月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星任務

張錦繡，陳學雷，曹喜濱*，安軍社

（1. 哈爾濱工業(yè)大學 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱 150080；2. 中國科學院 國家天文臺，北京 100012；3. 中國科學院 國家空間科學中心，北京 100190）

月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星任務

張錦繡1，陳學雷2，曹喜濱1*，安軍社3

（1. 哈爾濱工業(yè)大學 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱 150080；2. 中國科學院 國家天文臺，北京 100012；3. 中國科學院 國家空間科學中心，北京 100190）

月球背面能夠有效屏蔽來自地球并同時遮擋來自太陽的射電信號干擾，擁有太陽系中近乎最安靜的電磁環(huán)境，是開展空間超長波天文觀測的最佳選擇區(qū)域。在立足完成空間干涉實驗的基本任務目標基礎、并力爭實現(xiàn)重大科學發(fā)現(xiàn)的研究思路基礎上，研制并發(fā)射兩顆微衛(wèi)星，搭載“嫦娥4號”任務進入地月轉(zhuǎn)移軌道，自主完成地月轉(zhuǎn)移、近月制動，在有效燃料約束下形成環(huán)月大橢圓軌道編隊，構(gòu)建環(huán)月超長波天文干涉儀。說明了系統(tǒng)的工作模式，對數(shù)據(jù)處理與科學分析方法進行了論述，包括數(shù)據(jù)預處理、干涉成像與全天功率譜獲取角度，進而從支持服務模塊和科學載荷模型兩個方面對微衛(wèi)星方案進行了簡要概述，凝練了項目任務解決的關(guān)鍵科學與技術(shù)問題。月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星的實施將通過全球首個繞月近距編隊飛行系統(tǒng)，構(gòu)建全球首個星–星干涉射電天文觀測系統(tǒng)，進而打開人類認識宇宙的新窗口。

超長波觀測；干涉測量；月球軌道編隊；微衛(wèi)星

0 引 言

近年來，美國國家航空航天局（NASA）和歐洲航天局（ESA）等國際航天機構(gòu)紛紛將微納衛(wèi)星引入到深空探測項目中，或充分利用一次深空探測任務的運載能力將多顆微納衛(wèi)星送入探測軌道，或?qū)⑽⒓{衛(wèi)星作為補充功能模塊與主探測器形成完備可靠的探測系統(tǒng)，進而實現(xiàn)探測任務的效能或效益的最大化。

在30 MHz以下的超長波波段的天文觀測，由于受到地球電離層的影響，一直發(fā)展緩慢，空間觀測將是打開這一觀測窗口的關(guān)鍵。縱觀當前空間超長波觀測領域國內(nèi)外發(fā)展情況，其未來發(fā)展趨勢可以概略如下：①月球背面是宇宙超長波觀測的最佳環(huán)境，超長波觀測正在由地基系統(tǒng)向空間系統(tǒng)發(fā)展；②此前單平臺觀測所得全天平均譜差異性較大，尚缺乏在低于30 MHz譜段認知宇宙的高質(zhì)量全天空巡天圖像，無法為宇宙黑暗時代的研究探索提供有效支撐[1-3]，月基/環(huán)月超長波射電干涉系統(tǒng)是解決超長波天文觀測的有效手段[4-6]。然而，相比地球望遠鏡陣列的建設，月球探測任務機會屬稀缺資源，成為制約系統(tǒng)建設的瓶頸。

綜上所述，為充分利用“嫦娥4號”中繼衛(wèi)星發(fā)射過程中的運載剩余能力，在充分調(diào)研相關(guān)空間科學探測前沿領域基礎上[7-9]，結(jié)合國內(nèi)相關(guān)單位在微小衛(wèi)星及空間科學探測領域的優(yōu)勢，提出了繞月超長波天文觀測微衛(wèi)星計劃，將首次實現(xiàn)繞月編隊飛行，并開展超長波探測。

月球軌道超長波天文觀測微衛(wèi)星將在人類從未有效觀測的低頻段進行天文觀測，是國際首個用于這一目的的空間計劃。同時采用微納衛(wèi)星編隊飛行與分布式信息關(guān)聯(lián)技術(shù)，將是國際上首個星–星干涉技術(shù)驗證。針對這一波長的射電天文探測將革命性地開創(chuàng)射電天文研究的新領域，有望取得一大批國際領先的具有重大影響的創(chuàng)新成果。

