“嫦娥”四号探测器任务概貌

C HINA REPORT
虫国硬]]
■ 北京空间飞行器总体设计部 张爛 吴学英 李飞
—前言
在人类60年的月球探测历程
中，完成了对月球的遥感、着陆、
巡视、取样返回等多种形式的探测, 获得了大量对月球的科学认识。

但 在“嫦娥”四号之前，还没有人类 的椒器踏上月球背面荒芜的土地 进钿学探测。

“嫦娥”四号任务是我国探月
工程又一里程碑式的任务。

端测 器在2019年1月3日上午，实现 了人类的航夭器首次软着陆月球背 面；之后，“玉兔”二号巡视S 释 放并在月面行走开展巡视探测。

目 前，“嫦娥”四号探测器在月面工 地面站图1 “嫦娥”四号探測器系统中继通信示意图作正常，已顺利渡过了 2个月夜， 全面转入了科学探测阶段。

“嫦娥”四号探测器成功实现 了月球背面软着陆和巡视勘察，突 破了多项关有望获極特 的科学探测成果。

本文对该探测器 的灘、着陆区的磐与分雌务、 实瞬果和主 ^7^1»行总结 分析，对任彌点和科学意义等进 行了阐述。

二探测器概貌1探测器系统臧删能“嫦娥”四号探测器系统由中 继星、着陆器和巡视器三部够a 成, 其中着陆器和巡视器统称为探测器 （图1）。

“鹊桥”中继星的功能 是为着陆在月球背面的着缽巡 视器眸与地球间的前返向中施 信；着陆器的功能融带巡视器实 现地月飞行和月背软着陆，在月面 开展就位科学探测；“玉兔”二号 巡视器的功能是在月面巡视并开展
科学探测。

2主軽术指标“嫦娥”四号中继星、着陆 器和巡视器的主要技术指标具体 见表lo 3
“嫦娥”四号着陆器配置了 4
台有效载荷，其中［台为国际搭载 载荷，并搭载了 1台科普载荷；巡 视器配置4台有效载荷，其中］台 为国际搭载载荷；中继星配置了3 台有效载荷，其中［台为国际搭载 载荷，2台为国内搭载载荷，具体 见表2。

三着陆区选择与分析
1 皴
对于着陆任务来说，着陆区
的选择是决定探测器设计的首要条
屮«<A2019年 第4期
，
&中国报道
17表1“嫦娥”四号任务主要技术指标
性能缈指标
中继星
发射质量/kg447
姿雄制精度指向精度(。

)优于0.06
稳定度(。

/s)优于0.01
对地数传码速率/(Mbit/s)1、2、4
对月中继前向码速率/(bit/s)125
对月中继返向码速率/(kbit/s)对着鱷：1.4、50、280、555对巡视器：0.7、140、285
设计寿命/年>3
着陆器
发射质量/kg3640
着陆速度/(m/s)横向小于1;纵向小于3.8
着陆发动机/N变推力发动机：1500~7500
月夜温度采集能力24路，测温范围：-196~+200%：
月面工作时间/月>6
巡视器
发射质量/kg140
移动速度/(m/h)>200
WdlW/(°)>20
月面工作时间/月>3
图2“嫦娥”三号着陆区(月球正面)和“嫦娥”四号着陆区(月球背面)位置图件。

相比于月球正面，月球背面的地形更加崎岖，遍布着撞击坑。

需综合权衡科学需要和工程可实现性，确定着陆区。

“嫦娥”四号着陆区选择考虑的影响因素主要包括：①科学探测价值；②中继通信可见性；③热脸斜牛；④光照脸斜牛；⑤航迹高醜伏变ftSS；⑥着陆点散布范围；⑦测控弧段；⑧轨道可达性；⑨着陆时候太阳高度角；⑩推迟着陆的适应能力。

