月球轨道编队超长波天文观测微卫星任务

张锦绣，陈学雷，曹喜滨*，安军社

（1. 哈尔滨工业大学 卫星技术研究所，哈尔滨 150080；2. 中国科学院 国家天文台，北京 100012；3. 中国科学院 国家空间科学中心，北京 100190）

月球轨道编队超长波天文观测微卫星任务

张锦绣1，陈学雷2，曹喜滨1*，安军社3

（1. 哈尔滨工业大学 卫星技术研究所，哈尔滨 150080；2. 中国科学院 国家天文台，北京 100012；3. 中国科学院 国家空间科学中心，北京 100190）

月球背面能够有效屏蔽来自地球并同时遮挡来自太阳的射电信号干扰，拥有太阳系中近乎最安静的电磁环境，是开展空间超长波天文观测的最佳选择区域。在立足完成空间干涉实验的基本任务目标基础、并力争实现重大科学发现的研究思路基础上，研制并发射两颗微卫星，搭载“嫦娥4号”任务进入地月转移轨道，自主完成地月转移、近月制动，在有效燃料约束下形成环月大椭圆轨道编队，构建环月超长波天文干涉仪。说明了系统的工作模式，对数据处理与科学分析方法进行了论述，包括数据预处理、干涉成像与全天功率谱获取角度，进而从支持服务模块和科学载荷模型两个方面对微卫星方案进行了简要概述，凝练了项目任务解决的关键科学与技术问题。月球轨道编队超长波天文观测微卫星的实施将通过全球首个绕月近距编队飞行系统，构建全球首个星–星干涉射电天文观测系统，进而打开人类认识宇宙的新窗口。

超长波观测；干涉测量；月球轨道编队；微卫星

0 引 言

近年来，美国国家航空航天局（NASA）和欧洲航天局（ESA）等国际航天机构纷纷将微纳卫星引入到深空探测项目中，或充分利用一次深空探测任务的运载能力将多颗微纳卫星送入探测轨道，或将微纳卫星作为补充功能模块与主探测器形成完备可靠的探测系统，进而实现探测任务的效能或效益的最大化。

在30 MHz以下的超长波波段的天文观测，由于受到地球电离层的影响，一直发展缓慢，空间观测将是打开这一观测窗口的关键。纵观当前空间超长波观测领域国内外发展情况，其未来发展趋势可以概略如下：①月球背面是宇宙超长波观测的最佳环境，超长波观测正在由地基系统向空间系统发展；②此前单平台观测所得全天平均谱差异性较大，尚缺乏在低于30 MHz谱段认知宇宙的高质量全天空巡天图像，无法为宇宙黑暗时代的研究探索提供有效支撑[1-3]，月基/环月超长波射电干涉系统是解决超长波天文观测的有效手段[4-6]。然而，相比地球望远镜阵列的建设，月球探测任务机会属稀缺资源，成为制约系统建设的瓶颈。

综上所述，为充分利用“嫦娥4号”中继卫星发射过程中的运载剩余能力，在充分调研相关空间科学探测前沿领域基础上[7-9]，结合国内相关单位在微小卫星及空间科学探测领域的优势，提出了绕月超长波天文观测微卫星计划，将首次实现绕月编队飞行，并开展超长波探测。

月球轨道超长波天文观测微卫星将在人类从未有效观测的低频段进行天文观测，是国际首个用于这一目的的空间计划。同时采用微纳卫星编队飞行与分布式信息关联技术，将是国际上首个星–星干涉技术验证。针对这一波长的射电天文探测将革命性地开创射电天文研究的新领域，有望取得一大批国际领先的具有重大影响的创新成果。

1 任务目标

项目将按照“立足基本任务目标、力争重大科学突破”的思路开展设计与研制，具体任务目标如下：

1）拓展微小型航天器在深空探测中的应用，进行深空编队飞行关键技术演示验证。主要包括：微小型深空探测器技术、深空编队低成本相对导航技术、星间通信、测距和时间同步一体化技术以及不规则引力场中编队协调控制技术等。

2）验证空间超长波干涉测量技术和三维基线宽视场综合成像方法。主要包括：基于分布式多载荷的超长波干涉测量技术、基于最优估计理论的高精度三维基线事后处理技术、复杂环境电磁噪声标定、抑制和隔离理论与技术以及空间超长波大视场成像技术等。