1 任務目標

項目將按照“立足基本任務目標、力爭重大科學突破”的思路開展設計與研制，具體任務目標如下：

1）拓展微小型航天器在深空探測中的應用，進行深空編隊飛行關(guān)鍵技術(shù)演示驗證。主要包括：微小型深空探測器技術(shù)、深空編隊低成本相對導航技術(shù)、星間通信、測距和時間同步一體化技術(shù)以及不規(guī)則引力場中編隊協(xié)調(diào)控制技術(shù)等。

2）驗證空間超長波干涉測量技術(shù)和三維基線寬視場綜合成像方法。主要包括：基于分布式多載荷的超長波干涉測量技術(shù)、基于最優(yōu)估計理論的高精度三維基線事后處理技術(shù)、復雜環(huán)境電磁噪聲標定、抑制和隔離理論與技術(shù)以及空間超長波大視場成像技術(shù)等。

3）開展全天圖像獲取和全天射電頻譜測量等超長波天文探索研究。主要包括：獲取高分辨率超長波段天空圖像，研究射電源低頻輻射性質(zhì)；觀測全天射電頻譜，探索宇宙黑暗時代；觀測太陽和系內(nèi)行星的超長波射電活動等。

2 任務總體方案

作為“嫦娥4號”任務的搭載試驗項目，月球軌道編隊超長波天文觀測衛(wèi)星由A、B兩顆相同的微衛(wèi)星組成，總質(zhì)量（含星箭分離裝置）為91 kg。其中B星額外搭載了由沙特阿拉伯王國阿卜杜勒–阿齊茲國王科技城研制的微型光學相機。

兩顆微衛(wèi)星將隨同“嫦娥4號”中繼衛(wèi)星一起進入地月轉(zhuǎn)移軌道。待中繼衛(wèi)星分離后，兩顆微衛(wèi)星分別與運載火箭分離，各自單獨完成地月轉(zhuǎn)移、近月制動階段的飛行。進入環(huán)月大橢圓軌道后，在地面測控支持下，兩顆微衛(wèi)星經(jīng)過遠距離接近、近距離逼近后，完成編隊的初始化工作，形成相對距離在1～10 km范圍內(nèi)可變的環(huán)月軌道編隊，如圖 1所示。

圖 1 微衛(wèi)星系統(tǒng)在軌狀態(tài)Fig. 1 On-orbit configuration of formation flying

由于地球電離層的強烈吸收和折射，超長波的地面觀測非常困難，一直未能獲得較高分辨率的天圖。國外早期空間低頻觀測設備RAE-1、RAE-2給出了第一批空間超長波觀測數(shù)據(jù)[1-2]，但受限于單星探測技術(shù)，未能提供高分辨率的超長波圖像。除此之外，其最大的貢獻在于給出了“月球背面能夠有效屏蔽來自地球的射電信號干擾，擁有太陽系中近乎最安靜的電磁環(huán)境，是開展超長波觀測的最佳選擇”這一重要結(jié)論。因此，月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星將月球背面太陽本影區(qū)與地球本影區(qū)的交疊區(qū)域作為最佳工作區(qū)域，如圖 2所示。

圖 2 干涉測量模式工作區(qū)域Fig. 2 Work area of radio interferometric mode

2.1 飛行階段

自運載火箭點火起飛開始，衛(wèi)星共經(jīng)歷發(fā)射、地月轉(zhuǎn)移、近月制動、編隊形成、繞月工作共5個階段階段，分別定義如下：

1）發(fā)射段。從運載火箭分離至星箭分離之間的飛行段。

2）地月轉(zhuǎn)移段。從微衛(wèi)星與運載火箭分離至近月制動前之間的飛行段。自星箭分離開始，主要動作包括微衛(wèi)星對日定向，多次軌道中途修正，直至達到月球近月點附近。

3）近月制動段。從近月制動開始到編隊初始化前之間的飛行段。從微衛(wèi)星到達近月點前5分鐘開始，進行多次點火制動，直至進入繞月軌道，并A1星與A2星完成軌道調(diào)整以保證短期內(nèi)與月球無碰撞風險。

4）編隊形成段。從兩顆微衛(wèi)星遠距離接近至形成編隊之間的飛行段。包括遠距離接近、中距離調(diào)整、近距離編隊初始化等。

5）環(huán)月工作段。形成編隊后的工作階段，涵蓋長期運行過程中的構(gòu)形維持和基線控制，以及超長波天文干涉測量模式等。干涉測量模式主要完成月球背面太陽不可見和太陽可見兩種不同工況下的天文干涉測量試驗等。攜帶沙特相機的B星擇機進入對月成像模式。