综合上述10个因素，经分析和迭代，确定“嫦娥”四号探测器首选着陆区为位于南极-艾特肯盆地内的冯•卡门撞击坑内［东经(177.6±1.2)。

、南纬(45.5±0.5)。

备选着陆区为克雷蒂安撞击坑内［东经(163.1±1.2)。

、南纬(46.1±0.5)°］o“嫦娥”四号南极■艾特肯盆地着陆区同“嫦娥”三号虹湾着陆区的位置比较如图2所示，“嫦娥”四号主备着陆区位置关系如图3所示。

冯•卡门和克雷蒂安撞击坑是南极-艾特肯盆地中的典型地貌类型,物质成分和地质年代具有明显代表性；着陆区位于撞击坑内部边缘，地貌类型丰富，通过构造和成份探测相结合，可以更好地理解月表地质历史。

2着陆区分析
选定着陆区的过程中，需要分析着陆区的地形地貌、动力下降航迹下的高程变化，以及着陆区月壤对微波、激光的散射系数，为着陆、避障策略的制定提供依据。

“嫦娥”四号主着陆区的基本坡度和石块分布分析结果如图4和图5所示。

«Aerospace China2019.4
、
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申Si 扌艮适
表2有效载荷配置清单
有效载荷科学目标器/星备注地形地豺目机获取着陆区高谕率彩色图像着陆器
目机着陆过程中获取着陆区形貌特征图像着陆器假®射电频谱仪① 太阳爆发产生的低频电场探测② 着陆区上空的月球电离层探测¥片
4-qp
佃P l I j 石吕月球中子及辐射剂量 探测仪（LND ）① 测量能量中性粒子辐射（中子和y 射线）② 测量着陆器附近月壤中的羟基含量乂1?壬更 伺P l I j 命德国载荷科普载荷生物科普试验载荷¥174-RP 伺P l I j 石旨搭载载荷
相机近距离景物勘察，地形形貌分析，地质构造碗分析巡视器红外成像光輙巡视区月表矿物化学成分探测和分布研究巡视器测月雷达① 巡视路线上戶壤厚度和结构探测
② 巡视路线上月壳浅层结构探测巡视器
中性原子探测仪（ASAN ）① 实地观测月表溅射能量中ft®子通量② 研究靠近片表的散射能量中性原子分布函数巡视器瑞典载荷陋射电探测仪 （NCLE ）⑪ 氐频频段内捕获频率连续的射电巡天图像
②监测行星假顷射电爆发现象，特别是地球极光千米波爆发的电场辐射探测 GX 氐频段太阳射电爆发低频电场探测
中继星荷兰载荷
激光角反射镜完成地面台站和中继星之间的远距离激光测距试验中继星搭载载荷
地月观测相机① 获取不同视场的高分辨率地月合影图像
② 在月面光照条件合适时，探测较大陨石撞击月球产生的表面闪光点③ 监测X 频段抛物面天线与低频射电载荷天线的展开情况
中继星搭载载荷
图4主着陆区坡度分布
四任务实施效果1中继星北京时间2018年5月21 B 5 时28分，“嫦娥”四号中继星由 “长征”四号C 遥二十七运载火 箭从西昌卫星发射中心成功发射， 于5时54分星箭分离，将中继星 准确送入近地点约203km 、远地点
388650km 、倾角28.5°的地月转
移轨道。

中继星飞行过程设计预计开展I 8屮圃毓夭2019年第4
期'
◎中国报道
19
051020km
177°E178°E 面积密度图■0%・0.005■0.005%-0■0.01%・0.(■0.015%・0■0.02%・0.C ■0.025%・0 SI0.03%・0.C 口0.035%・0 O0.04%-0.C □0.045%・0口0.05%・0.C □0.055%・0□0.06%-0.C □0.065%・0□0.07%-0.C SI0.085%-0■0.09%-0.C ■0.095%・0■0.1%・0.29■0.2%・0.39■0.3%・0.49■0.4%-2.59
图5主着陆区石块分布图6光学成像敏感器图像
5次中途修正、近月制动和3次捕获机动。

