NASA拟发射2颗月球探测器

9月10日,为进一步了解月球,美国航空航天局（NASA）在佛罗里达州卡纳维拉尔角空军基地向月球发射2颗探测器。此次任务被命名为GRAIL（月球重力恢复和内部实验室）计划。     

NASA公布月球基地计划新细节

美国航空航天局（NASA）20日公布了建立月球基地计划的最新细节。     

柔性可展开月球居住舱发展现状

柔性可展开构型月球居住舱具有质量轻、内部空间大、对发射载具要求低等优点,是未来月球基地建设的优势方案之一。在综述了国内外柔性构型月球居住舱典型设计方案后,梳理了柔性月球居住舱的发展现状,分析对比了不同构型、不同形态柔性月球居住舱的优缺点。在此基础上,结合未来月球探测需求,论证了柔性月球居住舱的关键设计指标与评价体系。梳理了柔性构型月球居住舱发展的关键技术,包括系统总体设计、可控刚化、蒙皮材料选择与结构设计、折展方案设计与过程控制等,并介绍了可能的技术途径,可为中国未来月球居住舱设计与月球基地建设提供参考。     

月球探测技术途径和关键技术

从上世纪50年代末到70年代初,人类实现了对月球的探测和载人登月,对月球有了基本的认识,是至今了解最详细的星球。月球不仅是一个理想的太空观测站和进入深空的中转站,而且是揭开宇宙起源的重要实验室。因此,近年来世界上的一些主要航天国家对月球探测表现出强烈的兴趣。探测月球需要工程技术的支撑,只有工程技术能够做到,才有可能达到探测月球的目的。国外月球探测都采用了哪些技术途径?     

月球卫星运动的分析解

由于月球自转的缓慢及其引力位的特点，导致月球卫星与人造地球卫星的轨道变化有所不同。本文全面地讨论了这一问题，对月球卫星在过程中所受到的各种摄动因素作了详尽的分析，并在一定精度要求前提下，采用拟平均根数法，给出了相应的分析解。     

月球巡视探测器自主定向算法研究

月球巡视探测器自主导航是其能在月面执行探测任务的关键,而定向又是月球巡视探测器自主导航的一个重要组成部分,其定向精度将直接影响到月球巡视探测器定位性能。将CCD(ChargeCoupleDevice)太阳敏感器应用到月球巡视探测器上,用太阳敏感器测量太阳位置矢量,结合加速度计测量的重力矢量,利用QUEST算法推算了月球巡视探测器的姿态和航向,为月球巡视探测器构建了一套适用于长时间、长距离导航的绝对定向方案,通过理论分析和实际推算描述了该定向方案的具体实现过程,最后以仿真结果验证了该方案的可行性,为下一步月球巡视探测器定位研究提供了技术参考。     

雷达RCS测量的月球标定方法

提出利用月球的雷达标定方法，分析了月球作为脉冲雷达标定目标的电磁散射特性。研究了月球标定时雷达工作方式的有关问题，并对方法效能进行了评估。     

美国和欧洲完成月球体系结构研究

据美国航天局7月9日宣称，美国航空航天局（NAsA）和欧洲航天局（EsA）所进行的一项联合研究，在研发月球货物着陆系统、通信和导航系统、月球轨道永久性设施以及月球表面系统等方面，开创了实质性的双赢局面。NASA探测系统飞行任务综合办公室主任杰夫·约德在一次讲话中指出，在美国航天局开始实施其到2020年前将航天员送上月球的计划过程中，此项联合研究堪称与其他潜在合作伙伴进行探讨的典范。     

印度加入探月俱乐部

10月22日，印度首个月球探测器“月船”-1发射成功，这使得印度成亚洲第三个、世界第五个开展探月工程的国家。印度探月工程负责人表示，印度的月球探测器将对月表的岩层和固态水进行研究分析，以期揭示月球的起源问题。     

双月球近旁转向探月初步分析

分析了双月球近旁转向实现对月球多次探测的原理。基于圆锥曲线拼接法，建立了双月球近旁转向的简化数学模型．给出了一个初步分析算例，并与考虑精确动力学模型下的算例进行了比较。结果表明，该方法的结果同精确算例基本吻合，是一种有效的方法。     

令人失望——美月球着陆器竞赛以着火而告终

今年10月28日，美国Armadillo航空航天公司研制的月球着陆器，在竞赛中因发动机问题和其他机械故障而突然起火。     

印度发射首个月球探测器

印度空间研究组织10月22日在距离印度南部城市钦奈90km的萨迪什·达万航天中心用一枚极轨卫星运载火箭（PSLV）将印度首个月球探测器——“月船1号”发射升空。“月船1号”将环绕月球飞行2年。     