微衛(wèi)星系統(tǒng)飛行過程如圖 3所示。

圖 3 微衛(wèi)星系統(tǒng)飛行過程Fig. 3 Mission flight process of formation flying

2.2 系統(tǒng)工作模式

依據(jù)任務不同，系統(tǒng)軌工作模式可分為超長波科學觀測模式、特殊事件觀測模式、對月成像模式（僅B星）以及對地數(shù)傳模式。

作為星上核心模塊的科學觀測載荷，工作模式可具體劃分為：星間測量模式、科學載荷工作模式、對地數(shù)據(jù)傳輸模式。其中科學載荷工作模式主要包括在軌測試模式、時間馴服模式、常規(guī)工作模式、特殊事件觀測模式、星間傳輸模式、待機模式。

圖 4 有效載荷工作模式Fig. 4 Work mode of payload

各模式定義如下：

1）在軌測試模式。在軌測試階段，衛(wèi)星平臺測試完成后進入載荷在軌測試模式。該模式下有效載荷開機，進行在軌測試階段的系統(tǒng)性測試，包括有效載荷功能和性能測試。在軌測試模式每次持續(xù)20 min，當次結(jié)束后自動切換到待機模式。

2）常規(guī)工作模式（譜、梳狀濾波）。當干涉儀滿足遮擋條件準備進行科學觀測時，進入該模式。該模式分三步，首先在保證平臺穩(wěn)定、A星和B星建立星間鏈路的條件下，進行時間馴服達到指標，約10 min；之后，有效載荷進行常規(guī)科學觀測，約10 min。該模式科學數(shù)據(jù)主要為譜測量數(shù)據(jù)和梳狀濾波數(shù)據(jù)。觀測完成后，自動切換到待機模式。

3）特殊事件觀測模式（譜、梳狀濾波、原始采集數(shù)據(jù)）。針對特殊事件進行觀測時，通過地面上行指令切換到該模式。該模式分三步，首先在保證平臺穩(wěn)定、A星和B星建立星間鏈路的條件下，進行時間馴服達到指標，約10 min；之后，有效載荷進行常規(guī)科學觀測，約10 min。該模式科學數(shù)據(jù)主要為原始采集數(shù)據(jù)、譜測量數(shù)據(jù)和梳狀濾波數(shù)據(jù)。觀測完成后，自動切換到待機模式。

4）待機模式。有效載荷不進行在軌測試和科學觀測時，均處于該模式。該模式下，有效載荷設備僅進行健康狀態(tài)的監(jiān)控。

表 1 有效載荷工作模式Table 1 Work mode of payload

在以上1～3三種觀測模式中，均需要對接收系統(tǒng)進行周期性的外定標及內(nèi)定標。其中在外定標中雙星互發(fā)雙頻定標信號，可以提高星間測距精度。在內(nèi)定標中，包括了DA信號注入和噪聲信號注入，可以對接收通道相位和頻譜響應進行標定，定標周期和定標時長根據(jù)接受通道的穩(wěn)定性確定。一般情況下，定標周期持續(xù)時間為秒級。有效載荷工作周期如圖 5所示。

圖 5 有效載荷工作周期Fig. 5 Work cycle of payload

2.3 數(shù)據(jù)處理與科學分析

包括對觀測數(shù)據(jù)的處理分析，整理并發(fā)布數(shù)據(jù)產(chǎn)品如天圖、星表等，并結(jié)合數(shù)據(jù)開展科學研究。

1）數(shù)據(jù)預處理

（1）數(shù)據(jù)整理、編輯和標記。對接收數(shù)據(jù)進行整理和檢查，識別各系統(tǒng)是否工作正常，剔除有問題的數(shù)據(jù)，獲得根據(jù)時間和類型排列好的數(shù)據(jù)。

（2）電磁干擾的識別。在月球背面軌道上進行觀測過程中，相關(guān)電磁干擾主要來源于衛(wèi)星本身設備電路的射頻泄漏、星間通訊、月球著巡組合電磁信號等。上述干擾信號頻譜具有一定的穩(wěn)定性，發(fā)生時間也往往有一定規(guī)律性，采用濾波方法盡可能避開強干擾的頻率，并在處理中標記（flag）、屏蔽（mask）發(fā)現(xiàn)干擾的頻率和時段。

