Войти
 Художественное впечатление от SMART-1 | |||||||||||||||||
| Тип миссии | Технология. Лунный орбитальный аппарат | ||||||||||||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Оператор | ESA | ||||||||||||||||
| COSPAR ID | 2003-043C | ||||||||||||||||
| SATCAT № | 27949 | ||||||||||||||||
| Веб-сайт | SMART-1 | ||||||||||||||||
| Продолжительность полета | 2 года, 11 месяцев, 6 дней, 6 часов, 27 минут, 36 секунд | ||||||||||||||||
| Характеристики космического корабля | |||||||||||||||||
| Производитель | Шведская космическая корпорация | ||||||||||||||||
| Стартовая масса | 367 килограммов (809 фунтов) | ||||||||||||||||
| Сухая масса | 287 килограммов (633 фунтов) | ||||||||||||||||
| Начало миссии | |||||||||||||||||
| Дата запуска | 27 сентября 2003 г., 23:14:46 (2003-09-27UTC23: 14: 46Z) UTC | ||||||||||||||||
| Ракета | Ariane 5G | ||||||||||||||||
| Место запуска | Куру ELA-3 | ||||||||||||||||
| Подрядчик | Arianespace | ||||||||||||||||
| Конец миссии | |||||||||||||||||
| Дата распада | 3 сентября 2006 г., 05:42:22 (2006-09-03UTC05: 42: 23Z) UTC | ||||||||||||||||
| Параметры орбиты | |||||||||||||||||
| Система отсчета | Селеноцентрическая | ||||||||||||||||
| Эксцентриситет | 0,352054 | ||||||||||||||||
| Высота периселена | 2,205 километров (1370 миль) | ||||||||||||||||
| Высота Апоселена | 4600 километров (2900 миль) | ||||||||||||||||
| Наклонение | 90,26 градусов | ||||||||||||||||
| Период | 4,95 часа | ||||||||||||||||
| Эпоха | 18 июля 2005 г., 11: 14:28 UTC | ||||||||||||||||
| Лунный орбитальный аппарат | |||||||||||||||||
| Выведение на орбиту | 15 ноября 2004 г. | ||||||||||||||||
| Место падения | 34 ° 15′43 ″ ю.ш. 46 ° 11′35 ″ з.д. / 34,262 ° ю.ш. 46,193 ° з.д. / -34,262; -46.193 | ||||||||||||||||
| |||||||||||||||||
 . Унаследованный знак ESA для миссии SMART-1 | |||||||||||||||||
SMART-1 был разработан Швецией Европейским космическим агентством спутник, который вращается вокруг Луны. Он был запущен 27 сентября 2003 года в 23:14 UTC из Гвианского космического центра в Куру, Французская Гвиана. «SMART-1» означает Small Missions for Advanced Research in Technology-1 . 3 сентября 2006 г. (05:42 UTC) SMART-1 был намеренно врезан в поверхность Луны, завершив свою миссию.
SMART-1 был о один метр в поперечнике (3,3 фута) и легкий по сравнению с другими датчиками. Его стартовая масса составляла 367 кг или 809 фунтов, из которых 287 кг (633 фунта) не было ракетным.
Он приводился в движение двигателем на солнечной энергии на эффекте Холла (Snecma PPS-1350 -G) с использованием 82 кг содержащегося в газе ксенона в баке объемом 50 литров при давлении 150 бар на старте. В двигателе ионного двигателя используется электростатическое поле для ионизации ксенона и ускорения ионов , достигая удельного импульса 16,1 кН · с / кг (1640 секунд), что более чем в три раза превышает максимальное значение для химических ракет. Один кг топлива (от 1/350 до 1/300 общей массы космического корабля) произвел дельта-v около 45 м / с. Подсистема электрической тяги весила 29 кг при пиковой потребляемой мощности 1200 Вт. SMART-1 был первым в программе малых миссий ЕКА для передовых исследований и технологий.
