位于美国加州戈尔德斯敦、澳大利亚堪培拉、西班牙马德里的 3 个地

6、面终端设施组成，相互之间经度相隔约 120，这样可以为深空探测器跟踪测量提供连续观测和适当的重叠弧段。每个地面终端设施最少包含 4 个深空站，并且每个深空站都配有高灵敏度的接收系统和大口径的抛物面天线，具体包括： 1 个直径为 34m 的高效率（High Efficiency，HEF）天线 1 个直径为 34m 的波束波导（Beam Waveguide，BWG）天线（戈尔德斯敦有 3 个） 1 个由 4 个 12m 天线组成的天线阵 1 个直径为 70m 的天线从 2005 年以来，深空网最主要的变化在于 26m 天线子网的退役和每个深空站 12m 天线阵安装的开始。从 2005 年到 203

7、0 年，根据深空任务中下行数据传输要求，传输速率和链路困难，预计增长到 106 量级。为了满足这种快速增长需求，必须采用一系列测量方法和新的技术手段。深空网现在的体系结构，使用大口径天线已不能有效满足 NASA 未来任务设置（灵敏度和导航） ，而且维护和运行过于昂贵。一种新的方法，就是使用可靠的、性价比较高、规模可变的小口径天线组成的天线阵来满足增长的需要。通过商业研究得出结论：在合理消费前提下，12m 天线是商业化可用的；万一天线或接收机未接收到信号，操作时可以提供满意的衰减；还可以满足 SMD 未来任务设计的科学数据传输速率要求。天线组阵概念可以满足数量上显著增长的探测器需要，因为天线阵可

8、以同时服务于几个任务，都可以提供满足每一个任务要求的口径。进一步来说，这些小天线相对于大天线来说拥有显著的商业化支持并拥有较长的生命周期。12m 天线阵设计的至少包含 400 个天线，相当于提供等效口径为 240m 的大天线或者在 X-频段比现在的 70m 天线能力提高 120 倍。子天线阵可以为几个探测器中每一个提供理想的口径。在空间不同地方的多个航天器或者空间相距较近的 16 个飞船能够使用天线阵的高灵敏度。在每个深空网地面站由 4 个 12m 天线组成的最初天线阵用来支持 2008 年晚些时候开始的 RLEP(机器人月球探测计划 )任务。在“谁使用谁投资”的思想指导下，天线阵经过一段时间

9、会不断增长以满足需要，2020 年将会完全达到计划的 400 个天线。二、 20102030 年深空网发展规划目前，NASA 深空任务的特点正在发生很大变化，深空网必须进行调整去适应这些变化。据估计，未来的任务将要求下行链路传输速率和数量增加 12 个数量级，上行链路数据率也可能增加 10100 倍。为了满足 NASA 及其他航天局任务迅速增加的需要，喷气推进实验室制定了一系列发展计划，重点放在优化结构，以及在预算不断削减的情况下降低操作维护费用、提高服务能力。目前，喷气推进实验室正在实施下述主要计划：1改造现有深空网尽管未来深空网的发展将主要依赖新的技术方法，但仍要立足于现有深空网并充分利用

10、其能力，其改造主要是：首先是延长 70m 天线的寿命，70m 天线是从 64m 天线扩展的，设计利用率为 25%，但大多数时间实际达到 80%。其次，高数传速率的需求驱使深空网实施 Ka 频段改造计划。改造 34m 和 70m 天线，使其具备 Ka 频段遥测下行链路能力，可以在不建造新天线的情况下使下行链路能力在原有基础上增加 4 倍。需改进的另一关键问题是上行链路传输能力。由于航天器上搭载的指令接收机从 S、X 频段减少到只有 X 频段，加上 70m 天线的 X 频段发射机只有 20kW（而 S 频段发射机为400kW） ，DSN 可以通过提高发射功率或研制上行链路天线阵的方法解决此问题。此

11、外，深空网正在实施多目标支持（MSPA ）计划，即一个天线可以支持同时出现在其波束范围内的多个目标。目前，一个天线可以同时支持两个目标，但操作的复杂性和劳动量很大。将来，通过对深空网的自动化改造，每个天线可以同时支持 4 个目标。2甚大规模天线阵计划为满足未来数传速率不断增加的要求，一个方案是建造 34m 或 70m 天线，一种更经济的方案是利用大量小口径（10m 级）天线组阵。NASA 计划在南半球和北半球 2 或 3 个不同经度的位置布置甚大规模天线阵。该计划具体目标是，到 2008 年使天线阵的口径等效于 2.8 个 70m 口径天线；到 2020 年将深空网的信号接收能力提高 1005

