Введение
Спутник Европейского космического агентства, который вращался вокруг Луны. Электрический кроссовер.
the electric crossover SUV
SMART 1 был спутником Европейского космического агентства шведской разработки, который вращался вокруг Луны. Он был запущен 27 сентября 2003 года в 23:14 UTC с Космического центра Гвианы в Куру, Французская Гвиана. "SMART 1" расшифровывается как "Small Missions for Advanced Research in Technology 1". 3 сентября 2006 года (05:42 UTC) SMART 1 был намеренно направлен на столкновение с поверхностью Луны, что положило конец его миссии.
AMIE
Advanced Moon micro Imager Experiment – это миниатюрная цветная камера для получения изображений Луны. CCD-камера с тремя фильтрами длиной волны 750, 900 и 950 нм могла делать снимки с разрешением в среднем 80 метров на пиксель (около 260 футов). Вес камеры составлял 2,1 кг (около 4,5 фунтов), а потребляемая мощность – 9 ватт.
D-CIXS
Демонстрация компактного рентгеновского спектрометра представлял собой рентгеновский телескоп для идентификации химических элементов на лунной поверхности. Он регистрировал рентгеновскую флуоресценцию (РФФ) кристаллических соединений, образованных в результате взаимодействия электронных оболочек с частицами солнечного ветра, для измерения содержания трех основных компонентов: магния, кремния и алюминия. Обнаружение железа, кальция и титана зависело от солнечной активности. Диапазон регистрации рентгеновского излучения составлял от 0,5 до 10 кэВ. Вес спектрометра и XSM (описанного ниже) вместе составлял 5,2 кг, а потребляемая мощность – 18 Вт.
XSM
Солнечный рентгеновский монитор изучал изменчивость Солнца, дополняя измерения D CIXS.
Сэр
Инфракрасный спектрометр Smart 1 предназначался для идентификации минеральных спектров оливина и пироксена. Он регистрировал длины волн от 0,93 до 2,4 мкм в 256 каналах. Вес прибора составлял 2,3 кг, а потребляемая мощность – 4,1 ватт.
ЭППП
Пакет диагностики электрической двигательной установки должен был собирать данные о новой двигательной системе на SMART 1. Пакет имел массу 0,8 кг и потреблял мощность 1,8 Вт.
Спеди
Эксперимент с космическим аппаратом, электронами и пылью. Эксперимент весил 0,8 кг и потреблял 1,8 Вт. Его функция заключалась в измерении свойств и плотности плазмы вокруг космического аппарата, либо в качестве зонда Лангмуара, либо в качестве зонда электрического поля. SPEDE наблюдал за излучением ионного двигателя космического аппарата и "пробуждением", которое Луна создает в солнечном ветре. В отличие от большинства других приборов, которые приходится отключать для предотвращения повреждений, SPEDE мог продолжать измерения внутри радиационных поясов и во время солнечных бурь, таких как солнечные бури октября 2003 года. Он был построен Финским метеорологическим институтом, и его название было намеренно выбрано так, чтобы его аббревиатура совпадала с прозвищем Спиде Пасанена, известного финского киноактера, кинопродюсера и изобретателя. Алгоритмы, разработанные для SPEDE, позже были использованы в посадочном модуле ESA Philae. Результаты работы двигательной системы, продемонстрированные в конце миссии, приведены выше.
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
27 сентября 2003 года ~7035 ~42223 ~0.714 ~6.9 ~10.6833
26 октября 2003 года 21:20:00.0 8687.994 44178.401 0.671323 6.914596 11.880450
19 ноября 2003 года 04:29:48.4 10843.910 46582.165 0.622335 6.861354 13.450152
19 декабря 2003 года 06:41:47.6 13390.351 49369.049 0.573280 6.825455 15.366738
29 декабря 2003 года 05:21:47.8 17235.509 54102.642 0.516794 6.847919 18.622855
19 февраля 2004 года 22:46:08.6 20690.564 65869.222 0.521936 6.906311 24.890737
19 марта 2004 года 00:40:52.7 20683.545 66915.919 0.527770 6.979793 25.340528
25 августа 2004 года 00:00:00 37791.261 240824.363 0.728721 6.939815 143.738051
19 октября 2004 года 21:30:45.9 69959.278 292632.424 0.614115 12.477919 213.397970
24 октября 2004 года 06:12:40.9 179717.894 305214.126 0.258791 20.591807 330.053834
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
После последнего перигея 2 ноября, 11 ноября 2004 года аппарат прошел через точку Лагранжа L1 системы Земля-Луна и вошел в область, находящуюся под гравитационным влиянием Луны. В 17:48 UTC 15 ноября аппарат совершил первый периселен на лунной орбите. Оскулирующая орбита в этот день составляла 6704 × 53208 км с орбитальным периодом 129 часов, хотя фактическая орбита была выполнена всего за 89 часов. Это иллюстрирует значительное влияние, которое оказывают включения двигателя на орбиту, и показывает смысл оскулирующей орбиты – орбиты, по которой аппарат двигался бы, если бы в этот момент все возмущения, включая тягу, прекратились.
