空间引力波探测航天器平台系统前沿研究进展.pdf
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1、空间引力波探测航天器平台系统前沿研究进展吴树范1,2,孙笑云1,2,张倩云1,2,向 煜1,2(1.上海市引力波探测前沿科学研究基地,上海 200240;2.上海交通大学 航空航天学院,上海 200240)摘 要:高精度航天器平台系统是空间引力波探测任务成功实施的重要载体,在空间引力波探测任务中发挥着重要的作用。针对高精度航天器平台系统研究的前沿进展,以惯性传感器参考基准、微推力执行机构、航天器平台无拖曳控制技术及航天器系统编队设计与控制为出发点,结合本专刊内发表的主要研究内容及国内外空间引力波探测航天器平台系统近期相关研究进展,形成涵盖国内外前沿研究热点的概括与综述,总结空间引力波探测航天器
2、平台系统设计的主要研究问题。从航天器系统角度出发,提出涵盖关键载荷、轨道及姿态控制策略及编队构型设计的探测航天器平台系统发展的展望。关键词:空间引力波探测;航天器平台与系统;空间惯性传感器;无拖曳控制;编队构型中图分类号:TN95 文献标识码:A 文章编号:2096-9287(2023)03-0233-14DOI:10.15982/j.issn.2096-9287.2023.20230095引用格式:吴树范,孙笑云,张倩云,等.空间引力波探测航天器平台系统前沿研究进展J.深空探测学报(中英文),2023,10(3):233-246.Reference format:WU S F,SUN X Y
3、,ZHANG Q Y,et al.Advances in frontier research of space gravitationalwave detection spacecraft platform systemJ.Journal of Deep Space Exploration,2023,10(3):233-246.引言引力波探测任务旨在验证广义相对论,揭示宇宙起源并探索空间科学的深层次机理1。引力波是宇宙中一类极微弱的信号,用于探测引力波的航天器平台系统需具备超高精度的在轨运行、跟踪及信号放大的能力2。因此,空间引力波信号得以成功探测的前提是作为探测载体的航天器平台系统需满足相应
4、的超高精度需求,进而针对平台系统强鲁棒性、高精度跟踪控制及稳定编队构型等方面的研究成为空间引力波探测这一特殊应用背景下的研究热点,并逐渐成为一系列针对高精度航天器平台系统研制及闭环设计的前沿科学问题。本文主要讨论当前在国内与国际已有较多实践的空间引力波探测任务,概述并分析用于空间引力波探测的航天器平台系统关键研究内容,梳理主要科学问题并展望未来针对该特定探测背景下的航天器系统平台发展前景。首先,回顾空间引力波探测的任务背景。首次发现并验证引力波存在的LIGO(Laser InterferometerGravitational-wave Observatory)计划属于地面引力波探测项目,引力波
5、信号的来源为一对名为GW15094的103恒星质量黑洞6。针对引力波探测这一任务的实施,本专刊内提出一种借助于噪声更微弱、引力梯度更小,干扰水平更低的月基引力波探测手段的构想,将引力波信号的探测频段拓展至0.15 Hz。而空间引力波探测任务,实际上相当于用于高频引力波探测的LIGO计划或月基引力波探测构想的延伸。有别于已成功探测到引力波信号的地面引力波探测任务,空间引力波探测主要着眼于探测难度更大、需求精度更高的低频段空间引力波探测3。以中山大学“天琴计划”(TianQinProject)4及中国科学院“太极计划”(TaiJi Project)5为例,其引力波探测频段范围下探至0.1 Hz。空
6、间引力波探测任务以欧洲航天局(European SpaceAgency,ESA)及美国国家航空航天局(NationalAeronautics and Space Administration,NASA)的合作项目激光干涉空间天线(Laser Interferometer SpaceAntenna,LISA)为代表7,其试验验证项目,被命名为“LISA 探路者”(LISA Pathfinder),已获得引力基准系统和空间激光干涉两项关键探测科学问题的成功验证8。近年来,随着ESA与NASA在LISA项目中合作的结束,ESA利用LISA Pathfinder项目中获取的成功验证,提出了eLISA(
