Chang'e 2 (kompendium)

[Scorus]

WPROWADZENIE

Sonda Chang'e 2 (CE-2) była drugim (po Chang'e 1) próbnikiem chińskiego programu księżycowego, opracowanym przez chińską agencję kosmiczną (China National Space Administration – CNSA), kontynuującym pierwszy etap chińskiego programu księżycowego (China Lunar Exploration Program - CLEP).

Sonda pierwotnie była przeznaczona do wykonania badań powierzchni oraz środowiska wokół Księżyca z jego orbity. Jej cele naukowe w większości pokrywły się z celami Chang'e 1, przy czym zrezygnowano ze spektrometrii powierzchni. Zaliczały się do nich: dostarczenie stereoskopowych obrazów powierzchni prawie Księżyca w celu poznania struktury form powierzchniowych w tym w obszarach polarnych północnych i południowych nie badanych przez poprzednie misje; wykonania ogólnych badań geologicznych powierzchni Księżyca; dostarczenie danych pomocnych w planowaniu miękkich lądowań na powierzchni; wykonanie map składu pierwiastkowego powierzchni Księżyca obejmujących 14 pierwiastków (K, Th, U, O, Si, Mg, Al, Ca, Te, Ti, Na, Mn, Cr, La), co było ulepszeniem w stosunku do map dostarczonych przez sondę Lunar Prospector obejmujących 10 pierwiastków (K, U, Th, Fe, Ti, O, Si, Al, Mg, Ca); opracowanie map składu mineralnego powierzchni; opracowane map topograficznych powierzchni; określenie grubości reglitu powierzchniowego; wykonanie oceny zasobów naturalnych powierzchni Księżyca, w tym zasobów Helu 3; oraz wykonanie badań środowiska w przestrzeni między Ziemią a Księżycem (w odległości 40 000 - 400 000 kilometrów od Ziemi) obraz na orbicie okołoksiężycowej, w tym oddziaływań wiatru słonecznego z Księżycem. W stosunku do Chang'e 1 badania naukowe mogły być prowadzone z większą dokładnością dzięki niższej orbicie sondy, większej zdolności wymiany danych oraz kamerze o wyższej rozdzielczości przestrzennej.

Cele misji podstawowej obejmowały także testy technologii na potrzeby następnych lotów, głównie technik nawigacji, manewrów zmian trajektorii, łączności i zażądania danymi. Plan misji był też w większym stopniu nastawiony na przygotowywania misji lądowników. Zawierał manewry testujące zdolności zmian orbity oraz symulujące trajektorie lądowania.

Po pomyślnym wykonaniu celów misji podstawowej orbiter został przemieszczony do punktu L2. Prowadzono tam testy inżynieryjne na potrzeby przyszłych chińskich misji kosmicznych do dalszych obiektów Układu Słonecznego. Prowadzono też pomiary właściwości środowiska plazmowego. Następnie pojazd opuścił orbitę wokół punktu L2 i 1 stycznia 2013 roku wykonał przelot koło planetoidy 4179 Toutatis.

Misja była 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 sondy była 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). Za zaprojektowanie i rozwój sondy był odpowiedzialny Instytut Inżynierii Systemów Aerokosmicznych w Szanghaju (Shanghai Aerospace System Engineering Institute) na mocy kontraktu z CASC. Nazwa misji wywodziła się z chińskiej mitologii, w której Chang'e jest boginią Księżyca.

[Scorus]

KONSTRUKCJA
Sonda Chang'e 2 została zbudowana jako egzemplarz zapasowy Chang'e 1. Jej wymiary wynosiły 2.00 x 1.72 x 2.22 metra. Masa całkowita (wraz z paliwem) wynosiła 2 480 kilogramów. Maba bez paliwa wynoisła 1175 kg a masa paliwa - 1305 kg. Konstrukcja sondy opierała się na busie DFH-3A wykorzystywanym głównie w geostacjonarnych satelitach komunikacyjnych. Został on opracowany przez Chińską Akademię Technologii Kosmicznych (China Academy of Space Technology - CAST).

