SMART-1 — разработанный Швецией спутник Европейского космического агентства , который вращался 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 (малые миссии для передовых исследований в области технологий-1 ). 3 сентября 2006 года (05:42 UTC) SMART-1 был намеренно разбит о поверхность Луны, завершив свою миссию. [3]
SMART-1 был около одного метра в поперечнике (3,3 фута) и легким по сравнению с другими зондами. Его стартовая масса составляла 367 кг или 809 фунтов, из которых 287 кг (633 фунта) не были топливом.
Он приводился в движение двигателем Холла на солнечной энергии (Snecma PPS-1350 -G), использующим 82 кг ксенонового газа, содержащегося в 50- литровом баке под давлением 150 бар при запуске. Ионный двигатель использовал 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 максимальный показатель для химических ракет. Один кг топлива (от 1/350 до 1/300 от общей массы космического корабля) создавал дельта -v около 45 м/с. Подсистема электродвижения весила 29 кг с пиковой потребляемой мощностью 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 максимальный набор в 1190 Вт для двигателя, что дало 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 у всех кораблей с ионными двигателями, орбитальные маневры выполнялись не короткими очередями, а очень постепенно. Конкретная траектория, выбранная SMART-1 к Луне, требовала тяги примерно от одной трети до половины каждой орбиты. При спиральном удалении от Земли тяга производилась на перигейной части орбиты. В конце миссии двигатель продемонстрировал следующие возможности:
В рамках стратегии Европейского космического агентства по созданию очень недорогих и относительно небольших космических кораблей общая стоимость SMART-1 составила относительно небольшую сумму — 110 миллионов евро (около 170 миллионов долларов США ). SMART-1 был спроектирован и разработан Шведской космической корпорацией по поручению ЕКА . Сборка космического корабля была осуществлена Saab Space в Линчёпинге . Испытания космического корабля были направлены Шведской космической корпорацией и выполнены Saab Space. Руководителем проекта в ЕКА был Джузеппе Ракка, пока космический корабль не достиг рабочей орбиты Луны. Затем его сменил Герхард Швем на этапе науки. Руководителем проекта в Шведской космической корпорации был Петер Ратсман. Главным научным сотрудником проекта был Бернард Фоинг . Руководителем наземного сегмента на этапе подготовки был Майк Маккей, а менеджером по эксплуатации космического корабля был Октавио Камино.
Advanced Moon micro-Imager Experiment представляла собой миниатюрную цветную камеру для получения изображений Луны. ПЗС-камера с тремя фильтрами 750, 900 и 950 нм могла делать снимки со средним разрешением пикселей 80 м (около 260 футов). Камера весила 2,1 кг (около 4,5 фунтов) и потребляла 9 Вт. [4]
Демонстрация компактного рентгеновского спектрометра представляла собой рентгеновский телескоп для идентификации химических элементов на поверхности Луны. Он обнаруживал рентгеновскую флуоресценцию (XRF) кристаллических соединений, созданных путем взаимодействия электронной оболочки с частицами солнечного ветра, для измерения содержания трех основных компонентов: магния , кремния и алюминия . Обнаружение железа , кальция и титана зависело от солнечной активности. Диапазон обнаружения рентгеновских лучей составлял от 0,5 до 10 кэВ. Спектрометр и XSM (описанные ниже) вместе весили 5,2 кг и имели потребляемую мощность 18 Вт.
Рентгеновский солнечный монитор изучал солнечную изменчивость, чтобы дополнить измерения D-CIXS.
Инфракрасный спектрометр Smart-1 был инфракрасным спектрометром для идентификации минеральных спектров оливина и пироксена . Он обнаруживал длины волн от 0,93 до 2,4 мкм с 256 каналами. Вес пакета составлял 2,3 кг, а потребляемая мощность составляла 4,1 Вт. [5]
Пакет диагностики электропривода должен был получить данные о новой двигательной системе на SMART-1. Пакет весил 0,8 кг и имел потребляемую мощность 1,8 Вт. [6]
Эксперимент по исследованию потенциала космического корабля, электронов и пыли. 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 наблюдал за излучением ионного двигателя космического корабля и «следом», который Луна оставляет солнечному ветру . В отличие от большинства других инструментов, которые приходится отключать, чтобы предотвратить повреждение, SPEDE мог продолжать измерения внутри радиационных поясов и во время солнечных бурь, таких как солнечные бури Хэллоуина 2003 года . [7] [8] Он был построен Финским метеорологическим институтом , и его название было намеренно выбрано таким образом, чтобы его аббревиатура совпадала с прозвищем Спеде Пасанена , известного финского киноактера, кинопродюсера и изобретателя. Алгоритмы, разработанные для SPEDE, позже использовались в посадочном модуле ЕКА Philae . [8]
Эксперимент TT&C (телеметрия, отслеживание и управление) диапазона K. Эксперимент весил 6,2 кг и потреблял 26 Вт. Транспондер диапазона Ka был разработан в качестве предшественника BepiColombo для проведения радионаучных исследований и мониторинга динамических характеристик электрической двигательной системы.