Солнечные батареи, рассчитанные на 1850 Вт в начале миссии, смогли обеспечить максимальную мощность в 1190 Вт для двигателя малой тяги, давая номинальную тягу 68 мН, следовательно, ускорение 0,2 мм / с² или 0,7 м / с в час (т. е. чуть менее 0,00002 g ускорения). Как и все корабли с ионными двигателями, орбитальные маневры выполнялись не короткими очередями, а очень постепенно. Конкретная траектория, по которой SMART-1 летела на Луну, требовала от одной трети до половины каждой орбиты. При отклонении от Земли по спирали надвиг производился на перигей части орбиты. В конце миссии подруливающее устройство продемонстрировало следующие возможности:
В рамках стратегии Европейского космического агентства по созданию очень недорогих и относительно небольших космических кораблей общая стоимость SMART-1 составила относительно небольшие 110 миллионов евро (около 170 миллионов долларов США ). SMART-1 был разработан и разработан Шведской космической корпорацией от имени ESA. Сборка космического корабля проводилась Saab Space в Линчёпинге. Испытания космического корабля были организованы Шведской космической корпорацией и выполнены Saab Space. Руководителем проекта в ESA был Джузеппе Ракка, пока космический корабль не вышел на рабочую орбиту Луны. Затем его заменил Герхард Швем на этапе науки. Руководителем проекта Шведской космической корпорации был Питер Ратсман. Главным научным сотрудником проекта был Бернард Фоинг. Менеджером наземного сегмента на этапе подготовки был Майк Маккей, а менеджером по операциям космического корабля был Октавио Камино.
Эксперимент Advanced Moon Micro-Imager был миниатюрным цветом. камера для съемки Луны. ПЗС-камера с тремя фильтрами 750, 900 и 950 нм могла делать изображения со средним разрешением пикселей 80 м (около 260 футов). Камера весила 2,1 кг (около 4,5 фунта) и имела потребляемую мощность 9 Вт.
Демонстрацией компактного рентгеновского спектрометра была X- лучевой телескоп для идентификации химических элементов на поверхности Луны. Он обнаружил рентгеновскую флуоресценцию (XRF) кристаллических соединений, созданных в результате взаимодействия электронной оболочки с частицами солнечного ветра, чтобы измерить содержание трех основных компонентов: магния, кремний и алюминий. Обнаружение железа, кальция и титана зависело от солнечной активности. Дальность регистрации рентгеновского излучения составляла от 0,5 до 10 кэВ. Спектрометр и XSM (описанный ниже) вместе весили 5,2 кг и имели потребляемую мощность 18 Вт.
Рентгеновский солнечный монитор изучал солнечную изменчивость в дополнение к измерениям D-CIXS.
Инфракрасный спектрометр Smart-1 представлял собой инфракрасный спектрометр для идентификации минеральных спектров оливина и пироксена <80.>. Он обнаруживал длины волн от 0,93 до 2,4 мкм с 256 каналами. Пакет весил 2,3 кг и имел потребляемую мощность 4,1 Вт.
Пакет диагностики электрической тяги должен был получить данные о новой двигательной установке на SMART-1. Пакет весил 0,8 кг и имел потребляемую мощность 1,8 Вт.
Опыт космического корабля с потенциалом, электронами и пылью. Эксперимент весил 0,8 кг и имел потребляемую мощность 1,8 Вт. Его функция заключалась в измерении свойств и плотности плазмы вокруг космического корабля, либо как зонд Ленгмюра, либо как зонд электрического поля. SPEDE наблюдала излучение ионного двигателя космического корабля и «след» Луны за солнечным ветром. В отличие от большинства других инструментов, которые необходимо отключать, чтобы предотвратить повреждение, SPEDE может продолжать измерения внутри радиационных поясов и во время солнечных бурь, таких как солнечные бури в Хэллоуин 2003 года. Он был построен Финским метеорологическим институтом, и его название было выбрано намеренно так, чтобы его аббревиатура совпадала с прозвищем Спеде Пасанен, известного финского киноактера, кинопродюсера и изобретателя.. Алгоритмы, разработанные для SPEDE, были позже использованы в эксперименте ESA спускаемый аппарат Philae.
Kaband TTC (телеметрия, слежение и управление). Эксперимент весил 6,2 кг и потребляемая мощность 26 Вт. Транспондер Ka-диапазона был разработан в качестве предшественника для Bepi Colombo для проведения радионаучных исследований и контроля динамических характеристик электрической силовой установки.