实际在轨飞行过程中，由于运载火箭入轨精度以及中继星各次变轨精度较高，因此中继星在整个轨道转移过程中按照预定时间进行了第一次中途修正、近月制动和第五次中途修正。

中继星在整个轨道捕获控制阶段按照预定时间进行了第二次捕获机动和第三次捕获机动。

2019年6月14H,第三次捕获回后，中继SS入Halo使命沁。

在“嫦娥”四号探测器发射前，中继星在使命轨道上进行了指向标定测试和与地面的中继链路测试；在“嫦娥”四号探测器进入100km x100km环月轨道后，中继星与环月轨道上的着陆器进行了中继链路的测试。

测试结果表明，中继星指向准确，中继前向、反向链路功能正常。

2探测器（着陆器和巡视器）
北京时间2018年12月8日2时23分，“嫦娥”四号探测器由“长征”三号B改二型运载火箭从西昌卫星发射中心发射，于2时42分器箭分离，直接进入近地点约205km、远地点约402179km、
倾角28.5。

的地月转移轨道。

“嫦娥”四号探测器飞行过程
设计预计开展3次中途修正、近月
制动、2次环月修正和环月降轨。

由于运载火箭入轨精度较高，因此
只进行了一次中途修正，其他变轨
次数同设计一致。

“嫦娥”四号探测器釆用8台
150N推力器在12月9日16时42
分点火实施了中途修正，实现中途
修正的控制目标。

7500N发动机于
12月12日16时39分点火进行近
月制动，325s后关机进入远地点
419km,近地点101km的环月轨道。

进入环月轨道后，分别在12月15
日20分20时和12月26日05时
12分点火实施了两次环月修正。

12月30H8时53分，探测器按
计划进行了环月降轨，关机后进入
了远地点90km,近地点15.6km的
环月轨道。

2019年1月3日10时14分，
着陆器7500N发动机点火，从预
定动力下降起始点开始实施动力
下降。

10时23分自主进入接近段,
制导导航与控制（GNC）分系统
光学敏感器获取了预定着陆区图
图7“嫦娥”四号激光三维成橡敏感器
三维地形图
像（图6）,识别了障碍，确定了
安全着陆点。

依据给出的安全着陆
点，着陆器进行了粗避障，向西北
方向移动216m。

进入悬停段，利
用三维成像敏感器对着陆器下方约
50m x50m的区域进行了高精度三
维成像（图7）。

之后转入避障段,
根据激光三维成像敏感器识别出
的安全点，实现了精避障，向西南
方向移动&5m。

后续保持水平位
置不变缓速下降到月面，10时26
分］秒伽玛关机敏感器信号有效，
7500N变推力发动机关机。

10时
26分2秒，触月敏感器触发，标
志着陆器安全着陆到月面。

Aerospace China2019.4
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申国按道
图8着陆点定位
图9着陆器监视相机拍摄的巡视器首张月面照片图勺0着陆器地形地貌相机环拍拼接图像
“嫦娥”四号在轨着陆过程，各敏感器工作正常，特别是通过光学和激光三维二次接力避障的方式，有效选择了安全的着陆点，圆满实现了着陆目标。

着陆后立即利用着陆器的降落相机所拍摄的序列影像与LRO影像进行匹配，识别的着陆点位置如图8所示。

2019年1月3日22时22分，着陆器和巡视器完成两器分离，着陆器监视相机获取巡视器在月面的首张照片（图9）。

2019年1月4日，着陆器低频射电频谱仪和月球中子及辐射剂量探测仪开机工作，均工作正
常。

首个月昼期间，低频射电频谱
仪进行了天线展开、内定标、三天
线工作、频谱巡查、时频对比等设
计模式的探测工作，进行了在轨工
作参数设置，从探测数据结果来
看，4个通道接收到的噪声信号频
谱一致性良好，变化趋势一致。

