CE-5T1 (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE

Demonstrator inżynieryjny CE-5T1 (Chang'e 5 Test Device 1, Chang'e 5-T1) jest pojazdem przeznaczonym do przetestowania technologii planowanych do zastosowania podczas trzeciego etapu chińskiego programu księżycowego (China Lunar Exploration Program - CLEP). Misja została zorganizowana przez chińską agencję kosmiczną (China National Space Administration - CNSA). Podstawowym celem misji jest przetestowanie konstrukcji kapsuły powrotnej przeznaczonej do użycia podczas planowanej misji Chang'e 5 oraz przetestowanie wszystkich procedur związanych z lądowaniem i odzyskania kapsuły. Podczas lotu Chang'e 5 pozwoli ona na dostarczenie zebranych na Księżycu próbek geologicznych na Ziemię. Do rozwiązań testowanych podczas lądowania zalicza się wysoko z atmosfery (Skip Reentry) oraz śledzenie kapsuły w trakcie lotu atmosferycznego. Do dodatkowych celów misji zaliczają się: wykonanie testów rozwiązań nawigacyjnych i komunikacyjnych podczas lotu na trajektorii niskoenergetycznej; wykonanie testów zbliżania się do innego pojazdu w trakcie cumowania na orbicie okołoksiężycowej; oraz wykonanie obrazowania planowanego miejsca lądowania sondy Chang'e 5. Pojazd nie posiada właściwych instrumentów naukowych. Przed misją nie postawiono również celów naukowych.

Misja jest zarządzana przez Narodową Administrację Badań Naukowych, Rozwoju Technologii i Przemysły dla Sektora Obronnego (State Administration of Science, Technology and Industry for National Defence - SASTIND). Głównym konstruktorem pojazdu jest Chińska Akademia Technologii Kosmicznych (China Academy of Space Technology - CAST) wchodząca w skład Korporacji Badań Naukowych i Technologii Aerokosmicznych (China Aerospace Science and Technology Corporation - CASC).

[Scorus]

KONSTRUCKJA

 W skład pojazdu CE-5T1 wchodzi moduł serwisowy oraz kapsuła powrotna.

Moduł serwisowy ma kształt prostopadłościanu. Jego wymiary wynoszą 2.00 x 1.72 x 2.22 metra. Konstrukcja pojazdu opiera się na busie DFH-3A wykorzystywanym głównie w geostacjonarnych satelitach komunikacyjnych. Bazowały na nim również orbitery księżycowe Chang'e 1 (wystrzelony 24 października 2007 r i zdeorbitowany 1 marca 2009 r) i Chang'e 2 (wystrzelony 1 października 2010 r i użytkowany aż do przelotu koło planetoidy Toutatis 3 grudnia 2012 r). Został on opracowany przez Chińską Akademię Technologii Kosmicznych (China Academy of Space Technology - CAST).

[Scorus]

 Konstrukcja mechaniczna pojazdu opiera się na centralnym cylindrze w którym umieszczono zbiorniki paliwa oraz utleniacza. Jego dolna część jest połączona z adapterem z górnym stopniem rakiety nośnej. Wnętrze pojazdu jest podzielone na większą część przednią (od strony osi przechylenia +X) i tylną (od strony -X) przez poprzeczny panel środkowy. W części przedniej konstrukcję usztywniają dwie pary paneli wewnętrznych biegnące wzdłuż centralnego cylindra. W części tylnej zastosowano 6 takich paneli. Ściany zewnętrzne mają kształt prostokątny. Ściany górna (-Z) i dolna (+Z) oraz boczne (-Y i +Y) składają się z jednego dużego panelu zakrywającego przednią sekcję pojazdu oraz trzech małych paneli prostokątnych zamykających część tylną. Ułatwiało to dostęp do poszczególnych podsystemów w trakcie montażu. Ściany przednia (+X) i tylna (-X) składają się z pojedynczych paneli. Wszystkie panele są wykonane ze stopów aluminium i mają strukturę plastra miodu.