（3）定標校準。分梯次對數(shù)據(jù)進行定標校準。根據(jù)系統(tǒng)內(nèi)置定標源校準，以發(fā)現(xiàn)的強點源或大面積天空背景平均值數(shù)據(jù)作為定標數(shù)據(jù)。事先通過地面實測系統(tǒng)響應，研究由于溫度等因素導致的變化規(guī)律。結(jié)合星上定標系統(tǒng)的設計，利用星上定標源、天空背景和點源，對系統(tǒng)的頻譜響應、增益、基線和時間殘差、儀器相位等進行定標，獲得校準后的時間序列數(shù)據(jù)，并根據(jù)需要進行合并、平均、壓縮等，建立用于成圖或測譜的數(shù)據(jù)集。

（4）時間同步。收到衛(wèi)星回傳的時域數(shù)據(jù)后，為獲得高動態(tài)范圍的干涉成像，對兩顆衛(wèi)星的數(shù)據(jù)做進一步的校準提高時間同步精度。

2）干涉成像與全天功率譜的獲得

（1）干涉成像。射電干涉儀接收的電平信號經(jīng)互相關(guān)后產(chǎn)生干涉顯示度數(shù)據(jù)，顯示度（Visibility）與全體射電強度分布關(guān)系為

其中：（u，v，w）是以波長為單位的干涉基線矢量坐標值；（l，m）是天球任一點相對于參考點的方向余弦；I（l，m）是該點的輻射強度；A（l，m）是天線在該方向的響應。在通常的應用中，如果視場局限在一小區(qū)域內(nèi)且基線處在一個平面上，該式可簡化為一個二維傅立葉變換。利用觀測獲得的顯示度數(shù)據(jù)，通過逆變換，即可實現(xiàn)天空輻射的綜合成像。但在本應用中，由于受到大視場、非共面基線等因素的影響，天文顯示度數(shù)據(jù)中的“w”項的影響變得尤為重要，如果忽略“w”項會引起相位誤差，已不能簡單地通過二維FFT準確重建圖像。因此在干涉成像中需發(fā)展特殊技術(shù)進行處理。目前在地面陣觀測中，針對這一問題的處理方法包括小視場拼接技術(shù)、“w”項投影技術(shù)、“w”項堆疊技術(shù)（w-stacking）、三維傅里葉變換及球諧函數(shù)成像等技術(shù)實現(xiàn)大視場干涉成像。

（2）全天平均頻譜的獲得。兩顆衛(wèi)星上的處理單元對1～30 MHz的帶寬信號進行采樣、FFT、累加后回傳到地面，同時回傳的數(shù)據(jù)還包括衛(wèi)星姿態(tài)信息以及時間同步信息。其預處理過程（檢查數(shù)據(jù)質(zhì)量、識別干擾、定標校準等）與前述成像類似。對同一頻點上的數(shù)據(jù)依時間累加，得到信噪比較高的頻譜數(shù)據(jù)，根據(jù)不同的月球遮蔽和天線指向設計權(quán)重因子，獲取不同天區(qū)的頻譜。通過差分頻譜，進一步分析全天不同方向輻射的頻譜特點。

（3）快變事件觀測。采用地面監(jiān)視系統(tǒng)觸發(fā)以及星上系統(tǒng)自觸發(fā)相結(jié)合，在獲取快變事件的觀測數(shù)據(jù)后，通常采用達波方向估計方法以及極化角測量方法（Gonio Polarimetry）對射電快變事件進行空間定位。進而通過對雙天線的信號進行相關(guān)處理，得到兩個天線信號的時間延遲和相位，然后與單天線得到的方向進行匹配，進一步提高方向估計的精度。同時，對于超長波射電快變事件采用分步、分類處理方法實現(xiàn)頻譜數(shù)據(jù)的自動處理以及各種事件特征信息的自動提取。

數(shù)據(jù)經(jīng)上述處理后，可獲得超長波波段的全天平均頻譜與不同頻點上的天圖。其中全天平均頻譜是宇宙黑暗時代21 cm整體頻譜信號的前景，需要進行研究分析，獲知前景的譜型、譜指數(shù)、組份等信息。由于月球的屏蔽效應、根據(jù)天線指向、可得出不同天區(qū)的譜型并進行比較。利用月球遮蔽差分，月面反射波干涉，可以提取出強射電源的頻譜。

天圖與頻譜中混雜著不同天體的射電輻射組分，主要包括銀河系同步輻射、河內(nèi)及河外射電源輻射、太陽和行星輻射等，也包括黑暗時代中性氫輻射的微量貢獻。通過對天圖的分析，找出其中超過本底一定閾值的源，建立星表，測量其位置、流量、譜指數(shù)等，并與其它波段的觀測交叉比對，認證出對應的天體，例如超新星遺跡、類星體、射電星系等等。對天圖的大尺度結(jié)構(gòu)進行分析，識別出銀河系內(nèi)輻射區(qū)和星際介質(zhì)的分布等。對一些已知的脈沖星進行消色散分析，驗證是否能探測到脈沖星。