3）开展全天图像获取和全天射电频谱测量等超长波天文探索研究。主要包括：获取高分辨率超长波段天空图像，研究射电源低频辐射性质；观测全天射电频谱，探索宇宙黑暗时代；观测太阳和系内行星的超长波射电活动等。

2 任务总体方案

作为“嫦娥4号”任务的搭载试验项目，月球轨道编队超长波天文观测卫星由A、B两颗相同的微卫星组成，总质量（含星箭分离装置）为91 kg。其中B星额外搭载了由沙特阿拉伯王国阿卜杜勒–阿齐兹国王科技城研制的微型光学相机。

两颗微卫星将随同“嫦娥4号”中继卫星一起进入地月转移轨道。待中继卫星分离后，两颗微卫星分别与运载火箭分离，各自单独完成地月转移、近月制动阶段的飞行。进入环月大椭圆轨道后，在地面测控支持下，两颗微卫星经过远距离接近、近距离逼近后，完成编队的初始化工作，形成相对距离在1～10 km范围内可变的环月轨道编队，如图 1所示。

图 1 微卫星系统在轨状态Fig. 1 On-orbit configuration of formation flying

由于地球电离层的强烈吸收和折射，超长波的地面观测非常困难，一直未能获得较高分辨率的天图。国外早期空间低频观测设备RAE-1、RAE-2给出了第一批空间超长波观测数据[1-2]，但受限于单星探测技术，未能提供高分辨率的超长波图像。除此之外，其最大的贡献在于给出了“月球背面能够有效屏蔽来自地球的射电信号干扰，拥有太阳系中近乎最安静的电磁环境，是开展超长波观测的最佳选择”这一重要结论。因此，月球轨道编队超长波天文观测微卫星将月球背面太阳本影区与地球本影区的交叠区域作为最佳工作区域，如图 2所示。

图 2 干涉测量模式工作区域Fig. 2 Work area of radio interferometric mode

2.1 飞行阶段

自运载火箭点火起飞开始，卫星共经历发射、地月转移、近月制动、编队形成、绕月工作共5个阶段阶段，分别定义如下：

1）发射段。从运载火箭分离至星箭分离之间的飞行段。

2）地月转移段。从微卫星与运载火箭分离至近月制动前之间的飞行段。自星箭分离开始，主要动作包括微卫星对日定向，多次轨道中途修正，直至达到月球近月点附近。

3）近月制动段。从近月制动开始到编队初始化前之间的飞行段。从微卫星到达近月点前5分钟开始，进行多次点火制动，直至进入绕月轨道，并A1星与A2星完成轨道调整以保证短期内与月球无碰撞风险。

4）编队形成段。从两颗微卫星远距离接近至形成编队之间的飞行段。包括远距离接近、中距离调整、近距离编队初始化等。

5）环月工作段。形成编队后的工作阶段，涵盖长期运行过程中的构形维持和基线控制，以及超长波天文干涉测量模式等。干涉测量模式主要完成月球背面太阳不可见和太阳可见两种不同工况下的天文干涉测量试验等。携带沙特相机的B星择机进入对月成像模式。

微卫星系统飞行过程如图 3所示。

图 3 微卫星系统飞行过程Fig. 3 Mission flight process of formation flying

2.2 系统工作模式

依据任务不同，系统轨工作模式可分为超长波科学观测模式、特殊事件观测模式、对月成像模式（仅B星）以及对地数传模式。

作为星上核心模块的科学观测载荷，工作模式可具体划分为：星间测量模式、科学载荷工作模式、对地数据传输模式。其中科学载荷工作模式主要包括在轨测试模式、时间驯服模式、常规工作模式、特殊事件观测模式、星间传输模式、待机模式。

图 4 有效载荷工作模式Fig. 4 Work mode of payload

各模式定义如下：

1）在轨测试模式。在轨测试阶段，卫星平台测试完成后进入载荷在轨测试模式。该模式下有效载荷开机，进行在轨测试阶段的系统性测试，包括有效载荷功能和性能测试。在轨测试模式每次持续20 min，当次结束后自动切换到待机模式。