Dolna ściana konstrukcji mechanicznej (zwrócona w stronę  nadiru podczas misji na orbicie okołoksiężycowej, czyli prostopadłe do osi odchylenia -Z) ma wymiary 2 x 1.72 m. Umieszczono na niej kamerę umożliwiającą uzyskiwanie obrazów powierzchni Księżyca. Ściana górna (+Z) ma identyczne wymiary. Ściana przednia prostopadła do osi przechylenia +X (w kierunku ruchu orbitalnego na orbicie okołoksiężycowej) ma wymiary 2.22 x 1.72 m. Zawiera otwór na środku przez który wystaje górna część zbiornika paliwa. Bezpośrednio na nim umieszczono pierścień łączący z kapsułą powrotną, przymocowany do cylindra centralnego. Na tej ścianie umieszczono ponadto dwie anteny niskiego zysku oraz jeden z dwóch szperaczy gwiazd. Odpowiadająca jej ściana tylna (-X) zawiera dwie dalsze anteny niskiego zysku oraz drugi szperacz gwiazd. Umieszczono na niej również łącznik z górnym stopniem rakiety łączący się z cylindrem centralnym. W jego centrum znajduje się dysza silnika głównego. Ściany boczne w osi pochylenia (-Y i +Y) mają wymiary  2.22 x 1.72 m. Umieszczono na nich skrzydła paneli słonecznych

[Scorus]

System zasilania (Electric Power Supply - EPS) obejmuje dwa skrzydła krzemowych fotoogniw słonecznych ustawione symetrycznie po bokach korpusu pojazdu, na panelach +Y i -Y. Mają one zdolność obracania się za Słońcem. Każde skrzydło składa się z trzech prostokątnych paneli słonecznych. Całkowita rozpiętość tego systemu wynosi 18 metrów. Długość pojedynczego panelu wynosi  5.7 metra. Całkowita powierzchnia paneli to 22.7 m. W czasie startu skrzydła były złożone na panelach bocznych konstrukcji mechanicznej sondy. Rozłożono je po odłączeniu od rakiety nośnej za pomocą systemów pirotechnicznych. Uzyskana energia jest zużywana na bieżąco, a także ładuje baterię NiH używaną w czasie gdy pojazd znajduje się w cieniu Księżyca.

[Scorus]

System napędowy sondy obejmuje zbiornik paliwa, zbiornik utleniacza, zbiornik gazu podnoszącego ciśnienie w układzie paliwowym (helu), silnik główny, silniki kontroli orientacji przestrzennej oraz odpowiednie linie paliwowe. Zbiorniki paliwa i utleniacza znajdują się w centralnym cylindrze a zbiornik helu - poza cylindrem w tylnej sekcji sondy. Paliwem jest niesymetryczna hydrazyna dwumetylowa (Unsymmetrical Dimethylhydrazine - UDMH, H2NN(CH3)2), a utleniaczem - mieszanina tlenków azotu (Mixed Oxides of Nitrogen 1 - MON-1), czyli czterotlenek azotu (N2O4) z domieszką N2O3.. Silnik główny używa zarówno paliwa jak i utleniacza. Jego dysza znajduje się na panelu -X. Charakteryzował się ciągiem 490 N. Służy on do wykonywania dużych korekt trajektorii i wejścia na orbitę okołoksiężycową. Ponadto pojazd posiadała 8 silników kontroli orientacji przestrzennej o ciągu 10 N. Tworzą one cztery grupy umieszczone na krawędziach panelu -X. Są to silniki katalityczne wykorzystujące katalityczny rozkład paliwa. Służą do usuwania nadmiaru momentu pędu podczas rozładowywania kół reakcyjnych, szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej, małych manewrów zmiany szybkości oraz kontroli orientacji przestrzennej podczas manewrów z użyciem silnika głównego.