在超長波波段，連續(xù)源較多，譜線較少，但也發(fā)現(xiàn)過一些譜線，如碳的高階復合線（Recombination Line）等，對可能存在的譜線進行搜索。對于連續(xù)譜，可通過時間平均獲得高精度的整體譜。在衛(wèi)星運行期間，月球遮擋的天空不斷變化，同時太陽、太陽系內(nèi)行星、某些變源、日地空間產(chǎn)生的輻射等也可能發(fā)生一些變化。兩顆衛(wèi)星在任一時刻觀測的天空也不完全相同。通過對不同時段獲取的頻譜數(shù)據(jù)進行比較分析，可以分離出這些變化的組分，從而發(fā)現(xiàn)一些強源、變源。提取出強源、變源更精確的頻譜和圖像，改進校準精度，獲得更精確的全天平均頻譜。準確測出前景譜后，進而使用主成分分析、獨立成分分析等方法進行前景減除，搜尋黑暗時代信號。

3 微衛(wèi)星方案

3.1 微衛(wèi)星方案概述

微衛(wèi)星由支持與服務模塊和科學載荷模塊兩大部分組成，如圖 6所示。其中，支持與服務模塊由結(jié)構(gòu)及機構(gòu)模塊、熱控模塊、綜合電子模塊、姿軌測量控制模塊、推進模塊、測控數(shù)傳模塊、電源與供配電模塊以及系統(tǒng)軟件模塊組成；載荷模塊包括科學探測載荷模塊以及沙特相機模塊?？茖W探測載荷模塊雙星均安裝，而沙特載荷模塊只在B星安裝。

圖 6 微衛(wèi)星系統(tǒng)組成結(jié)構(gòu)Fig. 6 Components of lunar micro-satellite

圖 7 微衛(wèi)星系統(tǒng)構(gòu)型圖Fig. 7 Configuration of lunar micro-satellite

3.2 各功能模塊設計要點

微衛(wèi)星創(chuàng)新性的采用推進系統(tǒng)貯箱（圖 8）作為整星的主承力結(jié)構(gòu)，貯箱下端框連接承力筒及星箭分離機構(gòu)，作為與運載火箭提供的衛(wèi)星支架的對接結(jié)構(gòu)。星箭分離機構(gòu)采用低沖量分離螺母與彈簧分離相結(jié)合，降低對星箭分離時對微衛(wèi)星沖擊。

圖 8 基于貯箱的衛(wèi)星主承力結(jié)構(gòu)方案Fig. 8 Tank-based main bearing-load structure

綜合電子系統(tǒng)（圖 9）采用電子系統(tǒng)集中管理方案，各功能模塊不設下位機，由計算機直接外擴接口完成星務管理、姿態(tài)軌道控制，測控終端、整星熱控及電源管理等功能。此外，在奔月過程中采用雙機熱備份提高可靠性，在軌長期工作則以冷備份模式降低微衛(wèi)星的能源需求。系統(tǒng)軟件模塊以BM3803為主處理器，uCOS-III為操作系統(tǒng)，實現(xiàn)對衛(wèi)星的星務管理、姿態(tài)與軌道控制、電源管理與熱控管理。

圖 9 綜合電子系統(tǒng)組成框圖Fig. 9 Architecture of integrated electrical module

科學探測載荷模塊（原理框架圖如圖 10所示）包括超長波射電天文測量、載荷數(shù)據(jù)存儲與運行管理、星間鏈路三部分，含兩個干涉儀天線、一個集成了所有電路板的電子學模塊和一副星間鏈路天線。其中A星鏈路天線采用中增益、窄波束、貼片圓極化天線；B星鏈路天線采用低增益、寬波束、單極子天線。

圖 10 科學載荷模塊原理框圖Fig. 10 Principle scheme of scientific payload

姿軌測量控制模塊采用星敏感器、太陽敏感器和慣性測量組件對衛(wèi)星姿態(tài)進行實時估計，衛(wèi)星軌道確定由地面測軌上注與星上軌道遞推共同完成。利用反作用飛輪組+推力器組件進行姿態(tài)控制和整星角動量管理?？刂葡到y(tǒng)長期工作于整星零動量狀態(tài)下，根據(jù)整星能源、軌道維持及科學探測任務要求，可實現(xiàn)對日、B星、地球定向三軸穩(wěn)定控制；系統(tǒng)具備姿態(tài)軌道協(xié)同控制能力，可根據(jù)軌道轉(zhuǎn)移、維持要求進行軌道調(diào)整；具備雙星編隊相對導航功能，可實現(xiàn)雙星相對距離、方位的測量；軌控以地面上注軌控參數(shù)為主。

