欧洲将发射第1个月球探测器

□□欧空局将于2003年8月22日发射欧洲第1个月球探测器SMART-1(SMART是英文Small Mission for Advanced Research in Techology的缩写,可译为“小型先进技术研究任务”)。SMART-1将使欧洲成为继苏联、美国和日本之后,世界上第4个独立发射月球探测器的国家或组织。该探测器用阿里安-5火箭从库鲁航天中心发射升空,进入一条椭圆轨道。然后它与阿里安-5分离,依靠自己的太阳电推进系统推动,极其缓慢地提高轨道高度,直至16个月以后,进入环绕月球的轨道,成为月球的卫星。 SMART是一项为未来开展长期、宏伟的科学任务创造条件的新技术试验…     

有限推力变轨的月球探测器发射轨道设计

月球探测器的发射是一个多体问题,也是严格的轨道交会问题。发射轨道方案从理论上有很多种形式,但在工程应用中,受到火箭能力、发射场和测控条件等多种因素制约,方案选择限制非常严格。利用现有火箭,采用有限推力从停泊轨道转移发射是最常用的一种发射方式。本文以某典型火箭为例,对采用有限推力变轨方案的奔月轨道设计流程、发射方案、轨道设计方法、精度分析、发射窗口设计进行了详细分析和研究。     

中国首个月球探测器2007年发射

2004年2月25日国防科工委宣布:中国绕月探测工程于当日起正式实施,并将绕月探测工程正式命名为"嫦娥工程".     

美航宇局推迟发射月球探测器

为缓解发射安排上的压力,美国航宇局已将其“月球侦察轨道器”（LRO）的发射时间从原定的今年12月初推迟到2009年2月底。LRO将由宇宙神5火箭发射。作为美重返月球计划的第一步,该探测器的任务是为航天员重返月球选取可能的着陆地点。美航宇局是在与美国空军就交换发射时机达成一致后做出推迟发射决定的。美国空军将利用LRO原定的发射时段发射其X-37B试验性可重复使用无人驾驶航天飞机。此次推迟意味着航宇局将错过布什政府提出的2008年前用无人探测器探测月球的目标。推迟可能使该局多花费最多700万美元的费用。     

美国计划发射新型月球探测器

据《新科学家》报道，第一批月球“殖民者”可能不是人类，而是弹跳能力极高，一蹦就能超过1000m的机器人。雷神（Raytheon）公司的工程师们已经开发出一种绰号为“月球企鹅”的新型机器人，有朝一日，借助一组小型火箭助推器，它可以在月球崎岖不平的表面穿越危险的陨石坑和高高的山脉。     

美国新发射的圣杯月球探测器简介

2011年9月10日,美国成功发射＂圣杯＂（GRAIL,又名＂重力恢复与内部实验室＂）探测器,其主要任务是探测月球重力场和内部结构。GRAIL包括两个相同的月球探测器,分别为GRAIL-A和B,它们运行在50km的近圆形月球极轨道上,利用Ka频段在两个探测器之间进行高精度距离变化率测量,通过对这些测量数据的分析,能直接获得月球重力场分布的信息。GRAIL的任务时间为270天,其中90天进行月球重力场测绘。     

探月先锋月球探测器

从1958年到2005年，全世界共发射月球探测器106个，其中美国44个、苏联59个、日本2个、欧空局1个。在这106次发射中，完全成功的有46个，完全失败的有52个，其他为部分成功和部分失败。因此发射月球探测器的完全成功率，美国为64％、苏联为54％，平均为49％。     

美国发射两个月球探测器 迈出“重返月球”的第一步

美国东部时间2009年6月18日17：32（北京时间19日05：32）,美国用1枚宇宙神一5火箭发射了两个月球探测器——“月球勘测轨道器”（LRO）和“月球坑观测与感知卫星”（LCROSS）。     

基于进化策略的月球软着陆探测器轨道设计

应用进化策略和微分修正法建立了一套多约束、多目标条件下的月球软着陆轨道设计方法. 根据中国发射场和火箭运载的实际情况, 给出了软着陆轨道需要满足的过程约束及终端条件, 提出了利用进化策略进行轨道初步设计,通过微分修正法对初步设计结果进行修正的软着陆轨道设计思路, 并采用STK进行了仿真和结果验算. 分析表明, 基于进化策略的初步设计能够为微分修正提供良好的初值, 保证了其收敛性. STK仿真结果验证了设计思路的有效性及结果的正确性. 本文提出的方法能够为月球软着陆轨道设计提供参考.     