SMART-1 был запущен 27 сентября 2003 года вместе с Insat 3E и eBird 1 с помощью ракеты Ariane 5 из Гвианского космического центра во Французской Гвиане . Через 42 минуты он был выведен на геостационарную переходную орбиту 7035 × 42 223 км. Оттуда он использовал свой первичный солнечно-электрический двигатель (SEPP) для постепенного спирального движения в течение тринадцати месяцев.
Орбиту можно увидеть до 26 октября 2004 года на spaceref.com, когда орбита составляла 179 718 × 305 214 км. В этот день, после 289-го импульса двигателя, SEPP накопил общее время работы около 3 648 часов из общего времени полета в 8 000 часов, следовательно, чуть меньше половины всей миссии. Он потребил около 58,8 кг ксенона и выдал дельта-v 2 737 м/с (46,5 м/с на кг ксенона, 0,75 м/с в час времени работы). Он был снова включен 15 ноября для запланированного сжигания в течение 4,5 дней, чтобы полностью выйти на лунную орбиту. Потребовалось время до февраля 2005 года, чтобы с помощью электрического двигателя замедлиться до конечной орбиты в 300–3 000 км над поверхностью Луны. [9] Окончательная эффективность миссии, продемонстрированная двигательной системой, указана выше.
После своего последнего перигея 2 ноября [10] 11 ноября 2004 года он прошел через точку Лагранжа L 1 Земля-Луна и вошел в область, находящуюся под влиянием гравитации Луны , а в 17:48 UT 15 ноября прошел первую периселену своей лунной орбиты. Оскулирующая орбита в тот день составляла 6704 × 53 208 км [11] с орбитальным периодом 129 часов, хотя фактическая орбита была пройдена всего за 89 часов. Это иллюстрирует значительное влияние работы двигателей на орбиту и отмечает значение оскулирующей орбиты, которая представляет собой орбиту, по которой двигался бы космический корабль, если бы в этот момент все возмущения, включая тягу, прекратились.
15 февраля 2005 года ЕКА объявило о продлении миссии SMART-1 на один год до августа 2006 года. Позднее эта дата была перенесена на 3 сентября 2006 года, чтобы обеспечить возможность дальнейших научных наблюдений с Земли. [12]
SMART-1 врезался в поверхность 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/ч), SMART-1 создал столкновение, видимое в наземные телескопы с Земли. Есть надежда, что это не только предоставит некоторые данные, имитирующие столкновение метеорита , но и может подвергнуть материалы в земле, такие как водяной лед, спектроскопическому анализу .
Первоначально ЕКА подсчитало, что столкновение произошло в точке с координатами 34°24′ю.ш. 46°12′з.д. / 34,4°ю.ш. 46,2°з.д. / -34,4; -46,2 . [13] В 2017 году место столкновения было определено по данным Lunar Reconnaissance Orbiter в точке с координатами 34°15′43″ю.ш. 46°11′35″з.д. / 34,262°ю.ш. 46,193°з.д. / -34,262; -46,193 . [2] Во время столкновения Луна была видна в Северной и Южной Америке, а также в некоторых местах Тихого океана, но не в Европе, Африке или Западной Азии.
В ходе этого проекта были получены данные и ноу-хау, которые будут использованы в других миссиях, таких как миссия BepiColombo Европейского космического агентства к Меркурию .
Операции Smart-1 проводились из Европейского центра космических операций ЕКА (ESOC) в Дармштадте (Германия) под руководством менеджера по операциям с космическими аппаратами Октавио Камино.
Наземный сегмент Smart-1 был хорошим примером повторного использования инфраструктуры в ESA: инфраструктура Flight Dynamics и система распределения данных (DDS) от Rosetta, Mars Express и Venus Express. Универсальное программное обеспечение системы управления полетами SCOS 2000 и набор универсальных элементов интерфейса используются в ESA для операций своих миссий.
Использование стандартов CCSDS TLM и TC позволило экономически эффективно адаптировать семь различных терминалов сети слежения ESA (ESTRACK) и Вайльхайм в Германии (DLR).