基于MBSE的月球科研站任务分析

月球探测在完成“绕落回”三步走后，从单点短期探测向建设月面基础设施的月球科研站长期探测转变，给月球探测任务的规划论证、总体设计、系统研制和在轨探测等提出了更高要求。本文采用基于模型的系统工程（MBSE）思想，提出适宜的基于模型的月球科研站系统分析正向流程，以系统模型作为载体依次深入剖析任务总体、任务使命需求和任务应用场景。通过开展基于模型的月球科研站任务分析，初步实现了月球科研站任务分析过程正向化、设计要素定义全量化、设计要素之间的关联表达显性化、月球科研站工程总体单位下发的研制要求有源化。     

月球探测卫星的轨道支持

主要讨论采用月球卫星的探测方式时，月球探测器对测控系统的轨道支持要求和实现手段。重点对月球卫星转移轨道段的轨道测量和确定方法进行研究，利用仿真的地面站的测距和测角资料进行了定轨误差分析。     

“嫦娥三号”成功登陆月球

“嫦娥三号”着陆器和“玉兔号”月球车成功着陆和巡视月球表面,实现了嫦娥工程的第二阶段目标,验证了一系列月球软着陆和环境适应技术。     

月球与深空探测频率规划研究

介绍国际电（ITU）和空间频率协调组（SFGC）关于月球与深空探测频率使用的一些规定和建议,研究国外月球与深空探测频率使用规划和发展趋势,探讨我国月球与深空探测频率使用需求,提出我国月球与深空探测频率建议和发展方向。     

日本启动登月和载人飞船计划

日本航宇探索局（JAXA）4月12日宣布，他们将于8月发射日本的第一个月球轨道探测器。该探测器造价320亿日元，约合2．69亿美元，名为“塞勒涅”，将由日本制造的H-2A型火箭送人太空。日本方面称，日本月球探测计划是继美国“阿波罗计划”之后最大规模的探月计划。     

月球探测器姿态大角度机动的反作用轮控制

研究了月球探测器转速与控制力矩受限的姿态大角度机动问题。根据时间变尺度思想，提出了双回路反馈的姿态大角度机动控制方法。以某型月球控测器为例，对该方法进行了仿真验证。结果表明，利用该控制方法，可使探测器以期望的角速度转动，从而完成探测器的姿态大角度机动。     

月球返回轨道再入角变化特征

再入角是航天器返回大气层时在再入点处速度方向与"地平面"之间的夹角。若忽略地球的非球形因素,则可近似的看做轨道切向与横向之间的夹角。为了避免探测器过热问题,一般再入角不宜太大,在3°～8°之间。文章以只在近月点进行一次制动的月球探测器的霍曼转移型的返回轨道为例,通过对轨道性质的分析和数值计算,说明地月相对位置和地球自转对月球返回轨道再入角的影响。分析和计算得到以下结论:1)对于相同的转移时间和固定的再入点,当月球位于南纬最高点时,则再入角的绝对值可以取到最小值;2)对于相同的转移时间和固定的再入角,当月球位于南纬最高点时,再入点的纬度可以取到最大值;3)转移时间越短,再入角的绝对值可以取到更小值,而再入点纬度可以取到更大值。以上这些极值对应的都是极轨轨道。     

月球导航星座轨道的地球GNSS可见性评估

随着月球探索进入一个新的时代,为确保未来月球任务的实时高精度定位,大幅提高登月航天器的自主性,且减少对地球基站的依赖,选取合适的轨道构建月球导航星座,并且实现月球导航星座与地球GNSS的通信链路同步尤为重要。为评估月球导航星座轨道中卫星接收GNSS信号的性能,首先对椭圆形月球冻结轨道(ELFO)、近直线晕轨道(NRHO)、顺行圆形轨道(PCO)和低月球轨道(LLO)4种轨道进行仿真。然后基于天线方向图等指标仿真了GNSS卫星信号,并依据主旁瓣波束宽度和载噪比等仿真结果评估了4种不同轨道卫星对GNSS的可见性。结果表明,NRHO和ELFO对GNSS星座有较好的可视效果,最高可见时间占比达99.57%,保障了绝大部分时间内能够稳定接收GNSS信号,有助于实现月球导航星座轨道卫星的轨道和时钟校正,并保证轨道的定位性能。