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
Резюме оскулирующих селеноцентрических орбитальных элементов
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
Эпоха (UTC) Периселен (км) Апоселен (км) Эксцентричность Наклон (градусы) (к экватору Луны) Период (ч)
15 ноября 2004 года 17:47:12.1 6700.720 53215.151 0.776329 81.085 129.247777
4 декабря 2004 года 10:37:47.3 5454.925 20713.095 0.583085 83.035 37.304959
9 января 2005 года 15:24:55.0 2751.511 6941.359 0.432261 87.892 8.409861
28 февраля 2005 года 05:18:39.9 2208.659 4618.220 0.352952 90.063603 4.970998
25 апреля 2005 года 08:19:05.4 2283.738 4523.111 0.328988 90.141407 4.949137
16 мая 2005 года 09:08:52.9 2291.250 4515.857 0.326807 89.734929 4.949919
20 июня 2005 года 10:21:37.1 2256.090 4549.196 0.336960 90.232619 4.947432
18 июля 2005 года 11:14:28.0 2204.645 4600.376 0.352054 90.263741 4.947143
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
ESA объявила 15 февраля 2005 года о продлении миссии SMART 1 на один год, до августа 2006 года. Позже эта дата была перенесена на 3 сентября 2006 года для проведения дальнейших научных наблюдений с Земли.
After its last perigee on 2 November, on 11 November 2004 it passed through the Earth Moon L1 Lagrangian Point and into the area dominated by the Moon's gravitational influence, and at 1748 UT on 15 November passed the first periselene of its lunar orbit. The osculating orbit on that date was 6,704 × 53,208 km, with an orbital period of 129 hours, although the actual orbit was accomplished in only 89 hours. This illustrates the significant impact that the engine burns have on the orbit and marks the meaning of the osculating orbit, which is the orbit that would be travelled by the spacecraft if at that instant all perturbations, including thrust, would cease. +Summary of osculating selenocentric orbital elements Epoch (UTC) Periselene (km) Aposelene (km) Eccentricity Inclination (deg)(to Moon equator) Period (h) 15 November 2004, 17:47:12.1 6,700.720 53,215.151 0.776329 81.085 129.247777 4 December 2004 10:37:47.3 5,454.925 20,713.095 0.583085 83.035 37.304959 9 January 2005, 15:24:55.0 2,751.511 6,941.359 0.432261 87.892 8.409861 28 February 2005, 05:18:39.9 2,208.659 4,618.220 0.352952 90.063603 4.970998 25 April 2005, 08:19:05.4 2,283.738 4,523.111 0.328988 90.141407 4.949137 16 May 2005, 09:08:52.9 2,291.250 4,515.857 0.326807 89.734929 4.949919 20 June 2005, 10:21:37.1 2,256.090 4,549.196 0.336960 90.232619 4.947432 18 July 2005, 11:14:28.0 2,204.645 4,600.376 0.352054 90.263741 4.947143
ESA announced on 15 February 2005 an extension of the mission of SMART 1 by one year until August 2006. This date was later shifted to 3 September 2006 to enable further scientific observations from Earth.
Взрыв на Луне
SMART 1 столкнулся с поверхностью Луны, как и планировалось, 3 сентября 2006 года в 05:42:22 UTC, завершив свою миссию. Двигаясь со скоростью около 2000 м/с (4500 миль в час), SMART 1 создал удар, видимый с наземных телескопов с Земли. Предполагается, что это не только предоставит данные, имитирующие удар метеорита, но и может обнажить материалы в недрах Луны, такие как водяной лед, для спектроскопического анализа. Первоначально ESA оценивала, что удар произошел в районе . В 2017 году место удара было идентифицировано по данным Lunar Reconnaissance Orbiter в координатах .