12、00 倍。为了同时支持大量任务，每个天线阵可以划分为数个子阵。每个子阵由指向同一方向的所有天线组成，作用在一起相当于一个大天线。组成子阵的天线可以位于不同的地点，而且是动态的，可以在航天器过境期间随意改变，但不影响跟踪通信。3深空光学通信网能将传输速率提高几个数量级的另一种方法是采用光学通信。光学天-地链路的地球端有两种实现方案地基和天基，但目前更倾向于前者。在地基方案中，将采用几个 10m望远镜接收深空信号。地基方案中，望远镜的部署有两种方法。第一种方法称作“线性分散光学子网” （LDOS） ，即沿地球一周等间距地布置 67 个光学望远镜，NASA 需要建立新的测站和基础设施。第二种方法称作

13、“集群配置光学子网” （CDOS） ，在每个站上布置3 个 10m 光学望远镜，全球共 9 个。空基方案是在中、高地球轨道上部署光学望远镜。由于空间减少了 3dB 的大气信号衰减，光学望远镜的大小减至 7m 左右。但空基站的成本是地基站的 8 倍，而且同时只能支持一个目标。目前，光学通信方案还处在概念研究阶段。JPL 建立了光学通信技术实验室，开发出了 1m 的光学望远镜样机进行实验。从长远来看， JPL 将在大多数深空任务中采用光学通信，以支持无法用射频通信满足的高速率任务。4建立火星网星际 InternetNASA 的火星观测计划（MSP）正在开发火星轨道上的通信及导航卫星星座，称作火星网

14、，用来支持未来火星探测中通信和导航之需要。该网络由低成本小卫星以及火星中继卫星组成，也是“星际 Internet”最先实现的组成部分。作为 DSN 的扩展，该网络必须能够支持各种不同的用户，包括已规划的任务和尚未出现的任务概念。火星网对用户的支持必须是高效的、大量自主的，以满足用户数量不断增加的需要。该网本身的操作也是以一种高效、自主的方式进行。俄罗斯深空测控网 目前俄罗斯深空网由 3 个地面站、2 个指控中心（MCC ）和 2 个弹道中心（BC）组成。3 个地面站分别是乌苏里斯克、叶夫帕托里亚、熊湖。乌苏里斯克配置的是 25m（发） 、32m（收）和 70 m（收/发）站，叶夫帕托里亚拥有

15、32m（发） 、70m（收/发）站，熊湖则是 32m（收） 、64m （收）站。东、西两站经度相隔 100左右，提供了从前苏联本土最长的接力观测时间，并可构成尽可能长的基线。 深空任务的主控中心位于加里宁格勒，备用和本地指控中心与叶夫帕托里亚站在一起。2个弹道中心分别设在莫斯科附近的飞行控制中心（FCC）和俄罗斯科学院的应用数学所。1. 任务指控中心（MCC）探测器的飞行和工作控制由 MCC 的操作控制组（COCG）完成。该组的人员来自探测器研制和空间飞行控制过程制订部门，分为任务执行小组、分析小组、飞行规划小组、测控规划和分析小组、弹道组、通信组。MCC 中的信息处理设施包括三大计算机程控系

16、统：自动处理和分析遥测信息的系统、程控遥控系统和信息显示系统。 2. 弹道中心 该中心的主要功能是确定探测器的真实飞行弹（轨）道，并预报两次弹道测量过程之间的飞行路径。作弹道修正的准备过程中，弹道中心要计算出探测器从某一弹道转移到另一弹道所需机动飞行参数。探测器机动数据以数字形式送到相应测控站，再通过无线电通信链路送到探测器，插入探测器控制系统的定时器，以便在预定时间修正探测器的飞行路径。 2 个弹道中心独立计算探测器的弹道和机动参数，计算结果进行比对，如相同则可使用。弹道中心计算出的数据送往测控站，以便计算目标引导数据以及规划未来探测器操作。3. 测控设备目前叶夫帕托里亚站的测控设备是 80