[Scorus]

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

Dolna ściana konstrukcji mechanicznej (zwrócona w stronę  nadiru, czyli prostopadłe do osi odchylenia -Z) miała wymiary 2 x 1.72 m. Umieszczono na niej instrumenty naukowe. Ściana górna (+Z) miała identyczne wymiary. Ściana przednia prostopadła do osi przechylenia +X (w kierunku ruchu orbitalnego) miała wymiary 2.22 x 1.72 m. Zawierała otwór na środku przez który wystawała górna część zbiornika paliwa. Umieszczono na niej antenę wysokiego zysku, dwie anteny niskiego zysku oraz jeden z dwóch szperaczy gwiazd. Odpowiadająca jej ściana tylna (-X) zawierała 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 znajdowała się dysza silnika głównego. Ściany boczne w osi pochylenia (-Y i +Y) miały wymiary  2.22 x 1.72 m. Umieszczono na nich skrzydła paneli słonecznych.

[Scorus]

System zasilania (Electric Power Supply - EPS) obejmował dwa skrzydła krzemowych fotoogniw słonecznych ustawione symetrycznie po bokach korpusu pojazdu, na panelach +Y i -Y. Miały one zdolność obracania się za Słońcem. Każde skrzydło składało się z trzech prostokątnych paneli słonecznych. Całkowita rozpiętość tego systemu wyniosła 18 metrów. Długość pojedynczego panelu wyniosła  5.7 metra. Całkowita powierzchnia paneli wynosiła 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. Produkcja energii elektrycznej wynosiła 1466 W. Uzyskana energia była zużywana na bieżąco, a także ładowała baterię NiH używaną w czasie gdy pojazd znajdował się w cieniu Księżyca.

[Scorus]

System napędowy sondy obejmował zbiornik paliwa, zbiornik utleniacza, zbiornik gazu podnoszącego ciśnienie w układzie paliwowym (helu), silnik główny, silniki kontroli orientacji przestrzennej oraz odpowiednie silnie paliwowe. Zbiorniki paliwa i utlkeniacza znajdowały się w centralnym clyindrze a zbiornik helu - poza cylindrem w tylnej sekcji sondy. Paliwem był 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 używał zarówno paliwa jak i utleniacza. Jego dysza znajdowała się na panelu -X. Charakteryzował się ciągiem 490 N. Służył on do wykonywania dużych korekt trajektorii i wejścia na orbitę okołoksiężycową. Ponadto sonda posiadała 8 silników kontroli orientacji przestrzennej o ciągu 10 N. Tworzyły one cztery grupy umieszczone na krawędziach panelu -X. Były to silniki katalityczne wykorzystujące katalityczny rozkład paliwa. Służyły do usuwania nadmiaru momentu pędu podczas rozładowywania kół reakcyjnych, szybkich manewrów zmiany orientacji przestrzennej, małych korekt orbity oraz kontroli orientacji przestrzennej podczas manewrów z użyciem silnika głównego. Wydajność systemu napędowego była większa niż w przypadku Chang'e 1, dzięki czemu możliwości zmian orbity były bardziej rozbudowane. Ponadto przetestowano nowy typ linii gazu pod wysokim ciśnieniem, zwiększających żywotność systemu napędowego.

[Scorus]

System kontroli orientacji przestrzennej (Guidance Navigation and Control Subsystem - GNC) umożliwiał trójosiową kontrolę orientacji przestrzennej z dokładnością pozycjonowania lepszą od 1º (3 sigma) i stabilnością lepszą od 0.05º/s. W skład sensorów nawigacyjnych wchodziły dwa szperacze gwiazd, sensor Słońca oraz bezwładnościowa jednostka odniesienia. Szperacze gwiazd znajdowały się na panelach +X i -X. Dostarczały podstawowych danych nawigacyjnych używanych w normalnym trybie pracy. Były to kamery elektroniczne uzyskujące obrazy gwiazd. Orientacja przestrzenna sondy była obliczana na podstawie pozycji gwiazd porównywanych z katalogiem pokładowym. Sensor Słońca był używany po po starcie oraz w trybie bezpiecznym do mało precyzyjnego orientowania sondy na Słońce. Bezwładnościowa jednostka odniesienia zawierająca żyroskopy i przyspieszeniomierze służyła do pomiarów przyspieszeń liniowych i kątowych w trakcie manewrów. Systemami wykonawczymi GNC były cztery koła reakcyjne (jedno zapasowe) oraz silniki kontroli orientacji wchodzące w skład systemu napędowego. Wydajność systemu GNS została zwiększona w rysunku do poprzedniego orbitera, co zwiększało dokładność pozycjonowania instrumentów naukowych.