月
球中子及辐射剂量探测仪对月表
粒子的辐射剂量率、中子和月表的
高能带电粒子辐射环境开展了测
量。

两器分离后，巡视器全景相
机、红外光谱成像仪、测月雷达和
中性原子探测仪开机工作，均工作
正常。

全景相机获取了着陆器影像
和巡视器周围的月表地形，为巡视
器探测路径规划和科学探测的开展
提供数据。

红外光谱成像仪对月球
背面巡视探测区物质类型和矿物组
成进行了探测。

测月雷达为无载频
毫微秒脉冲的时域双通道探测雷
达，获得了巡视线路上的60MHz
和500MHz月球次表层剖面图。

中
性原子探测仪对月表粒子的辐射剂
量率、中子和月表的高能带电粒子
辐射环境开展了测量。

2019年1月4-11日，着陆
1
20。

中国报道
器地形地貌相加着陆点周围地形
进行了环拍，拼接后的着陆器周围
全景如图10所示。

五探测器的技术创新
为实现“嫦娥”四号探测器在
月球背面软着陆，探测器系统开展
了多项技术创新。

下文重点对地月
中继通中继星躺的设计与趣、复杂地形高精度软着陆和月夜温度釆集琳的难点和解决途径进行简要临
1地月中继通
地月中继通信是“嫦娥”四号任务的关键环节，也是进行月球背面着陆和探测需要首先解决的难题。

由于月球背面对地不可见，上行遥控和下行数据无法对地直接传输，必须通过在地月间恰当的位置布置一颗中继星，通过中继转发，蜩月球背面和觴的通信。

⑴中继星使^择
中继星可以布置在环月轨道，也可以布置棒地月L2平动点轴道上。

环月轨道距离月球相对较近，可以获得相对较高的通信速率，同时轨道设和实现也相对成熟，但其轨道特性决定了通信弧陶会有够若干天出现通信中断，因此并不适合于对长期月面工作目标进行中继通信。

而地月12平动点是两个天体间的引力动平衡点，运行于平动点附近轨道上的探测器可以保持与两大主天体系统轨道同步，轨道的保持只需要很少的推进剂消耗,因此成为实现月球背面中继通信的理灘择。

地月平动点位》1图11
EML3
图11地月L2点平动轨道示意图
(2)数据再生转发体制
中继通信一般有射频直接转
发和姻再生转发两种。

删直接
转发中继系统相对简单，继承性较
好,但其不适合远距离多用户通信。

数据再生转发体制的优势在于：首
先，体现在可以采用信道编码获得
编码增益以弥补距离遥远导致的射
频链路功率不足；其次，对多个用
户同时进行中继时，采用数据再生
转发体制可以大大压缩中继系统射
频设备的数量，减小中继星的质量
和卿；第三，数据再生转发可以
在数据层进行操作，实现前返向数
据的存储，曲地或对月融其中
之一出现短时中断的情况下，中继
数据也不会丢失。

因此，地月远距
离间，对着陆器和巡视器同时中继
的系趣站式是癖再生转发体
制。

(3)大动态信号快速捕获和
论门调
地月L2平动点轨道与月球的
木駙关系决定了中继信号功率动态
范围变化较大，且多普勒变化速
率较快，飽的捕获环路在侧言噪
比时，已经不能检测出有用信号，
无法实现射频信号的捕获和稳定跟
踪。

中继接收设备通过逐级滤波提
高信噪比，最后进入环路带宽可变
的三綁，实现了大动态变化信号
的快速跟踪捕获。

另一方面，远距
离与传输速率的矛盾导致中继接收
信号处于接近理论的解调门限。

在
综合比较算法的实现性及复杂性
后，提出了一种易于实现且识别准
确度高的信号估计方法，消除数据
变化对载波的影响，同时釆用FFT
估计策略，腑呆证了射频信号極
捕获，又使门限论极限。

Aerospace China2019.4
、
HINA REPORT
申S Sii
2中继轨道设计与实现中继星的轨道设计和实现是一 个新的难题，所解决的关键点包括 地月L2点的使命轨道设计、转移 轨道®HW 持鞅册3临分。