推進模塊采用單組元肼推進系統(tǒng)，配備4只0.2 N推力器和4只5 N推力器。0.2 N推力器主要用于整星角動量的管理、編隊維持及軌控過程中姿態(tài)的維持，并具備獨立完成三軸穩(wěn)定控制的能力；5 N推力器主要用于衛(wèi)星軌道調(diào)整與維持，同時具備俯仰、偏航軸姿態(tài)調(diào)整能力。

測控數(shù)傳模塊采用了測控應答機雙機備份、數(shù)傳模塊共用高增益天線分時工作的方案，通過雙機備份保證星地測控通道的可靠工作，同時通過共用高增益天線提高模塊的功能密度。電源與供配電模塊采用了三結(jié)GaAs太陽電池與18650鋰離子蓄電池組聯(lián)合供電方案，為整星提供能源和供配電管理。衛(wèi)星熱控采用了被動熱控為主+主動電加熱為輔的熱控方案，充分利用衛(wèi)星各模塊自身的熱輻射特性調(diào)節(jié)溫度分布，通過合理設計散熱面及包覆多層隔熱材料以減小外部熱流影響。

4 關(guān)鍵科學與技術(shù)問題

1）大視場三維動態(tài)基線干涉成像機制與方法。射電干涉成像系統(tǒng)擬攻克的主要部分為空間運動的可變基線超長波超大視場射電干涉處理技術(shù)，所需的射電成像技術(shù)與以往有很大不同：絕大多數(shù)射電望遠鏡固定在地面上，基線的變化只是繞地球自轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，而擬研制設備中的基線方向和長度則隨著衛(wèi)星飛行不斷變化；以往大部分天文觀測是對較小視場內(nèi)的天區(qū)進行，利用天線初級波束（Primary Beam）方向性，只觀測一小部分天區(qū)內(nèi)的信號，這樣數(shù)據(jù)比較容易處理，且往往可以忽略信號相位差中的“w-項”，用逆傅里葉變換獲得天圖。擬研制設備中初級波束為全天覆蓋，不僅無法省略“w-項”，并且各方向的信號混在一起，更難分析和識別問題。且沒有已知的天文源可用于校準和檢測。由于數(shù)據(jù)傳輸能力的限制，數(shù)據(jù)帶寬窄、積分時間短，噪聲大，平臺自身也可能產(chǎn)生較強干擾。這些都增加了數(shù)據(jù)處理的難度。目前該技術(shù)國內(nèi)外尚無公開資料表明已有科研成果，也無可用的數(shù)據(jù)進行分析、測試，需要新研成像處理方法。擬解決的關(guān)鍵問題是，在三維變動基線、全天視場、較大噪聲條件下的定標校準和成像處理算法。

2）復雜環(huán)境電磁噪聲標定、抑制和隔離理論與方法。頻譜測量的難點在于，要進行超寬頻帶（相對帶寬2）的測量，而限于載荷重量只能使用響應隨頻率變化較大、駐波較強的電小天線，衛(wèi)星平臺設備也存在較強自身干擾，并在缺乏天文定標源的情況下實現(xiàn)系統(tǒng)的精密定標校準。因此，擬解決的關(guān)鍵問題是，電小天線寬頻帶接收機的頻譜測量技術(shù)、頻譜數(shù)據(jù)的精密定標校準方法、電磁干擾的識別和減除方法、不同天區(qū)和天體的頻譜提取方法、前景頻譜的盲分析方法等，以實現(xiàn)高動態(tài)范圍和精度的頻譜觀測。

3）空間射電源突發(fā)瞬變現(xiàn)象的觀測與識別、定位機理與方法。太陽及行星的低頻射電輻射往往具有突發(fā)性和快速時變特性，同時，太陽的日冕物質(zhì)拋射（Coronal Mass Ejection，CME）隨著時間在變化，為了揭示行星際日冕物質(zhì)拋射的動力學過程，需要對其進行跟蹤觀測。因此，擬解決的關(guān)鍵問題包括：高靈敏度觸發(fā)觀測模塊的研制，實現(xiàn)系統(tǒng)對快變時間的觀測；高效實時觸發(fā)算法的開發(fā)，提高系統(tǒng)對空間快變事件的觀測能力；低信噪比下信號的達波方向估計方法研究，實現(xiàn)對信號進行高精度定位。