[Scorus]

 System zarządzania danymi (On-Board Data Handling Subsystem - OBDH) umożliwiał odbieranie i wykonywanie komend, analizę danych nawigacyjnych i kontrolę pracy systemów wykonawczych systemu kontroli orientacji przestrzennej, kontrolę dystrybucji energii elektrycznej oraz monitorowanie stanu poszczególnych podsystemów pojazdu. Obejmował pojedynczy terminal centralny (Central Terminal Unit - CTU), cztery terminale peryferyjne (Remote Terminal Units - RTU) oraz pojedynczą jednostkę telekomunikacyjną (Telecommand Uni - TU). Były one połączone seryjnym busem danych (Serial Data Bus - SBU). Wszystkie komponenty elektroniczne były w pełni redundancyjne. Wydajność tego systemu została zwiększona w stosunku do Chang'e 1.

Instrumenty naukowe sondy były obsługiwane przez osobny system zarządzania danymi (Payload Data Management System - PDMS). Był on oparty na magistrali danych 1553B. Zawierał kontroler magistrali (Bus Controller - BC); rejestrator jednoczęściowy (Solid State Recorder - SSR); multiplekser wysokiej szybkości (High Rate Multiplexer - HRM); terminal zdalny (Remote Terminal - RT) oraz system rozprowadzania energii do instrumentów (Payload Power Distributor - PD). Większość instrumentów (OIS, CELMS, GXRS) łączyło się z PDMS poprzez magistralę 1553B. LA i SEMS były podłączane do RT. PDMS odbierał dane naukowe i inżynieryjne z instrumentów i zapisywał je w SSR. Do rejestratora dołączony był sprzętowy układ kompresji danych w postaci osobnej płyty elektroniki. Pozwalał on na uzyskanie współczynnika kompresji obrazy z kamery ≥2. Był on zależny od złożoności początkowego obrazu. W czasie okresu łączności z Ziemią dane były przekształcane przez HRM w kodowane jednostki danych (Coded Virtual Channel Data Units - CVCDU) zgodne ze standardem CCSDS (Consultative Committee for Space Data Systems). Następnie były one wysyłane na Ziemię przez system komunikacyjny. PDMS był plastyczny i efektywny. W przypadku przerwania pracy przez jeden z instrumentów pozostałe mogły przejąć przeinaczone dla niego zasoby pozwalające na składowanie i transmisję danych.

[Scorus]

System komunikacyjny (Telemetry, Tracking and Command Subsystem - TT&C) pracował w paśmie S i X. Obejmował system nadawczo - odbiorczy pasma S, system nadawczo - odbiorczy pasma X, antenę wysokiego zysku (High-Gain Antenna - HGA) oraz cztery anteny niskiego zysku (Low Gain Antenna - LGA). Paraboliczna antena HGA znajdowała się na panelu +X, na wysięgniku. W czasie startu była złożona na powierzchni panelu. Była zainstalowana się na mechanizmie obracającym ją w dwóch osiach celem nakierowania na stacje naziemne. Służyła do transmisji danych naukowych z wysoką szybkością oraz odpierania komend. Dwie anteny LGA znajdowały się na panelu +X a dwie dalsze - na panelu -X. Były to heliakalne anteny stożkowe o pokryciu omnikierunkwoym. Służyły do transmisji danych inżynieryjnych. Ponadto umożliwiały łączność w trybie bezpiecznym podczas poważnych problemów. Transponder pasma X był usprawnieniem w stosunku do sondy Chang'e 1. Umożliwiał transmisję danych naukowych ze znacznie wyższymi szybkościami. Podczas misji podstawowa szybkość transmisji danych wyniosła  6 mbps. Ponadto wykorzystywane były szybkości 3 mbps, 1.5 mbps i 750 kbps. Wykonano też testy transmisji z szybkością 12 mbps. DO modulacji sygnału używanego do transmisji danych używano modulacji BPSK (Binary Phase Shift Keying). Szybkość kodowania telemetrii wyniosła 512 bps lub 1024 bps a szybkość kodowania danych kontrolnych - 125 bps. Do kodowania używano techniki LDPC. System komunikacyjny był ponadto wyposażony w radiolatarnię pasma X służącą do precyzyjnego ustalania parametrów orbity sondy. Jej sygnał był obierany przez chińską sieć VLBI (Very Long Baseline Interferometry) przeznaczoną do obserwacji radioastronomicznych. Pozwalało to na wyznaczanie parametrów orbity okołoksiężycowej z dokładnością do 100 m, znacznie większą niż w przypadku wykorzystania pomiarów dopplerowskich w paśmie S.