17、 年代研制的“ 量子-D” 。该站主要利用直径 70m的收发天线，站中还有一个 32m 发射天线及相应设备。 70m 设备除完成对深空探测器的测控任务外，还可以其巨型天线和大功率厘米波发射机构成行星雷达，有规律地实施对火星、金星、水星的测距测速（测距精度为 0.32 km） ，从回波信号中获得有关行星表面物理结构及行星旋转参数，绘制多种用途的行星表面的雷达图（亮度图、地貌图、地形高程图等） 。 乌苏里斯克站的设备组成与叶夫帕托里亚站基本相似，只是没有行星雷达设备，32m 天线设备只用于接收，而用 25 m 天线设备作为备份发射设备。熊湖站的 32m 、64 m 天线设备只用于科学信息的接收。4

18、. 信号检测和遥测信息处理系统 射频信号的检测和解调由一台程控数字式接收机完成。该系统实时识别帧和字同步信息、探测器上时标，分离各通道的信息，利用模数变换器和磁带机记录这些信息，将相应信息送往用户，以串行或并行码进入通信信道，时间同步精度为1ms。 5. 弹道测量系统 利用载波多普勒测量法测量探测器的径向速度，应答方式和非应答方式都可测量。通过压缩通带，提高探测器和地面接收机的信噪比，即在产生地面发射机载频和接收机外差信号时，程控频综器将频率偏移一个相当于多普勒移的预期值。 采用相位法进行测距，基于测量测距信号的传播时延，测距信号在地面发射机中调制在载波上，由探测器应答机转发。 由于深空飞行的

19、探测器位置事先是知道的，所以不需要测整个距离，仅需要对事先确定的值进行验证和某种改进即可（分米波段测距无模糊距离为 5 000 km，厘米波段为 500 km） 。采用差分甚长基线干涉仪测量（VLBI） ，可大大缩短测轨时间并提高定轨精度。俄罗斯 3 个深空站可构成差分甚长基线干涉仪，叶夫帕托里亚到熊湖的基线长达 1200 km，到乌苏里斯克的基线达 6900 km，利用这些基线测角精度可望达到 0.050.1 。 6. 程控指令信息系统 任务指控中心制订与探测器通信的计划，形式是操作指令和数字指令的一个顺序表，定时精度为 0.1 s，通过高可靠性通信信道传送，并自动储存在程控指令系统存储器内

20、，其容量为 6000 个 9 位字。在与探测器通信期间，该计划送到发射机调制器。指令送到调制器上时，任务指控中心对这些指令自动进行检验。7新的深空测控系统 经过几个阶段的现代化改造， “量子-D”虽可以满足目前的需要，但已过时，且寿命已满。而且，俄罗斯未来的深空任务将使用 X 频段， “量子-D”的工作频段也不能满足需要。 上述原因促使开发了下一代深空测控系统“木星” 。 “木星”的设计满足下述要求：(1)上、下行链路采用 X 频段；(2)使用效率更高的编码技术提高链路的性能；(3)提高轨道测量信息容量和精度；提高遥测和遥控数据速率。(4) “木星”系统于 20042005 年间投入使用，用来

21、支持 20052015 年之间的深空探测任务。该系统将安装在叶夫帕托里亚、乌苏里斯克与熊湖站。熊湖站使用 64 m 和 32 m 天线。 “木星”测控系统现有的高效 70 m 和 32 m 天线经适当的现代化改造后仍将使用。新系统的电子设备采用先进的部件制造，包括专用大规模集成电路，应用专用处理器和个人计算机等数字方法进行信号和数据处理，许多功能和操作模式用软件而不是硬件的方法来实现。系统的控制和操作监视是自动进行的。所有这些方法都将减少设备体积、操作人员数量，最终降低测控站的操作费用。考虑到“木星”站的使用寿命要达到 20 年，设备的研制将尽可能地为该站今后进一步现代化提供方便，以便在运行过

22、程中改造个别系统而不影响该站其余系统的操作。 在高电子迁移场效应晶体管的基础上开发出了工作波长为 3.5 cm 的低噪声接收设备，闭环低温制冷器将放大器保持在液氦的温度，噪声温度预期小于 10 K。 采用特殊的高效专用计算处理器，信号跟踪、信号解调、轨道测量等任务打算采用硬件和软件相结合的方式实现。接收遥测数据的信道打算采用 CCSDS 建议的级联码，在信噪比较低的情况下将采用 Turbo 码。支持高远地点地球卫星时，遥测数据速率将增加到 1 Mbps。 “木星”测控系统将为 70m 天线配备新的工作波长 4.2 cm 的 2040 kW 的发射机，为 32 m 天线配备 510 kW 的发射