（1）中继星使命轨道设计的目标 是：在确保与月面上的着陆器、巡 视器及地球上的地面站可全时通信 的前提下，尽量减少轨道的阴影时 间和轨道维持所需的速度增量。

常见的平动点轨道包括 Lissajous 轨道和Halo 轨道两种。

对于Lissajous 轨道，在长时间飞 行的情况下难以避免月掩的出现， 对关键事件测控弧段的安排带来不 利。

因此考虑到保障长期运行对地 通信的需求，中继星轨道类型选择 Halo 轨道。

Halo 轨道分为南向和 北向，由于“嫦娥”四号任务着陆 区域位于南半球，考虑使中继星能 图12月夜温度釆集原理框图够更多时间处于南半球上空，有利 于中继任务的空间几何关系，因此 使命轨道选择南向Halo 轨道。

Halo 轨道在会合坐标系下的 各向振幅分别记为A%、A ”和Az ， 三者单调相关。

不同振幅的Halo 轨道，其任务几何条件、光照条件 均有一定差异，因此Halo 轨道振 幅的选择需考虑中继任务需求、光 照条件以及轨道维持消耗等因素综 合确定。

通过优化设计，确定中继 星使命轨道为Az 向约13000km 的 南向Halo 轨道。

⑵转移轨道设计采用月球借力的方式可以较 好地平衡转移飞行时间与速度增量 需求之间的关系。

对于月球借力轨 道，不同近月点状态对近月制动速 度增量和使命轨道的形状都有影 响，包括转移时间、近月点高度、 轨道倾角等。

通过大量详细深入的 分析仿真，得到各参如使命轨道 形状和速度增量需求的影响程度, 从而优化转移轨道的设计。

综合分 析结果，同时考虑近月点测控条 件、安全性等因素，确定了近月点
100km,降轨15°到达，转移时间 约4.6天。

（3）轨道维持策略设计“嫦娥”四号中继星计划在地 月系L2点运行3年，由于L2点 为不稳定点，且飞行过程中存在多
种摄动和误差因素，因此需要定 期进行轨道控制才能保证中继星 在L2点附近的长期运行。

Halo 轨 道的维持位置、频率和策略需要综 合考虑推进剂约束、测控系统要求 以及GNC 分系统能力进行设计。

通过分析，中继星轨道维持选择拟 Halo 方式，维持频率为7天左右 一次。

飞控实施中可根据测控系统 对测控弧段的具体需求及轨控精度
的实现能力，对维持位置进行适当 调整。

3复杂地形高精度软着陆 技术
着陆器动力下降过程是实现 软着陆的关键。

动力下降是指由距 月面15km 到接触到月面的过程， 是整个任务中风险最大、最复杂的 过程。

动力下降初始条件由地面确 定并注入给着陆器，其后全部的制 导、导航、控制、通信、图像获取 与传输、着陆后太阳翼展开等动作, 全部由着陆器自主完成。

动力下降过程分为主减速段、 快速调整段、接近段、悬停段、 避障段和缓速下降段等6个阶 段，持续时间不大于720s,航程
约450km 。

在此过程中，采用惯
屮園航云2019年 第4期
’
◎中国报道
23
性测量单元和微波/激光导航敏感器进行姿态、速度、距离测量，采用7500N变推力发动机进行轨迹控制，采用光学成像敏感器和激光三维敏感器进行月表形貌和障碍识别，以伽马关机敏感器为主进行关机控制，利用着陆缓冲机构吸收着陆冲击能量。

在进行动力下降轨迹设计时,必须要考虑导航系统中测距敏感器数据引入修正的时机以及着陆的安全性。

测距引入时要求具有一定的高度，以便留出足够时间来处理纯惯导误差的影响，保证着陆安全；月面地形起伏越小，测距数据引入导航修正后，测距波束指向月面的地形变化越平稳，对导航修正越有利，能够保证整个导航制导控制系统状态的稳定。