[Scorus]

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

[Scorus]

Sonda posiadała zestaw czterech kamer inżynieryjnych. Każda z nich stanowiła 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. Do panelu strukturalnego sondy była przymocowana za pomocą czterech stopek. Detektor był wyposażony w maskę Bayera, dzięki czemu mógł uzyskiwać obrazy barwne. Kamery mogły rejestrować zarówno obrazy statyczne jak i sekwencje wideo. Układy optyczne poszczególnych kamer były zoptymalizowane do obserwacji danych elementów sondy. Jedna z kamer znajdowała się na panelu bocznym i umożliwiała obserwację rozkładania skrzydła paneli słonecznych po starcie. Druga była umieszczona na panelu +X i służyła do obserwacji anteny HGA. Trzecia znajdowała się na panelu -X i umożliwiała obserwację silnika głównego podczas manewrów. Czwarta była umieszczona na panelu -Z. Jej pole widzenia nie było przesłonięte przez elementy orbitera. Umożliwiała obserwację powierzchni Księżyca.

[Scorus]

WYPOSAŻENIE
Instrumenty naukowe sondy Chang'e 2 zostały umieszczone na ścianie pojazdu, która w czasie badań Księżyca jest skierowana w stronę nadiru (-Z). Aparatura naukowa została częściowo zaadoptowana z satelitów teledetekcyjnych Zi Yuan. Do wyposażenia naukowego pojazdu Chang'e 2 zaliczają się:
- detektor promieniowania mikrofalowego (Chang'e Lunar Microwave Sounder - CELMS);
- spektrometr promieniowania gamma i promieniowania rentgenowskiego (Gamma/X-Ray Spectrometer - GXRS);
- wysokościomierz laserowy (Laser Altimeter - LA);
- optyczny system obrazujący (Optical Imaging System - OIS);
- system monitoringu środowiska kosmicznego (Space Environment Monitor System - SEMS).

[Scorus]

CELMS

Detektor promieniowania mikrofalowego umożliwiał określenie grubości regolitu na powierzchni Księżyca. Urządzenie pozwoliło ponadto na zebranie informacji na temat temperatury powierzchni oraz rozkładu helu-2. Dane te miały istotne znaczenie dla badanń geologii i ewolucji Księżyca.

Instrument CELMS został umieszczony na panelu -Z sondy Chang'e 2, która w czasie badań powierzchni Księżyca była skierowana w stronę nadiru. Znajdował się na jego wewnętrznej stronie. Urządzenie stanowiło pojedynczą jednostkę zawierającą odbiorniki promieniowania i anteny oraz system elektroniczny zainstalowane w prostopadłościennej obudowie. Było przymocowane do panelu strukturalnego sondy za pomocą czterech stopek. Był on on identyczny z analogicznym instrumentem Chang'e 1. Jednak zwiększona zdolność gromadzenia i transmisji danych oraz niższa orbita znacznie zwęszyły ilość i rozdzielczość dostarczanych przez niego danych.