4）揭示多體及不規(guī)則引力場下分布式系統(tǒng)的非線性動態(tài)特性及狀態(tài)耦合機理。與近地編隊相比，儀器設備擬運行的繞月編隊具有大偏心率、環(huán)繞天體引力場分布強非線性等特點，此外當儀器設備遠月點在地月之間時，受到地球引力場的強烈影響。同時，月球軌道、甚至深空復雜攝動力作用下相對運動的高精度建模尚有待進行深入研究。項目擬定量分析月球軌道編隊在大橢圓軌道、月球非球形引力攝動、地球太陽及太陽系行星的引力攝動、太陽光壓攝動、后牛頓效應等復雜空間攝動力、歲差章動等因素影響下，相對姿態(tài)與軌道的耦合特性及其非線性特征，為繞月編隊干涉儀分布式平臺設計和控制提供理論支撐。

5 創(chuàng)新點

1）打開人類認識宇宙的新窗口。項目所觀測頻段是當前所能觀測的最長波長的電磁輻射，也是最后一個尚未被深入研究的電磁波段。項目將觀測宇宙天體圖像和頻譜，在超長波射電研究領域跨出具有劃時代意義的第一步，帶領人們進入一個全新的認知領域。由于星際空間等離子體的吸收，這是一個迄今尚未被觀測認識的“處女地”，有望取得具有重大科學意義的新發(fā)現(xiàn)。

2）構(gòu)建全球首個星間干涉射電天文觀測系統(tǒng)。此前空間射電天文干涉成像系統(tǒng)，只有俄羅斯的Radio-Astron和日本的VSOP[10]，均為單個衛(wèi)星搭載射電望遠鏡與地面射電望遠鏡進行干涉成像，項目將是全球首個由兩個空間射電望遠鏡相互干涉成像的系統(tǒng)；Radio-Astron和VSOP都是在高頻進行VLBI觀測，觀測目標都是單個亮射電源，項目將開展全天成像觀測試驗，在天文綜合孔徑成像技術(shù)方面也是一個重要的新突破，也將力爭進行國際首次全天空大視場射電成像。

3）實現(xiàn)全球首個繞月近距編隊飛行系統(tǒng)。近年來人們對衛(wèi)星編隊飛行技術(shù)進行了一些試驗探索，但迄今為止僅極少數(shù)國家成功部署了環(huán)繞地球飛行的衛(wèi)星編隊。項目采用繞月編隊飛行的形式，在軌形成分布式干涉儀，利用月球背面優(yōu)越的射電環(huán)境，進行超長波射電觀測。此外，也將探索大橢圓軌道近距離編隊，同時也是首次在無GPS依托情況下對自主相對導航、相對時間同步等編隊相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)開展驗證，將為未來深空干涉陣列的進一步應用奠定基礎。

6 結(jié)束語

鑒于宇宙不同階段的電磁輻射特征的明顯差異性，只有獲取了宇宙的完整電磁譜段觀測，才有可能對宇宙的發(fā)生、發(fā)展、演化、結(jié)局等重要的科學問題進行研究。因此，天文學觀測領域的每一次技術(shù)創(chuàng)新，都會引領一大批原創(chuàng)性的科研成果。

對于超長波段宇宙的研究目前僅僅是依據(jù)有限數(shù)據(jù)進行猜想。毫無疑問，獲取超長波觀測數(shù)據(jù)，將極大地豐富人類對宇宙的認識，月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星作為后續(xù)天基超長波天文望遠鏡陣列的先驅(qū)性試驗驗證系統(tǒng)，其飛行演示驗證將可能引爆空間科學及天文學領域的國際研究熱點。

[1]Weber R R，Alexer J K，Stone R G. The radio astronomy explorer satellite，a low-frequency observatory [J]. Radio Science，1972，6（12）：1085-1097.

[2]Alexander J K，Kaiser M L，Novaco J C，et al. Scientific instrumentation of the Radio-Astronomy -Explorer-2 satellite [J]. Astronomy & Astrophysics，1975，129（3360）：1415-1416.

[3]Kaiser M L，Desch M D，J. L B，et al. WIND/WAVES observations of man-made radio transmissions[J]. Geophysical Research Letters，1996，23（10）：1287-1290.

[4]陳學雷. 關(guān)于開展我國空間低頻射電天文學研究的一些設想[C]// 中國宇航學會深空探測技術(shù)專業(yè)委員會第二屆學術(shù)會議論文集. 北京：CDSET-CSA，2005.