SMART-1 был запущен 27 сентября 2003 года вместе с Insat 3E и eBird 1 на Ariane 5 ракета из Гвианского космического центра во Французской Гвиане. Через 42 минуты он был выведен на геостационарную переходную орбиту размером 7 035 × 42 223 км. Оттуда он использовал свою первичную солнечную электрическую тягу (SEPP), чтобы постепенно расширяться в течение тринадцати месяцев.
Орбиту можно было увидеть до 26 октября 2004 г. на spaceref.com, когда орбита составляла 179 718 × 305 214 км. В тот день, после 289-го импульса двигателя, SEPP наработал в общей сложности почти 3648 часов из общего времени полета в 8000 часов, что составляет немногим менее половины его общей миссии. Он потреблял около 58,8 кг ксенона и производил дельта-v 2737 м / с (46,5 м / с на кг ксенона, 0,75 м / с в час вовремя). Он был снова включен 15 ноября на запланированный срок в 4,5 дня для полного выхода на лунную орбиту. Потребовалось до февраля 2005 г., когда с помощью электрического двигателя удалось выйти на конечную орбиту на высоте 300–3000 км над поверхностью Луны. Окончание выполнения задания, продемонстрированное двигательной установкой, указано выше.
| Эпоха (UTC) | Перигей (км) | Апогей (км) | Эксцентриситет | Наклонение (градусы). (к земному экватору) | Период (ч) |
|---|---|---|---|---|---|
| 27 сентября 2003 г. | ~7,035 | ~ 42,223 | ~ 0,714 | ~ 6,9 | ~ 10,6833 |
| 26 октября 2003 г., 21: 20: 00,0 | 8,687,994 | 44,178,401 | 0,671323 | 6.914596 | 11,880450 |
| 19 ноября 2003 г., 04: 29: 48,4 | 10,843,910 | 46,582,165 | 0,622335 | 6,861354 | 13.450152 |
| 19 декабря 2003 г., 06: 41: 47,6 | 13,390.351 | 49,369.049 | 0,573280 | 6.825455 | 15.366738 |
| 29 декабря 2003 г., 05: 21: 47.8 | 17,235.509 | 54,102.642 | 0,516794 | 6.847919 | 18.622855 |
| 19 февраля 2004 г., 22: 46: 08,6 | 20,690,564 | 65,869,222 | 0,521936 | 6.906311 | 24.890737 |
| 19 марта 2004 г., 00: 40: 52,7 | 20, 683.545 | 66.915.919 | 0.527770 | 6.979793 | 25.340528 |
| 25 августа 2004 г., 00:00:00 | 37,791.261 | 240,824,363 | 0,728721 | 6,939815 | 143,738051 |
| 19 октября 2004 г., 21:30: 45,9 | 69,959,278 | 292 632,424 | 0,614115 | 12,477919 | 213,397970 |
| 24 октября 2004 г., 06: 12: 40.9 | 179,717,894 | 305,214,126 | 0.258791 | 20.591807 | 330.053834 |
После своего последнего перигея 2 ноября, 11 ноября 2004 г. он прошел через L 1Мыс Лагранжа и в область, где преобладает гравитационное влияние Луны, а в 1748 UT 15 ноября прошел первый периселен своей лунной орбиты. Окуляционная орбита в тот день составляла 6 704 × 53 208 км с периодом обращения 129 часов, хотя фактическая орбита была достигнута всего за 89 часов. Это иллюстрирует значительное влияние, которое сгорание двигателя оказывает на орбиту, и отмечает значение соприкасающейся орбиты, то есть орбиты, по которой космический корабль двигался бы, если бы в этот момент все возмущения, включая тягу, прекратились.