Instrument był radiometrem promieniowania mikrofalowego i milimetrowego. Wykonywał bierne pomiary promieniowania pochodzącego z powierzchni Księżyca. Emisja mikrofalowa z powierzchni była funkcją stałej dielektrycznej powierzchni, temperatury, długości fali, grubości regolitu i kąta widzenia. Jasność odbieranego promieniowania pozwalała na określenie temperatury jasnościowej regolitu, która natomiast pozwalała na oszacowanie grubości warstwy regolitu. Pozwalało to na zmierzenie grubości rumoszu powierzchniowego w różnych obszarach Księżyca. W skład instrumentu wchodziły cztery odbiorniki używane do badań powierzchni Księżyca wraz z antenami, dwa odbiorniki kalibracyjne wyposażone w osobne anteny oraz system elektroniczny.

Poszczególne odbiorniki instrumentu pracowały w osobnych częstotliwościach - 3, 7.8, 19.35 i 37 GHz. Ich anteny wystawały przez otwory w panelu -Z konstrukcji sondy. Czas integracji we wszystkich kanałach wynosił 200 ms, czułość - 0.5 K, a współczynnik linearności - 0.99. Kanał 3 GHz charakteryzował się szerokością pasma 100 MHz i rozdzielczością przestrzenną 50 km z orbity roboczej. Pozwalał na osiągnięcie największej głębokości penetracji regolitu (30 m). Jego częstotliwość została dobrana ze względu na ograniczenia nakładane przez wielkość anteny. Kanał 7.8 GHz charakteryzował się szerokością 200 MHz, rozdzielczością przestrzenną 35 km i głębokością penetracji 20 m. Kanał 19.35 GHz posiadał szerokość pasma 500 MHz i charakteryzował się rozdzielczością przestrzenną  35 m oraz głębokością penetracji regolitu 10 m. Oba kanały częstotliwości średnich  pozwalały na określenie struktury środkowej warstwy regolitu oraz dostarczały informacji o jej właściwościach cieplnych. Kanał 37 GHz charakteryzował się szerokością pasma 500 MHz, rozdzielczością przestrzenną  35 km i głębokością penetracji 1 m. Pozwalał na określenie emisyjności powierzchni umożliwiającej wyznaczenie jej temperatury jasnościowej.

Dwa odbiorniki kalibracyjne posiadały osobne anteny wystające poprzez otwory w panelu +X. Jeden z nich dostarczał pomiaru stałego sygnału przy temperaturze odbiornika (Th) a drugi - pomiaru przestrzeni kosmicznej o temperaturze 2.7 K (Tc).

System elektroniczny instrumentu pozwalał na zarządzanie dostarczanymi danymi, wykonywanie komend oraz kontrolę stanu urządzenia. Komunikował się z systemem zarządzania danymi instrumentów naukowych sondy (Payload Data Management System - PDMS).

[Scorus]

GXRS
Spektrometr promieniowania gamma i promieniowania rentgenowskiego pozwalał na wykonanie map składu pierwiastkowego powierzchni Księżyca obejmujących 14 pierwiastków (K, Th, U, O, Si, Mg, Al, Ca, Te, Ti, Na, Mn, Cr, La), co było ulepszeniem w stosunku do map dostarczonych przez sondę Lunar Prospector obejmujących 10 pierwiastków (K, U, Th, Fe, Ti, O, Si, Al, Mg, Ca). Dane te pozwalają na badania geologiczne powierzchni Księżyca oraz oceny jego zasobów mineralnych. Pomiary rozkładu frakcji KREEP pozwalją na badania takich procesów jak zderzenia, akumulacja materii wyrzuconej podczas impaktów na powierzchni, oraz modyfikacje materiału powierzchniowego. Badania rozmieszczenia głównych pierwiastków promieniotwórczych (U, K, Th) pozwalają na badania powstania Księżyca i jego ewolucji. Ponadto są istotne dla badań struktury wewnętrznej Księżyca i składu skorupy oraz płaszcza.