2）常规工作模式（谱、梳状滤波）。当干涉仪满足遮挡条件准备进行科学观测时，进入该模式。该模式分三步，首先在保证平台稳定、A星和B星建立星间链路的条件下，进行时间驯服达到指标，约10 min；之后，有效载荷进行常规科学观测，约10 min。该模式科学数据主要为谱测量数据和梳状滤波数据。观测完成后，自动切换到待机模式。

3）特殊事件观测模式（谱、梳状滤波、原始采集数据）。针对特殊事件进行观测时，通过地面上行指令切换到该模式。该模式分三步，首先在保证平台稳定、A星和B星建立星间链路的条件下，进行时间驯服达到指标，约10 min；之后，有效载荷进行常规科学观测，约10 min。该模式科学数据主要为原始采集数据、谱测量数据和梳状滤波数据。观测完成后，自动切换到待机模式。

4）待机模式。有效载荷不进行在轨测试和科学观测时，均处于该模式。该模式下，有效载荷设备仅进行健康状态的监控。

表 1 有效载荷工作模式Table 1 Work mode of payload

在以上1～3三种观测模式中，均需要对接收系统进行周期性的外定标及内定标。其中在外定标中双星互发双频定标信号，可以提高星间测距精度。在内定标中，包括了DA信号注入和噪声信号注入，可以对接收通道相位和频谱响应进行标定，定标周期和定标时长根据接受通道的稳定性确定。一般情况下，定标周期持续时间为秒级。有效载荷工作周期如图 5所示。

图 5 有效载荷工作周期Fig. 5 Work cycle of payload

2.3 数据处理与科学分析

包括对观测数据的处理分析，整理并发布数据产品如天图、星表等，并结合数据开展科学研究。

1）数据预处理

（1）数据整理、编辑和标记。对接收数据进行整理和检查，识别各系统是否工作正常，剔除有问题的数据，获得根据时间和类型排列好的数据。

（2）电磁干扰的识别。在月球背面轨道上进行观测过程中，相关电磁干扰主要来源于卫星本身设备电路的射频泄漏、星间通讯、月球着巡组合电磁信号等。上述干扰信号频谱具有一定的稳定性，发生时间也往往有一定规律性，采用滤波方法尽可能避开强干扰的频率，并在处理中标记（flag）、屏蔽（mask）发现干扰的频率和时段。

（3）定标校准。分梯次对数据进行定标校准。根据系统内置定标源校准，以发现的强点源或大面积天空背景平均值数据作为定标数据。事先通过地面实测系统响应，研究由于温度等因素导致的变化规律。结合星上定标系统的设计，利用星上定标源、天空背景和点源，对系统的频谱响应、增益、基线和时间残差、仪器相位等进行定标，获得校准后的时间序列数据，并根据需要进行合并、平均、压缩等，建立用于成图或测谱的数据集。

（4）时间同步。收到卫星回传的时域数据后，为获得高动态范围的干涉成像，对两颗卫星的数据做进一步的校准提高时间同步精度。

2）干涉成像与全天功率谱的获得

（1）干涉成像。射电干涉仪接收的电平信号经互相关后产生干涉显示度数据，显示度（Visibility）与全体射电强度分布关系为

其中：（u，v，w）是以波长为单位的干涉基线矢量坐标值；（l，m）是天球任一点相对于参考点的方向余弦；I（l，m）是该点的辐射强度；A（l，m）是天线在该方向的响应。在通常的应用中，如果视场局限在一小区域内且基线处在一个平面上，该式可简化为一个二维傅立叶变换。利用观测获得的显示度数据，通过逆变换，即可实现天空辐射的综合成像。但在本应用中，由于受到大视场、非共面基线等因素的影响，天文显示度数据中的“w”项的影响变得尤为重要，如果忽略“w”项会引起相位误差，已不能简单地通过二维FFT准确重建图像。因此在干涉成像中需发展特殊技术进行处理。目前在地面阵观测中，针对这一问题的处理方法包括小视场拼接技术、“w”项投影技术、“w”项堆叠技术（w-stacking）、三维傅里叶变换及球谐函数成像等技术实现大视场干涉成像。

（2）全天平均频谱的获得。两颗卫星上的处理单元对1～30 MHz的带宽信号进行采样、FFT、累加后回传到地面，同时回传的数据还包括卫星姿态信息以及时间同步信息。其预处理过程（检查数据质量、识别干扰、定标校准等）与前述成像类似。对同一频点上的数据依时间累加，得到信噪比较高的频谱数据，根据不同的月球遮蔽和天线指向设计权重因子，获取不同天区的频谱。通过差分频谱，进一步分析全天不同方向辐射的频谱特点。

