陳 琨，蔡志鳴，侍行劍，鄧劍峰，余金培，李華旺

(中國(guó)科學(xué)院 微小衛(wèi)星創(chuàng)新研究院，上海 浦東新區(qū) 201203)

1 引 言

2016年2月11日，美國(guó)地面激光干涉引力波天文臺(tái)(LIGO)公布了直接探測(cè)到引力波的結(jié)果，證實(shí)了愛(ài)因斯坦廣義相對(duì)論關(guān)于引力波存在的預(yù)言[1]。地面探測(cè)到引力波的消息極大地刺激了全世界對(duì)引力波探測(cè)及研究的熱情，并且開創(chuàng)了一個(gè)新的研究方向——引力波天文學(xué)。引力波為人類進(jìn)一步探索宇宙的起源、形成和演化提供了一種全新的觀測(cè)手段，開創(chuàng)一個(gè)全新的觀測(cè)宇宙的窗口，包括從宇宙大爆炸到黑洞，從中子星到白矮星雙星，從宇宙的拓?fù)淙毕莸桨滴镔|(zhì)暗能量等[2-3]。

地面引力波測(cè)量由于受到地表振動(dòng)、重力梯度等噪聲以及試驗(yàn)尺度的限制，探測(cè)范圍主要集中在高頻段，頻段被限制在10 Hz以上。為避免地面干擾，實(shí)現(xiàn)更大特征質(zhì)量和尺度、頻段集中在中低頻段(0.1 mHz～1 Hz)的波源探測(cè)，空間引力波探測(cè)是唯一選擇[4-5]。

國(guó)際上，最早的空間引力波探測(cè)項(xiàng)目是20世紀(jì)90年代歐洲航天局(ESA)發(fā)起的美國(guó)航空航天局(NASA)參與的LISA(Laser Interferometer Space Antenna)項(xiàng)目，也是20余年來(lái)國(guó)際上發(fā)展最成熟的空間引力波探測(cè)計(jì)劃。LISA由三顆繞太陽(yáng)旋轉(zhuǎn)的衛(wèi)星組成，三顆星成等邊三角形編隊(duì)，三顆星兩兩相距五百萬(wàn)公里，質(zhì)心落在地球軌道上，落后地球20°，工作頻段為0.1 mHz至1 Hz。后來(lái)由于NASA的退出和歐洲經(jīng)費(fèi)預(yù)算的縮減，LISA發(fā)展成為eLISA(evolved LISA)項(xiàng)目，同時(shí)將臂長(zhǎng)縮短為一百萬(wàn)公里[6]。eLISA的技術(shù)演示項(xiàng)目LISA-Pathfinder已于2015年12月成功發(fā)射，并取得了超預(yù)期的結(jié)果。2017年6月，NASA重新與ESA合作，將eLISA改回LISA，將臂長(zhǎng)調(diào)整為二百五十萬(wàn)公里，計(jì)劃于2034年發(fā)射。此外，國(guó)際上其它國(guó)家或組織還提出了空間激光干涉引力波探測(cè)項(xiàng)目，如以低頻精密測(cè)量和引力波探測(cè)為科學(xué)目標(biāo)的ASTROD計(jì)劃；主要科學(xué)目標(biāo)面向中質(zhì)量黑洞以及黑洞的宇宙學(xué)成長(zhǎng)的ALIA；瞄準(zhǔn)宇宙早期殘留引力波的BBO計(jì)劃和DECIGO計(jì)劃等，這些項(xiàng)目由于設(shè)計(jì)指標(biāo)要求極高，目前尚未啟動(dòng)[7-9]。