月球背面，航迹的高程起伏相对正面明显增大，由约3km增大到7km,会带来导航信息的厠赅，给控制策略的制定带来极大困难。

需要优化着陆过程中的分段控制目标和导航信息引入的时机，同时进行导航算法的优化，避免地形大范围起伏的影响。

动力下降段策略进行了全新的设计：①主减速段进行减速制动，终端高度为8km左右，俯仰姿态约70。

，转入快速调整段；②快速调整段进行着陆器姿态和发动机推力的调整，转入甌段，高度6km左右，姿态垂直向下，水平速度为Om/s；③接近段基本上是垂直下降的过程，使得引入测距修正时，测距敏感器指向月面的位置在小范围内波动，避免了月面起伏对系统的影响；在高度2km左右，采用光学相机成像，进行粗避障；在高度100m左右，姿态为垂直月面，垂向速度和水平
速度为Om/s,转入悬停段，开展
麒三维成像敏感器成像，并进行
地形障碍自主识别和避障策略制
定，实施精避障；④精避障控制，
移动到优选的着陆点上方，缓速下
降，以预定速度着陆月面。

整个动
力下降段制导率适应垂直下降的轨
迹变化，接近段采用垂直下降四次
多项式制导。

4月夜温度采集技术
月面上，每27.3天一个周期，
会经历约14天的白天和14天的黑
夜。

在长达14个地球日的月球夜
中，没有太阳能供应，月面温度会
迅速降低，给月面探测器的过月夜
设计带来极大的困难。

国外月球探
测，只有美国的阿波罗载人登月任
务开展了月球正面月夜温度的测
量，尚未开展过月球背面的月夜温
度测量。

为进一步深入认识月球的特
性，获取月壤吸热与导热特性，为
后续工程积累数据，“嫦娥”四号
探测器开展了月球背面月夜期间月
表月壤温度的测量。

在长达14个
地球日的月球夜中，如何保证温度
测量设备的电能供应和工作温度，
是必须解决的难题。

由于月夜持续
时间较长（连续约14天），采用
蓄电池长期为温度采集设备供电难
度较大，因此“嫦娥”四号着陆器
采用同位素温差电池（RTG）实现
供电。

RTG是深空探测器广为采
用的不依赖于太阳能的能源轴方
式，利用塞贝克原理，采用温差发
电模块将同位素衰变产生的热能转
化为电能输出的一种装置。

它在发
电的同时，还可以提供大量热能，
实现能源供给的同时也能保证着陆
器舱内的温度环境，如图13所示。

RTG在我国航天器上属首次
采用。

为满足月夜阶段供热和供
电的需求，要求RTG提供的热功
率为115-130W,最大电功率不小
于2.5W;同时，由于RTG安装在
着陆器舱外，月面昼夜温差最大超
过3009,温度边界条件变化大，
要求RTG具有很强的适应能力。

RTG采用同位素热源位于中心、
温差电部件在同位素热源一侧呈平
面状排列的平面式结构。

同位素热
源为一枚热功率约为120W的圆柱
形238PU密封源。

实现热-电能量
转换的温差电部件核心为釆用分立
元件的温差电单体。

温差电部件与
热源之间通过集热器实现低热阻导
热接触，冷端采用弹簧结构的冷端
构件保持压紧。

外壳为密封的圆柱
形金属壳体。

六总结
“嫦娥”四号探测器实现了在
月球背面的软着陆与巡视勘察，其
所突破的中继通信技术、轨道设计
技术、复杂地形安全着陆技术、月
夜温度采集技术等，可为后续月球
和深空探测活动奠定良好的技术基
础。

在月球背面开展的如低频射电
天文观测、月壳分层结构探测、月
表环境探测等科学探测活动，对进
一步丰富人类对月球的认识，必将
发挥重要的作用，从而进一步提升
我国的月球科学研究和深空探测技
Aerospace China2019.4.。