GXRS: KONFIGURACJA

Instrument GXRS został umieszczony na panelu -Z sondy Chang'e 2, który w czasie badań powierzchni Księżyca była skierowana w stronę nadiru. W skład instrumentu wchodził spektrometr promieniowania rentgenowskiego (X-Ray Spectrometer - XRS), spektrometr promieniowania gamma (Gamma-Ray Spectrometer - GRS), monitor rentgenowksiego promieniowania słonecznego (Solar X-ray Monitor), oraz główna jednostka elektroniki (Electronics Assembly). System ten wykonywał pomiary promieniowania X i gamma emitowanego na drodze fluorescencji przez atomy na powierzchni Księżyca wzbudzone przez wysokoenergetyczne promieniowanie słoneczne i kosmiczne. Energia tego promieniowania była charakterystyczna dla każdego pierwiastka, co umożliwiało stwierdzenie jego obecności, oraz koncentracji w warstwie powierzchniowej. Był on on identyczny z analogicznym instrumentem Chang'e 1. Jednak zwiększona zdolność gromadzenia i transmisji danych oraz niższa orbita znacznie zwięszyły ilość i rozdzielczość dostarczanych przez niego danych.

GXRS: XRS

Spektrometr rentgenowski XRS służył do detekcji fluorescencyjnego promieniowania rentgenowskiego umożliwiającego określenie zawartości trzech głównych pierwiastków skałotwórczych - Mg, Al i Si. W skład urządzenia wchodziły dwa zespoły detekcyjne - kanał miękkiego promieniowania rentgenowskiego (Soft X-ray Detector - SXD), oraz kanał twardego promieniowana rentgenowskiego (Hard X-ray Detector - HXD) zainstalowane na prostopadłościennej obudowie zwierającej jego system elektroniczny. Urządzenie było przymocowane do panelu sondy za pomocą 4 stopek.

Każdy z kanałów składał się z kolimatora oraz detektora w postaci macierzy fotodiod Si-PIN wraz z przedwzmacniaczami. Kolimator chronił detektor scyntylacyjny przed promieniowanie kosmicznym i słonecznym. Kanał SXD pracował w zakresie energetycznym 1 - 10 keV z rozdzielczością lepszą od 10% przy energii 59.5 keV. Jego detektor składał się z 4 fotodiod o łącznej powierzchni 1 centymetra kwadratowego. Kanał HXD pracował w zakresie energetycznym 10 - 60 keV z rozdzielczością lepszą od 600 eV przy 5.95 keV. Jego detektor składał się z 16 fotodiod o powierzchni łącznej 15 centymetrów kwadratowych.

System elektroniki XRS kontrolował pracę detektorów, dostarczał zasilanie, odbierał dostarczane przez nie dane oraz komunikował się z główną elektroniką GXRS.

GXRS: GRS

Spektrometr promieniowania GRS obejmował system detekcyjny oraz system elektroniczny. Stanowił pojedynczą jednostkę. Pracował w zakresie energetycznym 300 keV - 9 MeV z rozdzielczością lepszą od 9% przy 662 keV.

W skład syustemu detekcyjnego wchodził scyntylator główny (Main Scintillator) i scyntylator osłaniający (Anticoincidence Schield Scintillator - ACS). Głównym scyntylatorem był kryształ CsI wzbogacony talem. Miał on średnicę 11.8 cm i długość 7.8 cm. Jego powierzchnia aktywna wyniosła 118 milimetrów kwadratowych. Impulsy świetlne wytwarzane przez fotony gamma na scyntylatorze były odbierane przez fotopowielacze (Photomultiplier Tube - PTM). Detektor główny był monitorowany przez 5 fotopowielaczy. Sygnał  z PMT był wzmacniany przez wzmacniacz sygnału i wysłany do systemu elektronicznego. Scyntylator główny znajdował się po wewnętrznej stronie panelu -Z sondy, co chroniło go przed promieniowaniem gamma z przestrzeni kosmicznej. Sam statek jednak również produkował tło gamma, więc komiczne było zastosowanie scyntylatora osłaniającego. Był on wykonany z CsI. Miał średnicę 17.8 cm i wysokość 10.8 cm. Jego grubość wynosiła 30 mm. Był monitowany przez 3 PTM. Wydajność tego detektora była lepsza od 90%.

W czasie prac nad detektorem przeprowadzono testy pozwalające na wybranie odpowiedniego zestawu sensor - fotopowielacz z uwzględnieniem zmian temperatury. Wykazały one, że układ ten nie jest czuły na zmiany temperatury, ale głownie na wahania napięcia. Dlatego też w celu zapewnienie efektywności i długiego okresu funkcjonalności systemu konieczne było utrzymywanie stabilnego poziomu wysokiego napięcia. Urządzenie mogło pracować przy 7 poziomach napięcia, które mogły być zmieniane przez komendy z Ziemi.