7、也称NGO)计划,缩短原有LISA 收稿日期:2023-04-01 修回日期:2023-06-12基金项目:科技部国家重点研发计划(2020YFC2200800,2021YFC2202600,2022YFC2204800)第 10 卷 第 3 期深 空 探 测 学 报(中英文)Vol.10 No.32023 年 6 月Journal of Deep Space ExplorationJune 2023任务中预定的探测臂长并改变编队跟踪策略及激光干涉测量手段,以此减轻系统对于光学链路需求9。Hzms2Hz109ms2/Hz在中国,对空间引力波探测正在积极开展研究和试验。2019年8月发射的“太极
8、一号”是中国首颗发射入轨的空间引力波探测技术实验卫星,隶属于中国科学院空间科学战略性先导科技专项,是“太极计划”激光干涉测距系统的首发任务,用于验证空间引力波探测技术路线的可行性,目前已对检验质量激光干涉仪、加速度计参考传感器及单自由度无拖曳控制等关键技术进行了在轨测试,在轨性能超出预期10;未来也将逐步开展双星绕日激光测距系统、地面测试论证及300万km三星长基线编队运行,用于率先实现中低频段引力波信号的空间探测,激光干涉测距系统验证指标达到8 pm/,无拖曳闭环控制残余加速度达到1015/量级11。由罗俊院士于2014年提出的“天琴计划”12是中国首个空间引力波探测计划。它采用地球轨道三星
9、编队进行空间引力波探测,对卫星本体进行高精度无拖曳控制以抑制太阳风、太阳光压等外部干扰,通过激光测距精确测量引力波造成的星间距离变化。“天琴一号”技术试验卫星于2019年12月20日成功发射,对无拖曳控制技术进行了在轨试验,卫星无拖曳控制水平达到量级13。然后,本文将以LISA Pathfinder试验验证任务及LISA/eLISA任务,来分析探测航天器的基本构造及轨道构型,梳理空间引力波探测航天器平台系统的一般构成。本文的主要内容在于整理引力波探测航天器系统平台在研制及闭环系统设计中遇到的关键技术问题,基于对硬件系统数字系统的研究,挖掘引力波探测航天器系统平台面临的特殊需求,及其在系统闭环控
10、制方案设计时,应予以考虑的特殊问题。同时,也根据本专刊内涵盖的文章研究范围,对关键载荷或机构硬件系统研制与单星平台多星系统闭环控制两个方面展开描述。在硬件系统研制方面,介绍以空间惯性传感器(引力基准)及其交流执行机的研制进展,介绍关键执行机构即场效应微牛级推进器为平台主要执行器的研制及测试结果;在闭环系统及控制系统设计方面,描述航天器平台控制策略、控制架构及主要进展,以及探测航天器编队的轨道构型、设计及控制技术的研究进展。在此基础上,给出探测航天器平台前沿技术的研究展望。该文第1节描述主要空间引力波探测任务航天器系统平台结构与构型,航天器编队系统构型及单颗无拖曳卫星多物理实体结构,并围绕典型空
11、间引力波探测任务对航天器系统结构构型进行详细描述;第2节描述主要技术问题及对应进展,分别就空间惯性传感器关键载荷、微推力器、单颗航天器无拖曳控制及三星编队系统的研制进展与试验结果进行分别描述;第3节对前沿技术开展展望,针对闭环控制、指标确立与分解及健康管理等方面进行叙述,第4节给出总结。1 典型空间引力波探测航天器系统结构与构型该节给出了空间引力波探测航天器系统结构与单航天器的几种典型构型,随后围绕LISA Pathfinder试验验证任务、LISA/eLISA任务及国内成功开启实施的“天琴”“太极”计划,开展典型引力波探测航天器系统平台结构与构型的描述。1.1 空间引力波探测航天器系统结构及
12、构型概述空间引力波探测任务的实质是通过3颗探测航天器形成的大尺度正三角形编队,基于激光干涉测量航天器编队因引力波信号引起的臂长变化,3颗探测航天器需构成严格的正三角形编队,并基于单星无拖曳控制、多星编队保持等手段实现空间正三角形编队构型的动力学稳定。现有的空间引力波探测任务或任务规划中,航天器系统空间正三角形编队结构可被大致分为3类:共轨星座方式;三角平动点方式;相对绕飞方式。共轨星座方式相对简单,探测航天器均匀分布在同一条圆轨道上,以卫星星座的形式围绕共同的中心引力体运动;相对绕飞形式下,探测航天器均匀分布在原参考轨道附近的空间相对绕飞圆上,编队随绕飞圆旋转,周期与参考轨道保持一致;三角平动