[5]Lazio T J W，Kasper J，Jones D，et al. The Dark Ages Lunar Interferometer （DALI）[C]// Bulletin of the American Astronomical Society. USA：[s.n.]，2007.

[6]Burns J O，Lazio J，Bale S，et al. Probing the first stars and black holes in the early universe with the Dark Ages Radio Explorer （DARE）[J]. Advances in Space Research，2011，49（3）：433-450.

[7]吳偉仁，于登云. 深空探測發(fā)展與未來關(guān)鍵技術(shù)[J]. 深空探測學報，2014，1（1）：5-17.

Wu W R，Yu D Y. Development of deep space exploration and its future key technologies[J]. Journal of Deep Space Exploration，2014，1（1）：5-17.

[8]姜宇，寶音賀西. 強不規(guī)則天體引力場中的動力學研究進展[J]. 深空探測學報，2014，1（4）：250-261.

Jiang Y，Baoyin H X. Research trend of dynamics in the gravitational field of irregular celestial body[J]. Journal of Deep Space Exploration，2014，1（4）：250-261.

[9]平勁松，王明遠等. 嫦娥系列探月衛(wèi)星無線電科學實驗簡介[J]. 深空探測學報，2014，1（3）： 192-199.

Ping J S，Wang M Y，et al. Radio science experiments in Chang’e series missions[J]. Journal of Deep Space Exploration，2014，1（3）：192-199.

[10]Alexander J K，Kaiser M L，Novaco J C，et al. Scientific instrumentation of the Radio-Astronomy -Explorer-2 satellite [J]. Astronomy & Astrophysics，1975，129（3360）：1415-1416.

通信地址：哈爾濱工業(yè)大學科學園3012信箱（150080）

電話：（0451）86416447-8302

E-mail：jinxiu@hit.edu.cn

陳學雷（1969– ），男，研究員，博士生導師，主要研究方向：宇宙學研究，科學應用負責人。

通信地址：北京市朝陽區(qū)大屯路甲20號中國科學院國家天文臺

電話：（010）64841655

E-mail：xuelei@bao.ac.cn

曹喜濱（1963– ），男，教授，博士生導師，主要研究方向：微小型航天器系統(tǒng)設計，項目任務總師。

通信地址：哈爾濱工業(yè)大學科學園3012信箱（150080）

電話：（0451）86416447-8407

E-mail：xbcao@hit.edu.cn

Formation Flying Around Lunar for Ultra-Long Wave Radio Interferometer Mission

ZHANG Jinxiu1，CHEN Xuelei2，CAO Xibin1*，AN Junshe3
（1. Research Center of Satellite Technology，Harbin Institute of Technology Harbin 150001；2. National Astronomical Observatory，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100012；3. National Space Science Center，Chinese Academy of Sciences，Beijing 100190）

The farside of the Moon can effectively block the radio interference from the Earth and the Sun，which provides almost the quietest electromagnetic environment within the solar system. Hence，it would be the best place to make astronomical super-long wavelength observation in the space. In this mission，we will realize the basic mission goal of conducting interferometry experiment，and will also try to make important scientific discoveries. Two micro satellites will be manufactured and launched into space by piggybacking on the CHANG’E-4 mission. The two satellites will be detached from the rocket at the start of the earth-moon transfer orbit and conduct orbit transfer autonomously，and make a brake as closing to the moon. Due to limited fuel supply，the orbit is a large ellipse orbit. They are to fly in formation and perform super long wave interferometry at the lunar farside of the orbit. In this paper the work modes of the system is presented，and the data processing and analysis methods are discussed，including the data pre-processing，the interference imaging and global spectrum measurement. The micro-satellite supporting services model and the scientific payload model are also described. The key technology problems are summarized. With this project，the first formation flying microsatellite system in lunar orbit is realized，and the first star-star interferometry astronomical observation is conducted.

ultra-long wave radio；interferometer；lunar formation flying；micro-satellite

P171.3

A

2095-7777（2017）02-0158-08

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.02.009

張錦繡（1978– ），男，教授，博士生導師，主要研究方向：分布式航天器系統(tǒng)設計，衛(wèi)星系統(tǒng)負責人。

[責任編輯：楊曉燕，英文審校：朱魯青]

張錦繡，陳學雷，曹喜濱，等. 月球軌道編隊超長波天文觀測微衛(wèi)星任務[J]. 深空探測學報，2017，4（2）：158-165.

Reference format: Zhang J X，Chen X L，Cao X B，et al. Formation flying around lunar for ultra-long wave radio interferometer mission [J]. Journal of Deep Space Exploration，2017，4（2）：158-165.

2017-03-13

2017-03-27