23、机。为提供所需的可靠性，测控站上的所有设备都有备份。 调制技术、信号结构等方面的 CCSDS 建议将最大程度地用于“木星”站。该站贯彻CCSDS 建议将有助于俄罗斯深空测控通信网参与国际合作。新系统还将具有收发异地的三向多普勒测量能力，从而测得发射站探测器接收站距离和的变化率。 叶夫帕托里亚站现有的工作波长为 6 cm 的 200 kW 发射机以及相应的信号处理设备被保留，用于行星无线电定位。70 m 天线中现有的波段为 0.33、1.7 、2.3 和 5 GHz 的接收信道打算用于射电天文实验。 欧洲航天局的深空站 欧洲航天局（ESA）早期的深空任务,如“乔托号” （Giotto ）和“尤利

24、西斯号”(Ulysses） ，是由 NASA 深空网（DSN）的地面站提供支持的。为了确保独立地进行下一代深空行星的探测任务（“火星快车” （Mars Express） 、 “罗塞塔” （Rosetta） 、 “金星快车”（Venus Express）和“贝皮克伦木” （Bepi Colombo）水星探测） ，ESA 于 20 世纪 90 年代后期通过欧洲航天操作中心（ESOC）和科学理事会在西澳大利亚建立了新诺舍深空站，于 21 世纪初在西班牙建立了塞布莱罗斯深空站。一、西澳大利亚新诺舍（New Norcia）深空站除已经投入使用的新诺舍和塞布莱罗斯的 35 米深空站外，未来几年 ESA 还

25、将配置第三个 35 米深空站，从而组成 ESA 自己的全球深空网。从目前掌握的材料分析，3 个深空站配置大同小异，均具有遥测、遥控、跟踪、测速、测距和 DOR 测量等能力。新诺舍 35 米深空站是为深空航天器“火星快车”和“罗赛塔”提供测控支持而建设的。该项目于 1998 年启动，2002 年 10 月建成并投入使用。该站位于澳大利亚西部城市珀斯附近的小镇新诺舍以南 8 千米处，该处远离城市，人烟稀少，拥有优越的电磁环境、极好的气候条件以及完美的深空操作纬度，十分适宜深空站建设。另外，西澳大利亚有着高质量的电信基础设施。新诺舍 35 米深空站由 35 米口径波束波导天线及馈源系统、射频信道（含

26、 S、X 频段上/下行链路，Ka 频段下行链路） 、中频调制解调系统（IFMS） 、时间统一及频率源系统、测试标校系统（如距离校零设备） 、辅助系统（如低温制冷系统、电源系统） ，系统监控台等组成。新诺舍 35 米深空站具有强大的远程操控能力，欧洲航天操作中心通过通信链路对其实施远程操作，深空站已经完全做到了无人值守。也正因为如此，要求深空站有很高的可用度。新诺舍 35 米深空站系统设计时其主要信道采用了 1:1 热备份冗余设计，中频调制解调系统（IFMS）按 2:1 热备份设计。二、西班牙塞布莱罗斯（Cebreros ）站2003 年 2 月西班牙的塞布莱罗斯地面站开始实际建设，2004 年

27、 3 月现场实际移交给ESA，并进行了现场基础设施的重新装修和新发电站的安装。2005 年 8 月整个系统验收，9 月 30 日新地面站准备就绪。同所有其它的 ESA 地面站一样，塞布莱罗斯站的天线将由在德国达尔姆施塔特的欧洲航天操作中心远距离控制和操作。这样就可以不配备长期人员，并将定期检修人员到站的次数减少为每周 1 次。该站位于西班牙首都马德里西北约 70 千米的山区，距 NASA 深空网马德里站较近。该地区电磁环境好，气候干燥，适合深空站的建设。该站的设备组成和技术性能与新诺舍站相似，但工作频段由于西班牙马德里地区 3GHz 移动通信的干扰，只有 X 频段上/下行和Ka 频段下行能力。

28、如果需要，经过改造还可以增加 Ka 波段上行能力。从 2005 年底开始，该站将具备空间链路延伸（SLE ）服务能力，比特率可以达到 2Mbit/s。该站将由在德国达尔姆施塔特的欧洲航天操作中心远距离控制和操作，其支持的第一个深空任务是 ESA 的“金星快车” 。国外探测火星计划 2009-09-19 10:37:59 1962 年 11 月，苏联发射人类历史上第一颗火星探测器“火星 1 号” （Mars 1） 。迄今为止，人类共向火星发射了 42 颗探测器，其中美国 20 颗，苏联/俄罗斯 19 颗，欧洲 2 颗，日本 1 颗。在已取得成功（包括部分成功）的 20 颗火星探测器中，美国 13