13、点方式下,3颗航天器位于平面圆型限制性三体的L3、L4、L5平动点附近。图1给出了3种航天器系统编队结构的示意图。“太极”L4L4L5L5L3L3VenusSunMercuryASTROD-GWEarthLISA60602020“天琴”Relativeorbits方式1:共轨星座方式方式2:相对绕飞方式方式3:三角平动点方式 图 1 空间引力波探测航天器编队构型示意图53Fig.1 Diagram of detection spacecraft formation structure for spacegravitational wave detection53234深空探测学报(中英文)20
14、23年单星航天器系统构型则遵循无拖曳控制策略及原理,本质上为航天器外壳与内部两枚检验质量的多体构型。通常地,由于正三角形大尺度编队构型下,激光干涉测量通常在同一个臂长下的两个检验质量间进行,因此,单颗航天器中的两颗检验质量布置方式为夹角60,典型的单航天器内部构型如图2所示。HTM2HTM1TM2TM130Yhtm2Yhtm1Xhtm1Xhtm2X 图 2 空间引力波探测航天器构型示意图35Fig.2 Configuration diagram of space gravitational wave detectionspacecraft structure 35 1.2 LISA探测航天器系
15、统6107kmLISA探测系统将由3个航天器SC1、SC2、SC3组成,以准等边三角形的形式飞行,在地球轨道上位于地球后约20位置运行14。该面向太阳的准等边三角形轨道的标称边长为250万km。考虑轨道摄动,三角形编队构型的内角在59和61之间周期性变化,星座中心跟随地球的平均距离为。编队构型的示意图见图3。SC2SC1SunSC3 图 3 LISA空间引力波探测器构型示意图15Fig.3 Schematic diagram of LISA space gravitational wave detectorconfiguration15 对于探测航天器正三角形编队的每个航天器,其内部关键载荷系
16、统为一用于引力波探测的科学模块。科学模块主要由夹角60的一对移动光学组件构成,光学组件包括用于发射激光信号的望远镜及用于激光干涉测量的光学平台,以及一个用于提供惯性基准、部分自由度运行于纯引力轨道的静电悬浮系统(或称为空间惯性传感器)构成。每个航天器的内部构造都遵循几何与质量对称分布的原则,使航天器具有良好的平衡与稳定,且其整体质量中心接近于航天器外壳自身的质心16。显而易见,利用绕日轨道的稳定近正三角形编队构型实现引力波信号的成功探测,其关键步骤可分为如下3步:1)静电悬浮控制提供的稳定惯性基准。由空间惯性传感器提供的静电力用于抵消外界扰动等杂散力作用,使得惯性传感器内部检验质量(在图中表达
17、为TM1及TM2)运行于纯引力轨道下。2)由场效应微牛级别推进系统及精确跟踪控制策略实现的航天器平台向纯引力轨道稳定参考基准的快速、精确跟踪。这一航天器向检验质量的非接触跟踪控制策略被特殊命名为无拖曳控制,而静电悬浮控制及航天器无拖曳控制共同构成的多体动力学控制系统一般也被称为无拖曳控制系统。3)移动光学组件的精密激光测量。这一环节涉及光学组件的激光测距系统,其原理为通过稳定构型的长基线编队,将航天器无拖曳运动经大尺度编队臂长放大,并基于高精度激光干涉测距系统进行待探测信号的量测。在量测过程中,需要保证高精度激光干涉测距系统处于稳定对准测量状态,这一环节涉及了激光测距系统以及长基线编队的轨道设
18、计、轨道摄动分析及编队控制、姿轨耦合控制问题,该系统层面的顶层闭环设计也成为探测任务能否成功实施的最关键因素之一。上述3个实施引力波探测的环节就是引力波探测平台系统设计中最为关键的科学问题和前沿技术,是有别于其他深空探测航天器平台的设计特点,并可归纳为强鲁棒性悬浮,高精度跟踪及超稳定编队,最终实现微弱引力波信号下航天器轻微扰动的观测及激光测量回路的放大。1.3 LISA Pathfinder试验验证探测系统作为LISA任务关键科学问题的先行验证计划,LISA Pathfinder是ESA“Cosmic Vision”科学项目计划的一个组成部分20。LISA Pathfinder任务的目的是为L
19、ISA任务所需的关键技术进行飞行测试。LISA 测试包(LISA Test Package,LTP)、微推进技术和无拖曳姿态控制系统(Drag Free Attitude Control System,DFACS)构成了用于LISA Pathfinder任务演示验证的主要技术载荷21。同时,该任务还对NASA提供的扰动抑制系统(Disturbance Reduction System,DRS)进行飞行演示验证22。该任务主要包含四大要素:先进科学卫星平台的系统设计、集成、测试和验证;用于科学卫星的微推进和无拖曳控制技术;科学有效载荷(LTP和 DRS);发射、任务操作和地面设备40。第 3 期