[Scorus]

Pojazd jest stabilizowany trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej (Guidance Navigation and Control Subsystem - GNC) obejmuje następujące sensory: dwa szperacze gwiazd, sensor Słońca oraz bezwładnościową jednostka odniesienia. Szperacze gwiazd znajdują się na panelach +X i -X. Dostarczają podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Są to kamery elektroniczne uzyskujące obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna pojazdu jest obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym. Sensor Słońca był używany po po starcie. Ponadto może być wykorzystywany w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce. Bezwładnościowa jednostka odniesienia zawierająca żyroskopy i przyspieszeniomierze służy do pomiarów przyspieszeń liniowych i kątowych w trakcie manewrów. Systemami wykonawczymi GNC są cztery koła reakcyjne (jedno zapasowe) oraz silniki kontroli orientacji wchodzące w skład systemu napędowego.

[Scorus]

System zarządzania danymi (On-Board Data Handling Subsystem - OBDH) umożliwia odbieranie i wykonywanie komend, analizę danych nawigacyjnych i kontrolę pracy systemów pojazdu, obsługę elementów wykonawczych systemu kontroli orientacji przestrzennej, kontrolę dystrybucji energii elektrycznej oraz monitorowanie stanu poszczególnych podsystemów pojazdu. Obejmuje pojedynczy terminal centralny (Central Terminal Unit - CTU), cztery terminale peryferyjne (Remote Terminal Units - RTU) oraz pojedynczą jednostkę telekomunikacyjną (Telecommand Uni - TU). Są one połączone seryjnym busem danych (Serial Data Bus - SBU). Wszystkie komponenty elektroniczne są w pełni redundancyjne.

[Scorus]

System komunikacyjny (Telemetry, Tracking and Command Subsystem - TT&C) pracuje w paśmie S. Obejmuje system nadawczo - odbiorczy pasma S oraz cztery anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA). Dwie anteny LGA znajdują się na panelu +X a dwie dalsze - na panelu -X. Są to heliakalne anteny stożkowe o pokryciu omnikierunowym. Pojazd nie dostarcza dużych ilości danych, tak więc zastosowanie anteny wysokiego zysku nie było konieczne.

[Scorus]

System kontroli temperatury (Thermal Control Subsystem - TCS) zawiera zarówno elementy bierne jak i czynne. Powierzchnia pojazdu jest pokryta izolacją wielowarstwową. Ponadto niektóre powierzchnie, takie jak anteny posiadają odpowiednie malowanie. Nadmiar ciepła produkowany przez elektronikę jest przenoszony przez kapilary cieplne do radiatorów i wypromieniowywany w przestrzeń kosmiczną. Ponadto część komponentów posiada grzejniki elektryczne. Są one obsługiwane przez dedykowaną jednostkę kontrolną na podstawie pomiarów z termistorów.

[Scorus]

Sonda posiada dwie kamery inżynieryjnych. Każda z nich stanowi pojedynczą jednostkę złożoną z soczewkowego układu optycznego zainstalowanego w cylindrycznym tubusie, detektora CMOS wraz z elektroniką odzyskiwania informacji oraz systemem elektronicznym umieszczonych w pojedynek obudowie. Detektor jest wyposażony w maskę Bayera, dzięki czemu mógł uzyskiwać obrazy barwne. Kamery mogą rejestrować zarówno obrazy statyczne jak i sekwencje wideo. Jedna z kamer, o niskiej rozdzielczości znajduje się na panelu +X. Służy do obserwacji oddzielenia kapsuły powrotnej. Jest to kamera tego samego typu co kamery inżynieryjne użyte podczas misji Chang'e 2 do obserwacji pracy poszczególnych komponentów sondy oraz planetoidy Touatis i Chang'e 3 do rejestrowania uwolnienia łazika Yutu. Ponadto na panelu +X znajduje się reflektor umożliwiający oświetlenie kapsuły bezpośrednio po uwolnieniu. Druga kamera jest umieszczona na panelu -Z. Jej pole widzenia nie jest przesłonięte przez elementy pojazdu. Umożliwia obserwację powierzchni Księżyca. Jest to kamera o większej rozdzielczości. Jej detektor CMOS ma wymiary 2048 x 2048 pikseli.