29、 颗，苏联/俄罗斯 5 颗，欧洲 2 颗。其中火星飞越探测器 4 颗，火星轨道器 9 颗，火星登陆器 7 颗。目前仍在运行的火星探测器有 7 颗，其中 3 颗在火星表面运行的探测器均属于美国，分别是 “勇气”号和“机遇”号火星车，以及此次的“凤凰”号火星探测器。另外，美国在 2007年 9 月发射了飞越火星的“黎明”号探测器，预计 2009 年到达火星。按计划，美国国家航空航天局将会在 2009 年将名为“火星科学实验室”的登陆器送上火星。该登陆器使用核动力，将带有大量分析检测设备，用以探明火星上岩石和土壤的成分，寻找可能形成火星生命的化学成分，能在火星上持续工作许多年。美国还计划于 2031

30、 年进行载人登陆火星。欧洲于 2004 年 2 月 3 日公布了“极光计划” 。俄罗斯计划在2009 年 10 月发射“火卫一土壤”火星探测器，并计划在 2035 年后开始载人火星之旅。美国“凤凰”号火星探测器成功着陆火星 2009-09-19 10:36:33 美国“凤凰”号火星探测器于北京时间 5 月 26 日 7 时 38 分以“软着陆”方式成功降落在火星的北极地区。 “凤凰”号探测器是 2007 年 8 月 4 日发射的，经过 10 个月飞行，长途跋涉 6.79 亿千米后成功登陆火星。这是继 2004 年“勇气”号和“机遇”号之后，美国火星探测器再次成功登陆火星。“凤凰”号探测器长 5

31、.5 米，宽 1.5 米，重约 350 千克，其中携带的科学仪器重 55千克。探测器上装有 7 种探测设备：机械挖掘臂，机械臂照相机，热量和释出气体分析仪，显微镜以及电化学和传导性分析仪器，立体照相机，气象站，火星降落成像仪。 “凤凰”号火星探测器计划共耗资 4.2 亿美元。按照计划， “凤凰”号探测器将在火星上展开为期 90 天的探测活动。 “凤凰”号靠 3条机械臂支撑，不能移动，只能在原地开展探测。其探测目的为：探测由“奥德赛”探测器（2001 年到达火星）在火星北纬 65 度以北地区发现的冰冻层的真实情况，并分析冰冻层是否曾融为液态水。挖掘火星土壤样本，帮助科学家分析土壤中是否存在有机化

32、合物。科学家可根据水和有机化合物这两条线索，进一步推断火星现在或者以前的环境是否适宜生命存在。日本迈出探月第一步 2009-09-19 10:38:47 北京时间 9 月 14 日上午 9 时 31 分，日本探月卫星“月亮女神”号发射升空。45 分钟后， “月亮女神”号在太平洋智利海湾上空约 390 千米处与运载火箭分离，进入围绕地球的椭圆形轨道。预计“月亮女神”号将在发射升空 20 天后到达月球附近，10 月下旬进入绕月轨道。主卫星最终将进入距离月球表面 100 千米的极地轨道，两颗子卫星进入比主卫星轨道更高的各自的椭圆形轨道。子卫星未安装推进和姿态调整系统，分离后将利用自旋保持稳定。日本科

33、研人员称，这是日本 2025 年建立载人空间站目标的第一步。日本希望探月计划能比中国和印度的同类探月计划领先一小步。“月亮女神”号探月卫星计划耗资 550 亿日元（约 4.68 亿美元） ，是美国“阿波罗”计划以来规模最大的探月项目，超过苏联的探月计划及美国航空航天局的“克莱门汀”和“月球勘探者”计划。 “月亮女神”卫星本身造价约合 2.72 亿美元，包括一颗主卫星和两颗子卫星，由日本 H-2A 火箭以“一箭三星”方式发射。主卫星重 3 吨，长、宽各约 2.1 米，高 4.8 米；搭载 14 台观测设备，用于探测分析月球化学成分构成、矿产分布、表面地形、表层结构和月球磁场。两颗子卫星重量均为