20、吴树范,等:空间引力波探测航天器平台系统前沿研究进展235LISA Pathfinder包括一个推进舱和一个科学卫星舱,两者组合在一起发射,其构型如图4所示。科学卫星舱携带包括LTP在内的所有科学实验载荷。推进舱将科学卫星从绕地轨道送入科学观测轨道。所有电源调节、姿轨控系统(Attitude and Orbit ControlSystem,AOCS)和数据处理等分系统都包含在科学卫星舱,用于在所有任务阶段控制航天器。在到达科学观测轨道前,推进舱与科学卫星舱相分离,推进舱的有限数量的硬件(模块结构、推进剂罐和推进器)被丢弃23。SCM Z_ss_mFSCM Y_ss_mFPRM Z_1c_mFL
21、CM Z_1c_mFPRM X_1c_mFLCM X_1c_mFROCKOT X-AXIS 图 4 LISA Pathfinder探测航天器示意图Fig.4 Diagram of LISA Pathfinder spacecraft 作为LISA项目三星编队系统中一个臂长的验证手段,LISA Pathfinder除不涉及编队构型与控制及轨道设计的部分,对引言中提出的几项关键科学问题均进行了验证,其验证的主要载荷LTP,即航天器平台中的科学探测模块,包括了惯性传感器子系统,光学组件子系统,数据与诊断子系统,结构与热控子系统及地面支持系统24,每个子系统具备的验证作用及设备如图5所示。相比于LIS
22、A项目,LISA Pathfinder试验验证的性质、对单个臂长的模拟及先驱作用决定了内部科学载荷的结构形式与LISA等任务的科学载荷不同,且不具备三星近等边三角形编队验证的能力。LTP的设计如图6所示,两枚检验质量及其构成的惯性传感器设备实现平行对置,其实施静电悬浮控制的自由度与实施无拖曳控制的自由度均伴随着不同科学探测模式的改变而发生变化,且与LISA航天器载荷中的敏感轴选取有所不同25。LISA技术包(LTP)惯性传感器子系统真空外壳(2)惯性传感器核心(2)前端电子电极笼(2)电源管理系统光学计量子系统激光总成激光总成光具座相位计总成数据及诊断子系统数据管理单元诊断单元LTP结构与热控
23、子系统隔热结构光具座安装结构引力平衡设备热控设备地面支持设施机械设施电子设施光学设施 图 5 LISA技术包子系统构成示意图Fig.5 Diagram of LISA technology package subsystem construction 图 6 LTP示意图Fig.6 Diagram of LTP 由图6可见,LTP的作用在于验证三星编队系统中一个臂长的相关动力学特性、控制策略及硬件研制的有效性,将大尺度编队下百万km级别的臂长做等效缩短转换,并封装在一套科学试验载荷中。1.4 eLISA/NGO探测航天器系统eLISA/NGO探测任务是起源于LISA项目的一项空间引力波探测任务
24、,是ESA结束与NASA在LISA任务的合作后,独立规划开发的探测任务,其探测航天器系统沿用了LISA的类似构型及构造设计,即具备对称科学载荷的无拖曳航天器,每个航天器内一对夹角60的光学组件及绕日地球轨道的近等边三角型编队构型26。所不同的是,eLISA可视为LISA任务的简化版本,但仍然具有实现LISA大部分科学目标的能力。与LISA相比,其探测航天器系统的主要不同如下:1)3颗航天器编队的拓扑结构不同。在LISA中,3颗航天器的编队跟踪问题由位于星座中心的虚拟引领者实现,即3颗航天器向位于地球轨道上的虚拟引领者实现一致跟踪;而在eLISA中,3颗航天器被划分为一颗主航天器及两颗跟随航天器
25、,跟随航天器实现向主航天器的一致跟踪。2)编队的激光测量不同。在eLISA中,仅在与母航天器相连的两个臂上开展激光干涉测量,而两个跟随航天器之间不再进行激光干涉测量。此举主要出于236深空探测学报(中英文)2023年节省成本及重量的考量,利用该简化的激光测量方式,仍然可能实现原有探测目标。3)臂长不同。百万km的长基线编队对航天器系统编队构型、轨道设计及闭环系统精度均提出了过高的要求,eLISA将臂长缩短至1 km,减轻对激光测量及光学系统的要求,简化对远距离航天器的跟踪设计,并减少到达最终航天器轨道所需的推进剂质量。除上述简化外,来自LISA Pathfinder的试验验证结果也将在eLIS
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