[Scorus]

 Kapsuła powrotna jest zmniejszoną wersją kapsuły statków załogowych serii Shenzhou. Ma kształt dzwonowaty. Jej wysokość wynosi około 1.5 metra. Struktura mechaniczna kapsuły obejmuje tytanową ramę na której umieszczono panele boczne wykonane ze stopów aluminium, okrągły panel dolny, komorę ładunkową oraz komorę spadochronów. Panel dolny jest pokryty ablacyjną osłoną termiczna. W przeciwieństwie do statków Shenzhou osłona nie jest odrzucana w trakcie lądowania.

Komora ładunkowa obejmuje większą część wnętrza kapsuły. Prowadzi do niej właz znajdujący się w górnej części. Obserwację jej wnętrza umożliwiają dwa niewielkie bulaje.

Komora spadochronów znajduje się w górno - bocznej części kapsuły. W trakcie lądowania jej pokrywa jest odrzucana pirotechnicznie. Rozkładanie spadochronów jest inicjowane poprzez napompowanie poduszki powietrznej. Pojazd posiada pojedynczy spadochron główny wyciągany przez spadochron wleczący.

System zasilania kapsuły obejmuje baterię chemiczną używaną po oddzieleniu od modułu serwisowego. W trakcie lotu księżycowego kapsuła jest zasilania przez moduł serwisowy.

System nawigacyjny kapsuły obejmuje bezwładnością jednostkę odniesienia oraz odbiornik GPS. Kontrola orientacji przestrzennej podczas lądowania jest wykonywana za pomocą zestawu czterech niewielkich silników. Ich dysze znajdują się w otworach w panelach bocznych, w ich dolnej części. Paliwem jest hydrazyna monometylowa. System ten pozwala na zmianę położenia środka ciężkości w trakcie lądowania. Umożliwia to uzyskanie siły nośnej w trakcie lotu atmosferycznego, a tym samym na wykorzystanie techniki wyskoku z atmosfery oraz na zwiększenie precyzji lądowania. W przeciwieństwie do statków Shenzhou kapsuła nie posiada silników hamujących używanych w końcowej fazie lądowania.

Pojazd posiada system komunikacyjny umożliwiający jego śledzenie podczas lądowania oraz szybkie odnalezienie po lądowaniu. W trakcie lotu atmosferycznego namierzenie kapsuły umożliwia koplanarna radiolatarnia pasma S odporna na wysokie temperatury. Jej antena ma średnicę 13.6 cm i głębokość 9.2 cm. Pracuje ona w zakresie częstotliwości 2.7 - 2.8 GHz. Może działać przy temperaturze do 1400°C. Namierzenie jej sygnału pozwala na dalsze śledzenie kapsuły za pomocą radarów. Ponadto po wylądowaniu wysuwane są dwie anteny pasma UHF. Są one umieszczone w zatoce w górnej części kapsuły. Jej pokrywa jest odrzucana. Wysyłają one sygnał radiolatarni umożliwiający łatwe odnalezienie pojazdu.