34、50 千克，一颗主要用于保障与地面的通信，另一颗用于测量月球的重力场。此次观测计划是首次利用子卫星进行电波中转，并且将是世界上首次对月球背面重力场进行直接观测。 “月亮女神”号探月计划肩负 3 项任务，分别是探索月球和地球的起源、观测月球表面空间环境从而为未来在月球建立基地提供科学数据、借助月球观测外层空间。按计划， “月亮女神”将绕月飞行 1 年，之后坠落在月球表面。日本自上世纪 80 年代中期开始启动探月计划，先后发射“缪斯 A”科学卫星和“月球-A”月球探测器，均以失败告终。1996 年，日本提出建造永久月球基地的计划，预计投资260 多亿美元，利用 30 年时间建成月球基地。2005

35、年 1 月，日本航空航天探索局（JAXA）重新公布了未来 20 年的空间开发远景规划草案。在 “月亮女神”发射之后，日本准备在 10 年内发射无人登月探测器，并争取于 2025 年左右，在月球表面建立无人探测基地。印度成功发射“月球初航-1” 探测器 2009-09-19 10:35:38 北京时间 2008 年 10 月 22 日 8 时 52 分（印度当地时间 6 时 22 分） ，印度空间研究组织在斯里哈里科塔航天发射场使用“极轨卫星运载火箭”成功发射“月球初航-1”（Chandrayaan-1）探测器。发射后 17.5 分钟， “月球初航-1 ”探测器进入 256 千米22866千米、

36、倾角为 17.8 度的过渡轨道，并将在 11 月 8 日前后进入距离月面为 100 千米的环月轨道，对月球进行为期 2 年的探测。“月球初航-1”探测器共携带 11 台科学探测仪器，其中印度 5 台、欧洲航天局 3 台、美国 2 台、保加利亚 1 台。这些科学探测仪器的主要任务包括：测绘月球表面的高分辨率三维地图。利用的仪器有：地形测绘相机，其空间分辨率为 5 米、幅宽为 20 千米；超光谱成像仪，其光谱分辨率为 15 纳米、空间分辨率为 80 米、幅宽为 40 千米；月球激光测距仪，其垂直分辨率为 10 米。对月球表面进行科学考察。利用的仪器有：高能 X 射线光谱仪、低能 X 射线光谱仪、红

37、外光谱仪、低能原子反射分析仪、袖珍型合成孔径雷达、月球矿物测绘仪、辐射剂量监视仪。完成月球表面撞击试验。在“月球初航-1”探测器顶部安装有“月球撞击器” ，质量为 29 千克，表面贴有印度国旗的标志。随着“月球撞击器”抵达月球，意味着印度国旗也随之“安插”在月球表面。印度的“探月计划”分三个阶段实施，首先发射“月球初航-1”探测器，完成月面测绘任务；然后在 20112012 年与俄罗斯合作实施“月球初航-2”探测任务，实现“月球漫游者”机器人软着陆；第三阶段是在 2014 年前后进行载人航天发射，并计划 2020 年前后实现载人登月。由于载人登月是一项高技术、高投入、高风险的工程，对于印度目前

38、航天运载和航天测控技术以及航天产品的安全性与可靠性来说，都是颇大的技术挑战。同时，为实现雄心勃勃的载人登月计划，需大幅增加航天投入，这对于人口超过 10 亿、人均GDP 不足 1000 美元的印度来说也有一定困难。近一年多来，日本、中国、印度接连发射月球探测器，引起世界广泛关注，认为亚洲正在开展一场“空间竞赛” ，其目标不仅是通过自主研制和国际合作来推动本国航天技术的发展，更是为确立在亚洲地区航天领先地位，进而提升国际地位。NASA 成功发射月球探测器 2009-09-19 09:45:14 2009 年北京时间 6 月 19 日 5 时 32 分，美国航空航天局（NASA）从佛罗里达州卡纳维

39、拉尔角空军站用宇宙神 5 火箭以一箭双星方式成功发射月球勘测轨道器（LRO）及月球坑观测与遥感卫星（LCROSS） 。一、 任务概述此次任务的目标是：描述月球表面环境并选取合适的着陆场，确定月球表面是否存在水冰，演示验证新技术。火箭起飞后 2700 秒，月球勘测轨道器与月球坑观测与遥感卫星成功分离。之后，月球勘测轨道器经过 60 天的飞行将进入月表面上 50 千米的圆极轨道，并驻留至少 1 年的时间，收集月球表面信息。主要目标是确定月球着陆点，绘制高清晰三维月球地图。月球坑观测与遥感卫星由守望航天器和半人马座上面级火箭两部分组成，主要任务是探测月球表面是否存在水冰。在与月球勘测轨道器成功实施分