（3）快变事件观测。采用地面监视系统触发以及星上系统自触发相结合，在获取快变事件的观测数据后，通常采用达波方向估计方法以及极化角测量方法（Gonio Polarimetry）对射电快变事件进行空间定位。进而通过对双天线的信号进行相关处理，得到两个天线信号的时间延迟和相位，然后与单天线得到的方向进行匹配，进一步提高方向估计的精度。同时，对于超长波射电快变事件采用分步、分类处理方法实现频谱数据的自动处理以及各种事件特征信息的自动提取。

数据经上述处理后，可获得超长波波段的全天平均频谱与不同频点上的天图。其中全天平均频谱是宇宙黑暗时代21 cm整体频谱信号的前景，需要进行研究分析，获知前景的谱型、谱指数、组份等信息。由于月球的屏蔽效应、根据天线指向、可得出不同天区的谱型并进行比较。利用月球遮蔽差分，月面反射波干涉，可以提取出强射电源的频谱。

天图与频谱中混杂着不同天体的射电辐射组分，主要包括银河系同步辐射、河内及河外射电源辐射、太阳和行星辐射等，也包括黑暗时代中性氢辐射的微量贡献。通过对天图的分析，找出其中超过本底一定阈值的源，建立星表，测量其位置、流量、谱指数等，并与其它波段的观测交叉比对，认证出对应的天体，例如超新星遗迹、类星体、射电星系等等。对天图的大尺度结构进行分析，识别出银河系内辐射区和星际介质的分布等。对一些已知的脉冲星进行消色散分析，验证是否能探测到脉冲星。

在超长波波段，连续源较多，谱线较少，但也发现过一些谱线，如碳的高阶复合线（Recombination Line）等，对可能存在的谱线进行搜索。对于连续谱，可通过时间平均获得高精度的整体谱。在卫星运行期间，月球遮挡的天空不断变化，同时太阳、太阳系内行星、某些变源、日地空间产生的辐射等也可能发生一些变化。两颗卫星在任一时刻观测的天空也不完全相同。通过对不同时段获取的频谱数据进行比较分析，可以分离出这些变化的组分，从而发现一些强源、变源。提取出强源、变源更精确的频谱和图像，改进校准精度，获得更精确的全天平均频谱。准确测出前景谱后，进而使用主成分分析、独立成分分析等方法进行前景减除，搜寻黑暗时代信号。

3 微卫星方案

3.1 微卫星方案概述

微卫星由支持与服务模块和科学载荷模块两大部分组成，如图 6所示。其中，支持与服务模块由结构及机构模块、热控模块、综合电子模块、姿轨测量控制模块、推进模块、测控数传模块、电源与供配电模块以及系统软件模块组成；载荷模块包括科学探测载荷模块以及沙特相机模块。科学探测载荷模块双星均安装，而沙特载荷模块只在B星安装。

图 6 微卫星系统组成结构Fig. 6 Components of lunar micro-satellite

图 7 微卫星系统构型图Fig. 7 Configuration of lunar micro-satellite

3.2 各功能模块设计要点

微卫星创新性的采用推进系统贮箱（图 8）作为整星的主承力结构，贮箱下端框连接承力筒及星箭分离机构，作为与运载火箭提供的卫星支架的对接结构。星箭分离机构采用低冲量分离螺母与弹簧分离相结合，降低对星箭分离时对微卫星冲击。

图 8 基于贮箱的卫星主承力结构方案Fig. 8 Tank-based main bearing-load structure

综合电子系统（图 9）采用电子系统集中管理方案，各功能模块不设下位机，由计算机直接外扩接口完成星务管理、姿态轨道控制，测控终端、整星热控及电源管理等功能。此外，在奔月过程中采用双机热备份提高可靠性，在轨长期工作则以冷备份模式降低微卫星的能源需求。系统软件模块以BM3803为主处理器，uCOS-III为操作系统，实现对卫星的星务管理、姿态与轨道控制、电源管理与热控管理。