System produkował 2 rodzaje spektrogramów jednocześnie - 512 kanałowy spektrogram z detektora głównego co 3 sekundy, oraz 256 kanałowy spektrogram z ACS co 1s.

System elektroniki GRS kontrolował pracę detektorów, dostarczał zasilanie, odbierał dostarczane przez nie dane oraz komunikował się z główną elektroniką GXRS.

GXRS: Solar X-ray Monitor

Monitor promieniowania słonecznego służył do pomiarów intensywności emisji słonecznej w zakresie rentgenowskim. Były to informacje niezbędne do interpretacji danych z XRS. W skład urządzenia wchodziła pojedyncza fotodioda krzemowa SiPIN o powierzchni 0.75 milimetra kwadratowego oraz jej elektronika. Komunikowała się ona z elektroniką XRS. Całość znajdowała się w pojedynczej jednostce przymocowanej do panelu strukturalnego sondy za pomocą czterech stopek. Urządzenie pracowało w zakresie energetycznym 1 - 10 keV z rozdzielczością lepszą od 600 eV przy energii 5.95 keV.

GXRS: Electronics Assembly

System elektroniczny systemu GXRS pozwalał na zarządzanie danymi dostarczanymi przez jego komponenty, wykonywanie komend oraz kontrolę stanu urządzenia. Komunikował się z systemem zarządzania danymi instrumentów naukowych sondy (Payload Data Management System - PDMS). Znajdował się we wnętrzu sondy w pojedynczej, prostopadłościennej obudowie.

[Scorus]

LA

Wysokościomierz laserowy umożliwiał wykonanie map topograficznych powierzchni Księżyca.

Instrument LA został umieszczony na panelu -Z sondy Chang'e 2, który w czasie badań powierzchni Księżyca była skierowana w stronę nadiru. W skład urządzenia wchodził nadajnik laserowy (Laser Transmitter); oraz odbiornik (Laser Receiver). Oba komponenty instrumentu znajdowały się na wspólnej płycie montażowej przymocowanej do panelu strukturalnego sondy. Kierunek widzenia instrumentu był równoległy do kierunku widzenia kamery CCD systemu OIS. Impulsy laserowe wysłane na powierzchnię odbijały się od niej i powracały do instrumentu, gdzie były rejestrowane przez odbiornik wyposażony w teleskop. Dzięki pomiarom czasu powrotu impulsu biorąc pod uwagę rozpraszanie sygnału przez nachylenie i szorstkość powierzchni, oraz wewnętrzne opóźnienia instrumentu uzyskiwane były pomiary odległości sondy do powierzchni Księżyca i tym samym wysokość utworów powierzchniowych. Urządzenie było w zasadzie identyczne z analogicznym instrumentem Chang'e 1. Zostało jednak zoptymalizowane do dokładnych pomiarów topograficznych podczas przelotów nad potencjalnymi strefami lądowań. W trakcie takich przelotów częstotliwość odbiru odbitych impulsów wynosiła 5 Hz. W przypadku wysokościomierza LA Chang'e 1 wynosiła ona 1 Hz. Rozszerzona zdolność gromadzenia i transmisji danych oraz niższa orbita znacznie zwiększyły również ilość i rozdzielczość dostarczanych przez niego danych.

Nadajnik obejmował diodę promującą, laser Nd:YAG oraz układ optyczny. Dioda i laser znajdowały się w prostopadłościennej obudowie wraz z systemem elektronicznym instrumentu. Impulsy laserowe charakteryzowały się długością fali 1064 nm i energią 150 µJ. Trwały 7 ns. Układ optyczny pełnił rolę kolimatora, redukując rozbieżność wiązki laserowej do 0.6 mrad. Był to teleskop w układzie refraktora Galileusza.

Odbiornik składał się z układu optycznego oraz detektora. Do odbioru impulsu służył teleskop w układzie reflektora Cassegraina zainstalowany w cylindrycznym tubusie. Zwierciadło główne miało średnicę 140 mm. Detektorem była fotodioda Si-APD. Znajdowała się w prostopadłościennej obudowie wraz z elektroniką odzyskiwania informacji.