[Scorus]

PRZEBIEG MISJI

 Pojazd CE-5T1 wystartował dnia 23 października 2014 r. Miejscem startu był kosmodrom Xichang (Xichang Satellite Launch Center - XSLC) położony na płn-wsch. od miejscowości Xichang w Prefekturze Autonomicznej Liangshan Yi, platforma startowa LC2. Rakietą nośną był Long March 3C/G2 (CZ-3C/G2). Było to pierwsze zastosowanie rakiety w tej wersji. Jest to rakieta trzystopniowa wyposażona w dwa silniki pomocnicze na paliwo ciekłe ulokowane wokół stopnia 1. W stosunku do rakiety CZ-3C w konfiguracji podstawowej model ten charakteryzował się dłuższym stopniem 1 oraz dłuższymi silnikami pomocniczymi. Charakteryzuje się wysokością 56.33 m i największą średnicą 3.35 m. Masa startowa wynosi 367 500 kg. Silniki pomocnicze oraz dwa pierwsze stopnie używają niesymetrycznej hydrazyny monometylowej jako paliwa oraz czterotlenku azotu jako utleniacza. Silniki pomocnicze DaFY-5-1 mają wysokość 16.09 m i średnicę 2.25 m. Zawierają 41 100 kg paliwa. Każdy z nich dostarcza ciągu 740.4 kN na poziomie morza. Stopień 1 ma wysokość 24.76 m i średnicę 3.35 m. Zawiera 186 200 kg paliwa. Jego system napędowy, oznaczony jako DaFY-6-2 jest zestawem czterech silników DaFY-5-1. Ciąg na poziomie morza wynosi 2961.6 kN. Sterowanie trajektorią lotu jest wykonywane poprzez przechylanie dysz silników. Stopień 2 ma wysokość 12.92 m. Zawiera 49 605 kg paliwa. Jest wyposażony w silnik główny DaFY-20-1 o ciągu 742 kN, oraz czterokomorowy silnik typu viener DaFY-21-1 o ciągu 1.8 kN. Wychylanie dysz tego silnika pozwala na sterowanie trajektorią lotu. W stopniu 3 stosowane jest paliwo kriogeniczne - ciekły wodór i ciekły tlen. Ma on wysokość 12.38 m i średnicę 3.0 m. Można go wyłączyć i włączyć ponownie. Posiada dwa silniki YF-75 dostarczające ciągu 156.9 kN. Łączna masa paliwa i utleniacza wynosi 18 193 kg.

Start odbył się o godzinie 18:00:04.829 UTC. Silniki pomocnicze zostały wyłączone po 140 sekundach od startu. Odrzucono je 2 sekundy później. Stopień 1 zakończył pracę po 158 sekundach od startu. Następnie został odrzucony poprzez uruchomienie silnika viener na stopniu 2 oraz systemu pirotechnicznego. Silnik głowiny stopnia 2 został uruchomiony 6 sekund po zapłonie silnika viener, po 2 minutach i 38 sekundach od startu. Pracował przez 178 sekundy od startu. Po 4 minutach od startu odrzucono owiewkę. Po wyłączeniu silnika stopień 2 został oddzielony za pomocą systemu pirotechnicznego oraz znajdujących się na nim retrorakiet. Następnie po raz pierwszy uruchomiono silniki stopnia 3. Manewr ten trwał 4 minuty i 41 sekund. Silniki zostały wyłączone po 10 minutach i 24 sekundach od startu. Tym samym zestaw stopień 3 / CE-5T1 znalazł się na parkingowej orbicie okołoziemskiej na wysokości około 200 km. Przez okres 3.5 minuty przelatywał nad Pacyfikiem. Następnie silnik stopnia 3 został uruchomiony ponownie, na okres 175 sekund. Pozwoliło to na wejście na trajektorię translunarną (Trans Lunar Insertion - TLI). Po włączeniu silnika pojazd oddzielił się od stopnia 3. Nastąpiło to po 18 minutach i 27 sekundach od startu. Następnie z powodzeniem rozłożył panele słoneczne, uzyskał trójosiową kontrolę orientacji przestrzennej i nawiązał łączność ze stacjami naziemnymi. Start przebiegał bez żadnych problemów. W ciągu następnych kilku godzin wykonano testy działania systemów pojazdu.