日本的"月女神"月球探测器

日本现正积极研制"月女神"月球探测器,计划于2006年用H-2A火箭发射.     

多约束条件下探测器击中月球的轨道设计

讨论了探测器从低高度圆型地球停泊轨道出发，沿速度方向施加脉冲推力进入登月轨道，不加制导自由飞行击中月球的轨道设计问题。考虑的约束条件包括：①着月点光照；②探测器通视；③登月轨道初速及飞行时间限制；④着月时探测器相对月面落速大小和方向限制；等等。利用理论分析和简化假设，考虑节省能量、约束条件①和②，给出了着月区域、着月日期段、着月时刻段的选择方法及算例；基于数据分析和大量计算，考虑约束条件③和④，给出了确定标准轨道的方法和算例。该思路和方法经数值仿真验证是高效实用的，可为实际工程的登月轨道设计提供重要依据     

环月卫星成像敏感器对月姿态确定算法

紫外月球敏感器是大视场成像式敏感器,针对姿态确定算法,以MOSAIC可见光成像敏感器为例分析了传统圆拟合模式的适用性与不足;推证出在低轨道情况下曲线拟合出的月像几何中心与真实月心(nadir)不能等同;依据成像几何分析通过泰勒展开公式推导并提出了新的姿态角运算方法,保证了低轨道姿态运算精度;仿真结果显示新算法的姿态运算是非常有效的。     

月球极轨探测器轨道方案设计

首先介绍了一种当前技术较为先进的奔月转移轨道方案－定相环形轨移轨道,指出了其优缺点及可行的轨道修正方案,然后确定了对月观测型探测器轨道设计原则,并采用定相环形奔月转移轨道,从总体方案的角度给出了一个月球探测器轨道设计方案,提出了具体的设计与分析方法,最后以某月球探测器为例进行了计算,给出了设计结果。     

给定条件下直接命中月球轨道计算方法

在给定飞行时间、着月时间、着月入射角及停泊轨道等约束条件下,建立飞月轨道数学模型;采用可变容差多面体算法及罚函数方法进行二点边值搜索,借助双二体理论近似确定迭代初始条件,得到满足要求直接命中月球的飞月轨道。     

月球探测器软着陆机构展开过程的运动学分析

软着陆机构是月球探测器实现软着陆的关键部件。针对一种四腿式软着陆机构方案,论述了该软着陆机构展开的工作原理,分析了机构的奇异性,推导了机构不发生奇异的条件,建立了展开机构的运动学方程组,采用Newton-Raphson法求解了该非线性运动学方程组,获得了主支撑杆运动参数的变化规律。     

月球探测器软着陆机构发展综述

综述了月球探测器软着陆机构的发展概况;分析了国际上月球探测器软着陆机构的结构组成、工作原理及特点。对不同展开机构和缓冲器特点进行了分析,预测了月球探测器软着陆机构的发展趋势。     

载人航天器的发射窗口及太阳能帆板的最佳受晒

首先根据载人航天器轨道运行段的基本特征,利用球面三角公式推导了：①阳光方向与载人航天器太阳能帆板法向的最佳夹角公式;②圆轨道的受晒因子公式。然后根据理论分析,引入帆板的效率系数。最后借助于计算机代数ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａ系统,建立了一种分析帆板最佳受晒的直观、清晰、简便的方法。所得的结论为确定载人航天器的发射窗口提供了依据。     

月面载荷被动热控技术

由于月面温度环境变化幅度较大,月面载荷需要通过被动热控装置有效控制其与外部环境的换热量,使其本体温度维持在工作或储存温度范围内。文章分析了月面载荷与外部空间环境换热方式;论述了低当量发射率多层隔热组件设计与结构组成;讨论了月面载荷最外表面辐射屏ε和α_s特殊设计及对其表面辐射平衡温度影响;指出利用月壤恒温层及其特性,展开式外多层隔热组件可以在载荷所在月面处形成一个温度相对稳定的月面小环境,其平均温度与当地月壤恒温层温度相当。