Компоненты, которые были разработаны специально для Smart-1, были: симулятор; сочетание аппаратного и программного обеспечения, полученного из оборудования EGSE электрического наземного оборудования поддержки, системы планирования миссии и системы автоматизации, разработанной из MOIS Архивировано 3 августа 2019 года в Wayback Machine (последняя основана на прототипе, реализованном для Envisat) и набор инженерных инструментов под названием MUST. Последнее позволило инженерам Smart-1 проводить расследование аномалий через Интернет, став пионером в мониторинге TLM космического корабля ESA с помощью мобильных телефонов и КПК и получая сигналы тревоги космического корабля через SMS . [15] 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 по системам данных. В отличие от большинства миссий ESA, не было контроллеров космических аппаратов (SPACONs), и все операции и мероприятия по планированию миссии выполнялись FCT. Эта концепция возникла из сверхурочных и ночных смен в течение первых месяцев миссии, но хорошо работала во время круиза и фаз Луны. Главной задачей в течение первых трех месяцев миссии было как можно скорее покинуть радиационные пояса, чтобы свести к минимуму деградацию солнечных батарей и ПЗС-матриц звездного датчика.
Первая и самая критическая проблема возникла после первой революции, когда сбой в бортовом алгоритме обнаружения и исправления ошибок (EDAC) вызвал автономное переключение на резервный компьютер на каждой орбите, что привело к нескольким перезагрузкам, обнаруживая космический корабль в режиме SAFE после каждого прохождения перицентра. Анализ телеметрии космического корабля напрямую указал на вызванную радиацией проблему с процедурой прерывания EDAC. [16]
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 в подходе к наземным операциям. Звездные трекеры также часто сбоили во время выхода из Земли и вызывали некоторые перебои в работе электродвижения (ЭД). [17] Все они были устранены с помощью нескольких программных исправлений.
EP показал чувствительность к отключениям, вызванным излучением. Это явление, идентифицированное как переходный процесс одиночного события оптопары (OSET), первоначально наблюдавшееся в LEOP во время первого запуска с использованием катода B, характеризовалось быстрым падением тока анода, вызывающим срабатывание бита тревоги «Flame Out», вызывающего отключение EP. Было установлено, что проблема заключается в чувствительности оптопары, вызванной излучением. Восстановление таких событий заключалось в перезапуске двигателя. Это делалось вручную в течение нескольких месяцев, пока не был разработан патч бортового программного обеспечения (OBSW) для его обнаружения и инициирования автономного перезапуска двигателя. Его влияние было ограничено расчетом прогнозирования орбиты, используемым наземными станциями для отслеживания космического корабля и последующих коррекций орбиты.
Различные виды аномалий и частые перерывы в тяге электродвижения привели к увеличению поддержки наземных станций и сверхурочной работы команды по управлению полетом, которая должна была быстро реагировать. Их восстановление иногда занимало много времени, особенно когда космический корабль находился в режиме SAFE. [18] В целом, они препятствовали проведению операций, как изначально планировалось, с одним 8-часовым проходом каждые 4 дня.
Миссия договорилась об использовании резервной емкости сети ESTRACK. Эта концепция позволила увеличить покрытие сети примерно в восемь раз без дополнительных затрат, но породила непредвиденные накладные расходы и конфликты. В конечном итоге это позволило установить дополнительные контакты с космическим аппаратом на ранней стадии миссии и значительно увеличить объем научных исследований во время фазы Луны. Эта фаза потребовала серьезной перенастройки бортовых хранилищ и их работы. Это изменение, разработанное группой управления полетом в ESOC и внедренное Шведской космической корпорацией в короткие сроки, потребовало переписать часть процедур управления полетом FOP для операций на Луне.
Операции во время фазы Луны становятся высокоавтоматизированными: наведение динамики полета осуществлялось «из меню», что позволило более чем 98% команд генерировать Системе планирования миссии MPS. Расширение системы MPS с так называемым MOIS Executor [16] стало системой автоматизации Smart-1. Она позволила выполнить 70% проходов без участия человека к концу миссии и позволила провести валидацию первой действующей «системы автоматизации космического корабля» в ЕКА. [19]
Миссия достигла всех своих целей: выход из-под влияния радиационных поясов через 3 месяца после запуска, выход по спирали в течение 11 месяцев и захват Луной с помощью резонансов, ввод в эксплуатацию и эксплуатация всех приборов во время фазы полета и оптимизация навигационных и эксплуатационных процедур, необходимых для работы электродвижущей силы. [20] Эффективная работа электродвижущей силы на Луне позволила сократить радиус орбиты, что принесло пользу научным операциям и продлило эту миссию еще на один год.
Подробная хронология событий операции представлена в [16] .
Полные этапы миссии с точки зрения эксплуатации задокументированы в [21], включая производительность различных подсистем.
{{citation}}: CS1 maint: числовые имена: список авторов ( ссылка ){{citation}}: CS1 maint: числовые имена: список авторов ( ссылка )