[Scorus]

 Po starcie pojazd znalazł się trajektorii translunarnej mającej postać silnie eliptycznej orbity okołoziemskiej. Charakteryzowała się ona perygeum na wysokości 209 km, apogeum 413 000 km i inklinacją 30.7°. Była to okołoksiężycowa trajektoria swobodnego powrotu. Po optymalizacji podczas trzech manewrów pozwalała na oblot Księżyca i wykorzystanie jego pola grawitacyjnego do powrotu w okolice Ziemi. Takie podejście zostało wcześniej zastosowane podczas radzieckich misji demonstracyjnych Zond 5 (start 15 września 1968 r, lądowanie 22 września 1968 r), Zond 6 (start 10 listopada 1968 r, lądowanie 17 listopada 1968 r), Zond 7 (start 7 sierpnia 1969 r, lądowanie 14 sierpnia 1969) i Zond 8 (start 20 października 1970 r, lądowanie 27 października 1970 r) oraz podczas amerykańskich misji załogowych Apollo 8 (start 21 grudnia 1978 r, lądowanie27 grudnia 1968 r ), Apollo 10 (start 18 maja 1969 r, lądowanie 26 maja 1969 r), Apollo 11 (start 16 lipca 1969 r, lądowanie 24 lipca 1969 r), oraz Apollo 13 (start 11 kwietnia 1970 r, lądowanie 17 kwietnia 1970 r) po wybuchu zbiornika ciekłego tlenu.

24 października o godzinie 08:29 UTC (14.5 godziny od startu) wykonano pierwszą korektę optymalizującą parametry orbity. Kolejna korekta odbyła się 25 października. Trzecia planowana korekta została anulowana z uwagi na dużą precyzję poprzednich.

27 października pojazd wykonał oblot Księżyca. Statek wszedł w strefę przeważających oddziaływań grawitacyjnych Księżyca o godzinie 13:30 UTC. Minął go w najmniejszej odległości 11 300 km o godzinie 19:03 UTC. W tym czasie Księżyc znajdował się w odległości 373 000 km od Ziemi. Największe zbliżenie miało miejsce po niewidocznej stronie Księżyca. Następnie pojazd został skierowany na orbitę powrotną wiodącą do Ziemi w sposób naturalny, przez pole grawitacyjne Księżyca. Podczas lotu powrotnego wykonano dwie korekty trajektorii. Pojazd znajdował się na trajektorii kolizyjnej z Ziemią. W czasie przelotu kamera zainstalowana na statku uzyskała zdjęcia powierzchni Księżyca oraz wspólne obrazy Ziemi i Księżyca.

[Scorus]