Наземный сегмент и операции Smart-1
Операции Smart 1 проводились из Европейского центра космических операций ESA ESOC в Дармштадте, Германия, под руководством операционного менеджера космического аппарата Октавио Камино. Наземный сегмент Smart 1 являлся хорошим примером повторного использования инфраструктуры в ESA: инфраструктура Flight Dynamics и система распределения данных (DDS) от Rosetta, Mars Express и Venus Express. Программное обеспечение SCOS 2000 для системы управления миссиями и набор универсальных элементов интерфейса, используемых в ESA для операций с их миссиями. Использование стандартов CCSDS TLM и TC позволило экономично адаптировать семь различных терминалов сети ESA Tracking (ESTRACK) плюс Вейльхайм в Германии (DLR). Компоненты, разработанные специально для Smart 1, включали: симулятор; сочетание аппаратного и программного обеспечения, полученного из оборудования EGSE, систему планирования миссии и систему автоматизации, разработанную на основе MOIS (последнее – на прототипе, реализованном для Envisat) и набор инженерных инструментов под названием MUST. Это позволило инженерам Smart 1 проводить анализ аномалий через интернет, впервые в ESA осуществляя мониторинг телеметрии космического аппарата с мобильных телефонов и PDA, а также получать аварийные сигналы космического аппарата по SMS. Команда управления полетом состояла из семи инженеров из группы управления полетом FCT, переменной группы от 2 до 5 инженеров по динамике полета и от 1 до 2 инженеров по системам данных. В отличие от большинства миссий ESA, не было операторов космического аппарата (SPACONs), и все операции и планирование миссии выполнялись FCT. Эта концепция сформировалась в течение первых месяцев миссии, во время дневных и ночных смен, но хорошо работала во время перелета и фазы Луны. Основной проблемой в первые три месяца миссии было как можно скорее покинуть радиационные пояса, чтобы минимизировать деградацию солнечных панелей и ПЗС-матриц звездных трекеров. Первая и наиболее критическая проблема возникла после первого витка, когда сбой в бортовом алгоритме обнаружения и коррекции ошибок (EDAC) вызвал автоматическое переключение на резервный компьютер на каждой орбите, приводя к нескольким перезагрузкам и обнаружению космического аппарата в безопасном режиме (SAFE mode) после каждого прохождения перицентра. Анализ телеметрии космического аппарата напрямую указывал на проблему, вызванную радиацией, в прерывании EDAC. Другие аномалии в этот период были вызваны сочетанием факторов окружающей среды: высокими дозами радиации, особенно в звездных трекерах, и аномалиями бортового программного обеспечения: кодирование Рида-Соломона стало поврежденным после переключения скорости передачи данных и потребовало отключения. Это было преодолено за счет процедур и изменений в подходе к наземным операциям. Звездные трекеры также подвергались частым сбоям во время выхода из земного притяжения, что приводило к некоторым прерываниям электрической двигательной установки (ЭДУ). Все они были устранены с помощью нескольких программных исправлений. ЭДУ оказалась чувствительной к радиации, вызывающей отключения. Это явление, идентифицированное как переходное явление при единичном событии в оптопаре (OSET), впервые обнаруженное в LEOP во время первого запуска с использованием катода B, характеризовалось быстрым падением анодного тока, вызывающим сигнал тревоги "Flame Out" и приводящим к отключению ЭДУ. Проблема была идентифицирована как повышенная чувствительность оптопары, вызванная радиацией. Восстановление после таких событий заключалось в перезапуске двигателя. Это делалось вручную в течение нескольких месяцев, пока не был разработан программный патч для бортового компьютера (OBSW) для его обнаружения и инициирования автономного перезапуска двигателя. Его влияние ограничивалось расчетом прогноза орбиты, используемым наземными станциями для отслеживания космического аппарата и последующей коррекции орбиты. Различные виды аномалий и частые перебои в тяге ЭДУ привели к увеличению поддержки наземных станций и сверхурочной работе команды полетных операций, которой приходилось быстро реагировать. Их восстановление иногда занимало много времени, особенно когда космический аппарат оказывался в безопасном режиме. В целом, это мешало проведению операций в соответствии с первоначальным планом, предусматривающим один 8-часовой сеанс связи каждые 4 дня. Миссия договорилась об использовании свободных мощностей сети ESTRACK. Эта концепция позволила увеличить покрытие сети примерно в восемь раз без дополнительных затрат, но привела к неожиданным накладным расходам и конфликтам. В конечном итоге это позволило установить дополнительные контакты с космическим аппаратом на ранней стадии миссии и значительно увеличить объем научных данных во время фазы Луны. Эта фаза потребовала серьезной реконфигурации бортовых хранилищ и их эксплуатации. Это изменение, разработанное командой управления полетом в ESOC и реализованное шведской космической корпорацией в короткие сроки, потребовало переписать часть процедур управления полетом (FOP) для операций на Луне. Операции во время фазы Луны стали высокоавтоматизированными: наведение динамики полета осуществлялось через "меню", что позволило более 98% команд генерироваться системой планирования миссии (MPS). Расширение системы MPS с помощью так называемого исполнителя MOIS позволило...
Миссия достигла всех своих целей: выхода из влияния радиационных поясов через 3 месяца после запуска, спирального выхода в течение 11 месяцев и захвата Луной с использованием резонансов, ввода в эксплуатацию и работы всех приборов во время фазы перелета, а также оптимизации процедур навигации и эксплуатации, необходимых для работы ЭДУ. Эффективная работа ЭДУ на Луне позволила уменьшить радиус орбиты, что принесло пользу научным операциям и продлило миссию еще на один год. Подробная хронология событий операций приведена в ссылке, включая производительность различных подсистем.