图 9 综合电子系统组成框图Fig. 9 Architecture of integrated electrical module

科学探测载荷模块（原理框架图如图 10所示）包括超长波射电天文测量、载荷数据存储与运行管理、星间链路三部分，含两个干涉仪天线、一个集成了所有电路板的电子学模块和一副星间链路天线。其中A星链路天线采用中增益、窄波束、贴片圆极化天线；B星链路天线采用低增益、宽波束、单极子天线。

图 10 科学载荷模块原理框图Fig. 10 Principle scheme of scientific payload

姿轨测量控制模块采用星敏感器、太阳敏感器和惯性测量组件对卫星姿态进行实时估计，卫星轨道确定由地面测轨上注与星上轨道递推共同完成。利用反作用飞轮组+推力器组件进行姿态控制和整星角动量管理。控制系统长期工作于整星零动量状态下，根据整星能源、轨道维持及科学探测任务要求，可实现对日、B星、地球定向三轴稳定控制；系统具备姿态轨道协同控制能力，可根据轨道转移、维持要求进行轨道调整；具备双星编队相对导航功能，可实现双星相对距离、方位的测量；轨控以地面上注轨控参数为主。

推进模块采用单组元肼推进系统，配备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动量的管理、编队维持及轨控过程中姿态的维持，并具备独立完成三轴稳定控制的能力；5 N推力器主要用于卫星轨道调整与维持，同时具备俯仰、偏航轴姿态调整能力。

测控数传模块采用了测控应答机双机备份、数传模块共用高增益天线分时工作的方案，通过双机备份保证星地测控通道的可靠工作，同时通过共用高增益天线提高模块的功能密度。电源与供配电模块采用了三结GaAs太阳电池与18650锂离子蓄电池组联合供电方案，为整星提供能源和供配电管理。卫星热控采用了被动热控为主+主动电加热为辅的热控方案，充分利用卫星各模块自身的热辐射特性调节温度分布，通过合理设计散热面及包覆多层隔热材料以减小外部热流影响。

4 关键科学与技术问题

1）大视场三维动态基线干涉成像机制与方法。射电干涉成像系统拟攻克的主要部分为空间运动的可变基线超长波超大视场射电干涉处理技术，所需的射电成像技术与以往有很大不同：绝大多数射电望远镜固定在地面上，基线的变化只是绕地球自转轴旋转，而拟研制设备中的基线方向和长度则随着卫星飞行不断变化；以往大部分天文观测是对较小视场内的天区进行，利用天线初级波束（Primary Beam）方向性，只观测一小部分天区内的信号，这样数据比较容易处理，且往往可以忽略信号相位差中的“w-项”，用逆傅里叶变换获得天图。拟研制设备中初级波束为全天覆盖，不仅无法省略“w-项”，并且各方向的信号混在一起，更难分析和识别问题。且没有已知的天文源可用于校准和检测。由于数据传输能力的限制，数据带宽窄、积分时间短，噪声大，平台自身也可能产生较强干扰。这些都增加了数据处理的难度。目前该技术国内外尚无公开资料表明已有科研成果，也无可用的数据进行分析、测试，需要新研成像处理方法。拟解决的关键问题是，在三维变动基线、全天视场、较大噪声条件下的定标校准和成像处理算法。

2）复杂环境电磁噪声标定、抑制和隔离理论与方法。频谱测量的难点在于，要进行超宽频带（相对带宽2）的测量，而限于载荷重量只能使用响应随频率变化较大、驻波较强的电小天线，卫星平台设备也存在较强自身干扰，并在缺乏天文定标源的情况下实现系统的精密定标校准。因此，拟解决的关键问题是，电小天线宽频带接收机的频谱测量技术、频谱数据的精密定标校准方法、电磁干扰的识别和减除方法、不同天区和天体的频谱提取方法、前景频谱的盲分析方法等，以实现高动态范围和精度的频谱观测。

3）空间射电源突发瞬变现象的观测与识别、定位机理与方法。太阳及行星的低频射电辐射往往具有突发性和快速时变特性，同时，太阳的日冕物质抛射（Coronal Mass Ejection，CME）随着时间在变化，为了揭示行星际日冕物质抛射的动力学过程，需要对其进行跟踪观测。因此，拟解决的关键问题包括：高灵敏度触发观测模块的研制，实现系统对快变时间的观测；高效实时触发算法的开发，提高系统对空间快变事件的观测能力；低信噪比下信号的达波方向估计方法研究，实现对信号进行高精度定位。