Przelot koło Ziemi miał miejsce 31 października. Kapsuła powrotna została oddzielona od modułu serwisowego w odległości około 5 000 od Ziemi, o godzinie 21:53 UTC. Podczas lądowania wykorzystano technikę wyskoku z atmosfery (Skip Reentry), użytą również podczas radzieckich misji Zond 6, 7 i 8. Pozwalało to na zmniejszenie jednorazowego nagrzewania osłony termicznej podczas wejścia w atmosferę z wysoką  szybkością (około 11 km/s). Pojazd wszedł w atmosferę po około 20 minutach od oddzielenia od modułu serwisowego. Po początkowym wejściu w atmosferę nad wschodnim wybrzeżem Kenii i Somalii środek ciężkości kapsuły został przesunięty do góry poprzez wykonanie manewru zmiany orientacji przestrzennej wokół osi przechylenia. Manewr ten wykonano na wysokości około 60 km, po wykryciu zmiany przyspieszenia o 0.2 G. Użyto do tego silników. Dzięki temu na pojazd działała siła nośna skierowana ku górze. Na dalszym etapie wykonano niewielkie manewry zwiększające precyzję lądowania. W czasie lotu atmosferycznego pojazd został namierzony dzięki sygnałowi radiolatarni pasma S. Sygnał był odbierany przez statek śledzenia Yuanwang 3 znajdujący się na Morzu Arabskim. Następnie pojazd opuścił on atmosferę. W dalszej kolejności poruszał się po trajektorii balistycznej o apogeum na wysokości około 140 km. O godzinie 22:22 UTC wszedł w atmosferę ponownie, z mniejszą energią kinetyczną. Po wykryciu zmiany przyspieszenia o 0.2 G wykonano kolejny manewr zmiany położenia środka ciężkości. Po 90 sekundach od wejścia w atmosferę rozpoczęto niewielkie manewry naprowadzające na planowany punkt otwarcia spadochronów.  Na tym etapie lądowania sygnał z kapsuły był odbierany przez stacje w Pakistanie i Chinach. Była ona również śledzona za pomocą radarów. Spadochrony zostały otwarte na wysokości 10 km, przy szybkości poddźwiękowej. Miało to miejsce o 22:32 UTC. Po odrzuceniu pokrywy osłaniającej komorę spadochronów wyrzucony został spadochron wleczący. Ustabilizował on lot i zmniejszył szybkość poziomą. Następnie wyciągnął on spadochron główny. Kapsuła opadała on na nim w pozycji pionowej. Końcowa faza lądowania była filmowana za pomocą kamer pracujących w podczerwieni. Elipsa lądowania miała wymiary 115 x 190 km. Kapsuła wylądowała o godzinie 22:42 UTC, blisko miejscowości Huofutan położonym w regionie autonomicznym Mongolia Wewnętrzna. Ten sam obszar (Siziwang Banner) był wykorzystywany podczas misji statków załogowych  Shenzhou. Po lądowaniu kapsuła automatycznie wysunęła anteny radiolatarni pasma UHF, dzięki czemu została szybko zlokalizowana i odzyskana. Lądowanie zakończyło się pełnym sukcesem. Od startu do lądowania upłynęło 8 dni, 4 godziny i 42 minuty. Tym samym kapsuła CE-5T1 stała się pierwszym obiektem który wrócił na Ziemię z okolic Księżyca od czasu misji Łuny 24 (start 9 sierpnia 1976 r, lądowanie 22 sierpnia 1976 r). Kapsuła została przewieziona do Pekinu, gdzie poddano ją badaniom. Wykazały one, że osłona termiczna zachowywała się zgodnie z oczekiwaniami.

[Scorus]

Tymczasem moduł serwisowy wykonał manewr korekty trajektorii dzięki czemu nie wszedł on w atmisferę Ziemi. Manewr rozpoczął się o godzinie 21:56 UTC i trwał 12 minut. Użyto do niego silnika głównego. Zmiana szybkości wyniosła 180 m/s. Pojazd następnie znalazł się na silnie eliptycznej orbicie okołoziemskiej o perygeum na wysokości 600 km, apogeum 540 000 km i inklinacji 46°. Na takiej orbicie rozpoczął realizację misji rozszerzonej. Na statku pozostało około 800 kg paliwa. Nowa trajektoria wiodła do punktu libacyjnego L2 układu Ziemia  - Księżyc (Earth - Moon Lagrangian Point 2 - EML2) położonym w odległości 60 000 km od Księżyca, od strony półkuli niewidocznej z Ziemi. Pojazd przeszedł przez apogeum orbity 9 listopada. Podczas przejścia przez apogeum pojazd wykonał korektę trajektorii. Kolejna korekta odbyła się 17 listopada, w czasie przejścia przez perygeum. Następnie 23 listopada statek wykonał przelot koło Księżyca. 27 listopada statek wszedł na orbitę Lissajousa wokół punktu EML2. Miała ona wymiary 20 000 x 40 000 x 35 000 km. Okres obiegu wynosił 14 dni. Pojazd wykonał 3 okrążenia wokół punktu libracji. W trakcie tej fazy misji wykonano testy technik komunikacyjnych i nawigacyjnych.