40、离后，月球坑观测与遥感卫星将用四个月的时间到达月球近地轨道。之后，守望航天器与半人马座火箭分离，半人马座火箭点火并加速到以 2.5 千米/ 秒的飞行速度碰撞月球表面，产生一个直径 27 米、深 5 米的弹坑。守望航天器跟在半人马座火箭后约 10 分钟的飞行路程，就近观测半人马座的撞击过程和撞击后产生的烟云。之后，守望航天器将对月球表面实施第二次撞击，产生一个直径 18 米、深 3 米的弹坑。二、 有效载荷情况月球勘测轨道器总重 1,916 千克，干重 1,018 千克，燃料 898 千克，功率 685 瓦，采用三轴稳定指向控制平台，电源采用太阳电池阵和锂离子电池，数据传输采用 Ka 波段高速下

41、行链路和 S 波段低速双向链路。月球勘测轨道器由宇宙射线辐射效应望远镜、 “占卜者”月球辐射计实验仪、莱曼阿尔法绘图制作仪、月球探索中子探测器、月球轨道器激光测高计、月球勘测轨道器照相仪、微型射频技术演示仪 7 种有效载荷组成，测量的月球表面原始数据都将存储到行星数据系统中。月球坑观测与遥感卫星总重 834 千克，其中干重 534 千克，燃料重 300 千克，由电源系统、姿态控制系统、通信系统、推进系统、热控系统、电子和分析软件系统组成，包括5 台相机、3 台光谱仪和 1 台光度计。数据传输率为 554.5kbit/s，采用太阳电池阵和锂离子电池，峰值功率 372 瓦。具备数据存储和实时下行的

42、能力，数据传输采用 Ka 频段高速率下行，S 频段低速率下行/ 上行，2 副 S 频段的全向天线和 2 副中增益天线。四、任务的意义此次月球探测器发射是 NASA 进入新世纪以来探月活动的第一步，为以后探月活动的顺利开展奠定了基础。而且，此次探月活动本身也具有较大的空间探索意义。首先，月球探测器对月表的着陆场进行科学地选取，这是后续的载人登月活动成功的前提和基础。其次，月球探测器绘制精确三维月球地图，对月球表面和次表面进行科学研究，将有助于人们对月球的有更深层的了解，为今后在月球建立基地创造有利条件。测控通信系统测控通信系统的主要任务是完成飞行试验的地面测量和控制任务。在原有卫星测控通信网的基

43、础上，研制了符合国际标准体制、可进行国际联网的 S 波段统一测控通信系统，形成了新的陆海基载人航天测控通信网。主要包括北京、东风、西安三个指挥控制中心，渭南、青岛等固定测控站和活动测控站以及四艘“远望”号测量船。 空间站在载人飞船取得成功后，前苏联在 20 世纪 70 年代适时调整其载人活动重点，建造载人轨道站成为前苏联载人航天活动的目标。空间站是一种能在轨道上长期运行、具有一定科学技术试验能力或生产能力的有人居住航天器。空间站的发展历程分为：试验性空间站；简易空间站；永久性载人空间站。礼炮”号空间站 苏联在同美国竞争登月失败后，为了在下一轮的竞赛中获得主动，决定全力以赴发展空间站计划，并希望

44、成为 19 世纪惊天动地的壮举。苏联于 1971 年 4 月 19 日，发射了世界上第一个空间站“礼炮 1 号”,之后又陆续发射了 6 个礼炮空间站，从它们的发展又可分为两代：第一代有五个，即礼炮 1 至 5 号空间站；第二代有两个，礼炮 6 至 7 号空间站。1） 第一代礼炮号空间站由三大部分组成：过渡舱、工作舱和设备舱。过渡舱：一般长 3 米，直径 2 米。在这舱体上装有一些重要的仪器和设备，其中有用于天文物理学研究的猎户星座望远镜、人工与空间站对接时所使用的交会雷达定位光学瞄准仪、外部电视摄像机、温度调节系统的设备、陨石撞击探测器仪表板、氢燃料泵和液体流星控制器等。舱外壁装有对接停靠用的