4）揭示多体及不规则引力场下分布式系统的非线性动态特性及状态耦合机理。与近地编队相比，仪器设备拟运行的绕月编队具有大偏心率、环绕天体引力场分布强非线性等特点，此外当仪器设备远月点在地月之间时，受到地球引力场的强烈影响。同时，月球轨道、甚至深空复杂摄动力作用下相对运动的高精度建模尚有待进行深入研究。项目拟定量分析月球轨道编队在大椭圆轨道、月球非球形引力摄动、地球太阳及太阳系行星的引力摄动、太阳光压摄动、后牛顿效应等复杂空间摄动力、岁差章动等因素影响下，相对姿态与轨道的耦合特性及其非线性特征，为绕月编队干涉仪分布式平台设计和控制提供理论支撑。

5 创新点

1）打开人类认识宇宙的新窗口。项目所观测频段是当前所能观测的最长波长的电磁辐射，也是最后一个尚未被深入研究的电磁波段。项目将观测宇宙天体图像和频谱，在超长波射电研究领域跨出具有划时代意义的第一步，带领人们进入一个全新的认知领域。由于星际空间等离子体的吸收，这是一个迄今尚未被观测认识的“处女地”，有望取得具有重大科学意义的新发现。

2）构建全球首个星间干涉射电天文观测系统。此前空间射电天文干涉成像系统，只有俄罗斯的Radio-Astron和日本的VSOP[10]，均为单个卫星搭载射电望远镜与地面射电望远镜进行干涉成像，项目将是全球首个由两个空间射电望远镜相互干涉成像的系统；Radio-Astron和VSOP都是在高频进行VLBI观测，观测目标都是单个亮射电源，项目将开展全天成像观测试验，在天文综合孔径成像技术方面也是一个重要的新突破，也将力争进行国际首次全天空大视场射电成像。

3）实现全球首个绕月近距编队飞行系统。近年来人们对卫星编队飞行技术进行了一些试验探索，但迄今为止仅极少数国家成功部署了环绕地球飞行的卫星编队。项目采用绕月编队飞行的形式，在轨形成分布式干涉仪，利用月球背面优越的射电环境，进行超长波射电观测。此外，也将探索大椭圆轨道近距离编队，同时也是首次在无GPS依托情况下对自主相对导航、相对时间同步等编队相关关键技术开展验证，将为未来深空干涉阵列的进一步应用奠定基础。

6 结束语

鉴于宇宙不同阶段的电磁辐射特征的明显差异性，只有获取了宇宙的完整电磁谱段观测，才有可能对宇宙的发生、发展、演化、结局等重要的科学问题进行研究。因此，天文学观测领域的每一次技术创新，都会引领一大批原创性的科研成果。

对于超长波段宇宙的研究目前仅仅是依据有限数据进行猜想。毫无疑问，获取超长波观测数据，将极大地丰富人类对宇宙的认识，月球轨道编队超长波天文观测微卫星作为后续天基超长波天文望远镜阵列的先驱性试验验证系统，其飞行演示验证将可能引爆空间科学及天文学领域的国际研究热点。

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通信地址：哈尔滨工业大学科学园3012信箱（150080）

电话：（0451）86416447-8302

E-mail：jinxiu@hit.edu.cn

陈学雷（1969– ），男，研究员，博士生导师，主要研究方向：宇宙学研究，科学应用负责人。

通信地址：北京市朝阳区大屯路甲20号中国科学院国家天文台

电话：（010）64841655

E-mail：xuelei@bao.ac.cn

曹喜滨（1963– ），男，教授，博士生导师，主要研究方向：微小型航天器系统设计，项目任务总师。

通信地址：哈尔滨工业大学科学园3012信箱（150080）

电话：（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

张锦绣（1978– ），男，教授，博士生导师，主要研究方向：分布式航天器系统设计，卫星系统负责人。

[责任编辑：杨晓燕，英文审校：朱鲁青]

张锦绣，陈学雷，曹喜滨，等. 月球轨道编队超长波天文观测微卫星任务[J]. 深空探测学报，2017，4（2）：158-165.

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2017-03-13

2017-03-27