| Эпоха (UTC) | Периселен (км) | Апоселен (км) | Эксцентриситет | Наклонение (град.). (к экватору Луны) | Период (ч) |
|---|---|---|---|---|---|
| 15 ноября 2004 г., 17:47: 12,1 | 6,700,720 | 53 215.151 | 0.776329 | 81.085 | 129.247777 |
| 4 декабря 2004 г. 10: 37: 47.3 | 5,454.925 | 20,713.095 | 0.583085 | 83.035 | 37.304959 |
| 9 января 2005 г., 15:24: 55.0 | 2,751.511 | 6,941,359 | 0,432261 | 87,892 | 8,409861 |
| 28 февраля 2005 г., 05: 18: 39,9 | 2,208,659 | 4,618,220 | 0,352952 | 90.063603 | 4.970998 |
| 25 апреля 2005 г., 08: 19: 05.4 | 2,283.738 | 4,523,111 | 0,328988 | 90.141407 | 4.949137 |
| 16 мая 2005 г., 09: 08: 52.9 | 2,291.250 | 4,515.857 | 0.326807 | 89.734929 | 4.949919 |
| 20 июня 2005 г., 10:21: 37.1 | 2,256,090 | 4,549,196 | 0,336960 | 90,232619 | 4,947432 |
| 18 июля 2005 г., 11:14: 28,0 | 2,204,645 | 4,600,376 | 0,352054 | 90,263741 | 4,947143 |
15 февраля 2005 г. ЕКА объявило о продлении миссии SMART-1 на один год до Август 2006 г. Позднее эта дата была перенесена на 3 сентября 2006 г., чтобы обеспечить возможность дальнейших научных наблюдений с Земли.
SMART-1, как и планировалось, столкнулся с поверхностью Луны 3 сентября 2006 г. в 05:42:22 UTC, завершение миссии. Двигаясь со скоростью примерно 2000 м / с (4500 миль в час), SMART-1 создал удар, видимый с Земли в наземные телескопы. Есть надежда, что это не только предоставит некоторые данные, имитирующие удар метеора, но и что материалы в земле, такие как водяной лед, могут быть подвергнуты спектроскопическому анализу.
Первоначально ЕКА оценило, что удар произошел при 34 ° 24'S 46 ° 12'W / 34,4 ° S 46,2 ° W / -34,4; -46,2. В 2017 году место падения было идентифицировано по данным Lunar Reconnaissance Orbiter в точке 34 ° 15′43 ″ ю.ш. 46 ° 11′35 ″ з.д. / 34,262 ° ю.ш. 46,193 ° з.д. / -34,262 ; -46,193. Во время удара Луна была видна в Северной и Южной Америке, а также в некоторых местах в Тихом океане, но не в Европе, Африке или Западной Азии.
В рамках этого проекта собраны данные и ноу-хау, которые будут использоваться для других миссий, таких как миссия ESA BepiColombo на Меркурий.
Космический корабль Smart-1 Операции Smart-1 проводились Европейским центром космических операций ЕКА ESOC в Дармштадте, Германия, под руководством менеджера по эксплуатации космического корабля Октавио Камино.
Наземный сегмент Smart-1 был хорошим примером повторного использования инфраструктуры в ЕКА: Инфраструктура Flight Dynamics и Система распределения данных (DDS) от Розетта, Mars Express и Venus Express. Стандартное программное обеспечение системы управления полетами SCOS 2000 и набор общих элементов интерфейса, используемых в ESA для операций своих миссий.
Использование стандартов CCSDS TLM и TC позволило эффективно адаптировать семь различных терминалов сети слежения ESA (ESTRACK ) плюс Weilheim в Германии (DLR).
Компоненты, которые были разработаны специально для Smart-1: симулятор; сочетание аппаратного и программного обеспечения, полученного из оборудования EGSE для электрического наземного оборудования, системы планирования миссии и системы автоматизации, разработанной на основе MOIS (последняя основана на прототипе, реализованном для Envisat ) и набор инструментов разработки под названием ДОЛЖЕН. Последнее позволило инженерам Smart-1 провести расследование аномалий через Интернет, первыми в ЕКА в мониторинге космических аппаратов TLM с помощью мобильных телефонов и КПК и получении сигналов тревоги космического корабля через SMS. Группа управления полетом состояла из семи инженеров в группе управления полетом FCT, переменной группы из 2-5 инженеров по динамике полета и 1-2 инженеров Data Systems. В отличие от большинства миссий ЕКА, здесь не было диспетчеров космических кораблей (SPACON), и все операции и действия по планированию миссий выполнялись FCT. Эта концепция зародилась в сверхурочные и ночные смены в первые месяцы миссии, но хорошо сработала во время круиза и фаз Луны. Главной проблемой в течение первых 3 месяцев миссии было как можно скорее покинуть радиационные пояса, чтобы свести к минимуму деградацию солнечных батарей и ПЗС-матриц звездных трекеров.