System elektroniczny instrumentu pozwalał na zarządzanie dostarczanymi danymi, wykonywanie komend oraz kontrolę stanu urządzenia. Komunikował się z systemem zarządzania danymi instrumentów naukowych sondy (Payload Data Management System - PDMS).

[Scorus]

OIS

Optyczny system obrazujący pozwał na wykonanie obrazowania powierzchni Księżyca - mapowania globalnego oraz mapowania wybranych obszarów w wysokiej rozdzielczości. Pozwalało to na wykonanie badań struktury form powierzchniowych; wykonania ogólnych badań geologicznych powierzchni Księżyca; oraz zaplanowania miękkich lądowań na powierzchni.

Instrument OIS został umieszczony na panelu -Z sondy Chang'e 2, który w czasie badań powierzchni Księżyca był skierowana w stronę nadiru. W skład systemu wchodzi stereoskopowa kamera CCD (CCD Stereo Camera) oraz system obróbki danych. Instrument ten znajdował się również na sondzie Chang'e 1. W stosunku do wcześniejszego orbitera usunięto z niego interferometr obrazujący (Imaging Interferometer - IM). Ponadto kamera została zmodyfikowana w celu zwiększenia rozdzielczości przestrzennej.

W skład kamery wchodził układ optyczny (Optical System) skupiający światło na systemie detektora CCD (CCD Detector System).

Układ optyczny obejmował zestaw soczewek umieszczony na pojedynczym systemie podpierającym. Znajdował się on w cylindrycznym tubusie. Posiadał również przegrodę zewnętrzną chroniącą przed zabłąkanym światłem.

System optyczny skupiał światło na systemie płaszczyzny ognikowej zawierającej detektor CCD produkujący obrazy. Był on podzielony na dwie podpowierzchnie. Jedna z nich była skierowany w tył (-17.2º w stosunku do kierunku do nadiru ), a druga - w przód (+8º w stosunku do kierunku do nadiru) do kierunku ruchu orbitalnego satelity. W stosunku do Chang'e 1 usunięto podpowierzchnię skierowaną w stronę nadiru, co pozwoliło na zredukowanie ilości danych produkowanych przez instrument. Obie podpiowierzchnie były dwuwymiarowe. Obrazy były budowane w trybie integracji opóźnionej w czasie (Time Delay and Integration - TDI). Umożliwiało to uzyskiwanie obrazów o bardzo wysokim stosunku sygnału do współczynnika zakłóceń. Aby wykonywać zdjęcia w bardzo dużej rozdzielczości przy zadowalającym S/N nie wystarczy zwiększać czas naświetlania - spowodowałoby to rozmycie obrazu. Sygnał był przenoszony z jednej linii pikseli na kolejną linię w tempie zsynchronizowanym z z ruchem orbitera. Pozwalało to na wydłużenie czasu naświetlania, bez konieczności utrzymywania fotografowanego obiektu w tym samym miejscu pola widzenia kamery. Złożenie obrazów uzyskanych pod dwoma kątami pozwala na uzyskanie danych topograficznych. Tak więc jednorazowo uzyskiwane są 2 obrazy, których obróbka pozwalała na uzyskanie obrazów stereoskopowych oraz cyfrowych modeli ukształtowania terenu.

Szerokość pasa terenu obrazowanego z orbity o wymiarach 100 x 100 km wynosiła 43 km. Rozdzielczość wynosiła 10 - 7 m na piksel. Była wię więc ponad 10 razy większa od rozdzielczości kamery Chang'e 1 z wysokości 200 km. Po obniżeniu perycentrum orbity do 15 km szerokość obrazowanego pasa wyniosła 6.45 km a rozdzielczość - 1.05 m.

Detektor CCD, jego elektronika odzyskiwania informacji oraz elektronika kontrolna kamery mieściły się z prostopadłościennej jednostce zintegrowanej z układem optycznym. System elektroniczny kamery pozwalał na zarządzanie dostarczanymi danymi, wykonywanie komend oraz kontrolę stanu urządzenia. Komunikował się z systemem zarządzania danymi instrumentów naukowych sondy (Payload Data Management System - PDMS).