45、无线电设备的天线、姿态传感器和指示灯等。工作舱：它由两个直径不同的圆柱体组成，中间由一个 1.2 米长的截锥体作为过渡通道将其连接起来。小直径为 2.9 米，其舱体为第一工作舱；大直径为 4.15 米，长为 4.1 米，其舱体称为第二工作舱，总长为 9 米左右。第一工作舱内能操纵空间站的主工作台及控制站上系统工作的仪器。生命保障系统的控制板及空气再生装置也在此舱内，舱的左右侧设有仪器设备架。在舱外下部安装有传感器阵列，其中包括垂直/水平传感器、恒星传感器、光学瞄准仪和姿态传感器等，还有三个太阳能电池板（礼炮一号只有两个） 。第二工作舱内设有科学仪器舱，其内装有 X 射线望远镜，空间站一共安装七

46、块仪表面板，其中有四块在此舱内。还装有导航/机动控制陀螺系统。这里设有食品冷藏柜、供水系统的水箱、两个向舱外排除各种废物用的气闸室及在壁橱内的保健-卫生包。上部设有睡眠袋。工作台后侧是“太空体育场” ，装有自行车侧功器和跑步器。第一工作舱侧壁外表面用作空间站温度调节系统外回路的辐射散热器（面积为 31 平方米） ，在此回路中循环着热载体（工作温度范围为-70+100的硅有机化合物） 。第二工作舱侧壁外面是防热层，防热层为真空隔热层，再往里面才是工作舱结构的承力密封壳。这种结构能很好地防护微流星粒子对密闭工作舱的作用。设备舱：直径为 2.2 米，长度为 3.7 米。这是非密封舱段，其内装有轨道修

47、正发动机装置及姿态控制发动机组、离子传感器。舱体外部安装有交会雷达天线和一架电视摄像机。2） 第二代礼炮号空间站在第一代基础上进行了改进，它也有过渡舱、工作舱和设备舱三大部分。过渡舱：直径为 2 米，长度略有加长，为 3.4 米。包括一个标准的对接装置和一个内部隔板，隔板上具有一个通过联盟号飞船至舱外活动（EVA）的通路。舱外活动的航天员可以利用礼炮号侧面上专门设计的舱口进入空间。工作舱：此处是航天员工作与生活的地方。由两个长度分别为 3.5 米和 4.5 米，直径分别为 2.9 米和 4.15 米的圆柱体组成，分别称为第一、第二工作舱。其间由一个 1.2 米长的截锥体相连接。总长度为 9.5

48、 米。第二工作舱安装有主要的科学仪器和实验设备。其中有空间站最大的科学仪器 BST-1M 亚毫米望远镜和 MKF-6M 多光谱相机。设备舱：在第一代礼炮号空间站上，这个舱的长为 3.7 米，直径为 2.2 米，并在尾部端面装有一台轨道修正发动机装置，在舱体周围还装有姿态控制的推力器。而第二代礼炮号空间站上的这一部分是为了安装第二个对接装置，已经完全做了重新设计。该舱的直径扩大到 4.5 米，长度却缩短了 2.2 米。3） 技术改进:第一代礼炮号空间站的工作寿命是由姿态控制推力器所携带的推进剂量而决定的。为了延长礼炮号空间站的工作寿命，苏联对第二代礼炮号空间站的发动机系统和推进剂供应系统作了重大

49、的改进。不论是主发动机（两个推力室在对接装置两侧） ，还是姿态控制推力器（分四组呈“+ ”形排列在设备舱尾端四周） ，使用相同的燃烧剂和氧化剂，并由相同的推进剂箱供应。在发射阶段，第二代礼炮号空间站安装的主要设备都采取了装有覆盖保护罩的措施。保护罩将过渡舱和第二工作舱整个的覆盖上，即从直径 4.15 米的工作舱一直到过渡舱前的对接装置未端。而礼炮一号空间站的保护罩只覆盖过渡舱。第二代礼炮号空间站的一些系统比第一代也有了改进。第二代礼炮号空间站的温度调节和姿态控制系统安装在空间站的末端。使用了带有陀螺仪的卡斯卡德（KASKAD）系统，可以准确地确定出相对于地球的方位。同时，通过能够测量“离子风”流动的离子传感器，可确定出空间站的飞行方向。第二代礼炮号空间站上的“德尔它”导航系统采用了礼炮2M 型星载计算机，可以连续地读出无线电高度计，径向速度计和太阳传感器中的参数，从而预报出 24 小时的空间站位置，并能自动确定飞行轨道参数，控制通讯时间。收集到的数据可以在礼炮号 2M 计算机内长期贮存，也可以在荧光屏上显示或用电传机打印出来。这套导航系统的精度：地面坐标误差 23 公里，高度误差为几百米。第二代礼炮号空间站增加了