Первая и наиболее серьезная проблема возникла после первого оборота, когда сбой во встроенном алгоритме обнаружения и исправления ошибок (EDAC) вызвал автономное переключение на резервный компьютер на каждой орбите, вызвав несколько перезагрузок, в результате чего космический корабль оказался в БЕЗОПАСНЫЙ режим после каждого прохождения перицентра. Анализ телеметрии космического корабля прямо указывал на вызванную излучением проблему с программой прерывания EDAC.
Другие аномалии в этот период представляли собой сочетание экологических проблем: высокие дозы радиации, особенно в звездных трекерах, и аномалии бортового программного обеспечения: кодировка Рида-Соломона была повреждена после переключения скоростей передачи данных, и ее пришлось отключить. Это было преодолено процедурами и изменениями подхода к наземным операциям. Звездные трекеры также были предметом частой икоты во время выхода на Землю и вызвали некоторые прерывания электрического движения (EP). Все они были решены с помощью нескольких программных исправлений.
EP показал чувствительность к отключениям, вызывающим радиацию. Это явление, идентифицированное как единичный переходный процесс оптопары (OSET), первоначально наблюдавшееся в LEOP во время первого зажигания с использованием катода B, характеризовалось быстрым падением анодного тока, вызывающим сигнальный бит 'Flame Out', вызывающим отключение EP.. Проблема была определена в чувствительности оптопары, вызванной излучением. Восстановление таких событий заключалось в перезапуске двигателя. Это делалось вручную в течение нескольких месяцев до тех пор, пока не было разработано бортовое программное обеспечение (OBSW) для его обнаружения и запуска автономного перезапуска двигателя. Его влияние ограничивалось расчетом прогнозирования орбиты, используемым для наземных станций для отслеживания космического корабля и последующими корректировками орбиты.
Разного рода аномалии и частые перебои в работе электродвигателя привели к увеличению поддержки наземных станций и сверхурочной работе летной команды, которая должна была быстро реагировать. Их восстановление иногда занимало много времени, особенно когда космический корабль находился в БЕЗОПАСНОМ режиме. В целом, они препятствовали проведению операций, как первоначально планировалось, с одним 8-часовым перерывом каждые 4 дня.
Спуск на орбиту Луны Smart-1 Миссия согласовала использование резервной мощности сети ESTRACK. Эта концепция позволяла примерно в восемь раз увеличить покрытие сети без дополнительных затрат, но вызвала непредвиденные накладные расходы и конфликты. В конечном итоге это позволило установить дополнительные контакты с космическим кораблем на ранней стадии миссии и значительно расширить научные исследования во время лунной фазы. На этом этапе потребовалась серьезная реконфигурация бортовых магазинов и их работы. Это изменение, разработанное группой управления полетом в ESOC и реализованное Шведской космической корпорацией в короткие сроки, потребовалось для переписывания части FOP процедур управления полетом для операций на Луне.
Операции во время фазы Луны становятся в высшей степени автоматизированными: указатели динамики полета «управлялись с помощью меню», что позволяло более 98% команд генерировать Система планирования миссии MPS. Расширением системы MPS с так называемым MOIS Executor стала система автоматизации Smart-1. Он позволил выполнить 70% проходов без участия человека к концу миссии и позволил провести валидацию первой действующей «системы автоматизации космического корабля» в ЕКА.
Миссия достигла всех своих целей: выйти из зоны радиации. пояса влияют на 3 месяца после запуска, растягиваются по спирали в течение 11 месяцев и захватываются Луной с помощью резонансов, ввода в эксплуатацию и работы всех инструментов во время крейсерской фазы, а также оптимизации навигационных и эксплуатационных процедур, необходимых для работы с электродвигателем. Эффективная работа электрического двигателя на Луне позволила уменьшить радиус орбиты, что пошло на пользу научным исследованиям, и продлить эту миссию на один дополнительный год.
Подробная хронология событий эксплуатации приведена в исх.
Полные этапы миссии с точки зрения операций документированы, включая характеристики различных подсистемы.
Портал космических полетов  | Викискладе есть медиафайлы, связанные с SMART-1. |