我國(guó)在空間引力波探測(cè)領(lǐng)域起步較晚，2016年，經(jīng)過(guò)多年的醞釀、調(diào)研和積累，中國(guó)科學(xué)院正式提出并啟動(dòng)了我國(guó)空間引力波探測(cè)“太極計(jì)劃”[5]。中山大學(xué)也提出了天琴計(jì)劃，然而天琴軌道為繞地軌道，臂長(zhǎng)約為十七萬(wàn)公里，只能探測(cè)頻段偏高的波源，且難以避免地月系統(tǒng)對(duì)其穩(wěn)定性的影響以及太陽(yáng)保持熱輻射穩(wěn)定性的影響[10]。

由于引力波信號(hào)極其微弱，相對(duì)強(qiáng)度為10-20量級(jí)左右[4]，這一極弱信號(hào)的探測(cè)對(duì)最尖端的科學(xué)技術(shù)和工程實(shí)施都提出了極高的挑戰(zhàn)。無(wú)論是LISA還是太極方案，為保證如此高精度的系統(tǒng)能在軌正常工作，在衛(wèi)星技術(shù)指標(biāo)、設(shè)計(jì)復(fù)雜性和成本方面均提出了極高要求，而現(xiàn)有的條件難以實(shí)現(xiàn)。

近年來(lái)，低成本的商用衛(wèi)星發(fā)展迅速，通過(guò)低成本的商用衛(wèi)星元器件，采用成熟的商用微納衛(wèi)星平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星技術(shù)的在軌驗(yàn)證已成為一種成本低、周期短、效率高的研究方案[11]。本文基于低軌近地商用衛(wèi)星的設(shè)計(jì)思路，參考LISA-Pathfinder設(shè)計(jì)方案，進(jìn)行引力波探測(cè)任務(wù)的初步設(shè)計(jì)，并提出對(duì)關(guān)鍵技術(shù)低成本的在軌驗(yàn)證設(shè)想，希望能對(duì)后續(xù)空間引力波探測(cè)衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)提供一定借鑒。

2 科學(xué)技術(shù)及任務(wù)需求

根據(jù)廣義相對(duì)論理論，空間引力波探測(cè)可以利用自由懸浮的檢驗(yàn)質(zhì)量作為傳感器，來(lái)感知當(dāng)引力波經(jīng)過(guò)時(shí)時(shí)空結(jié)構(gòu)所產(chǎn)生的微小變化。這一過(guò)程可以從以下兩個(gè)不同角度的描述來(lái)闡釋：(1)引力波引起光在兩檢驗(yàn)質(zhì)量間傳播時(shí)間的改變。當(dāng)引力波經(jīng)過(guò)時(shí)，會(huì)引起光在兩個(gè)檢驗(yàn)質(zhì)量間往返時(shí)間發(fā)生變化，根據(jù)LISA分析，若經(jīng)過(guò)的引力波相對(duì)強(qiáng)度為10-20量級(jí)左右，在探測(cè)敏感頻段，即使衛(wèi)星間相距五百萬(wàn)公里，當(dāng)引力波經(jīng)過(guò)時(shí)產(chǎn)生的距離變化僅為幾十皮米量級(jí)，這對(duì)激光干涉測(cè)量系統(tǒng)提出了極高的要求。(2)引力波引起兩檢驗(yàn)質(zhì)量間加速度梯度的改變。根據(jù)LISA分析，若經(jīng)過(guò)的引力波相對(duì)強(qiáng)度為10-20量級(jí)左右，在探測(cè)敏感頻段，引力波引起的兩檢驗(yàn)質(zhì)量間相對(duì)加速度變化在10-15ms-2/Hz1/2量級(jí)?；谏鲜龇治觯袊?guó)科學(xué)院提出的太極計(jì)劃最終指標(biāo)為在探測(cè)頻率范圍(0.1 mHz～1 Hz)內(nèi)，激光干涉儀測(cè)量精度達(dá)到pm/Hz1/2量級(jí)，加速度變化測(cè)量精度達(dá)到10-15ms-2/Hz1/2量級(jí)[4,12-13]。

因此，在空間進(jìn)行引力波探測(cè)，其基本原理是利用檢驗(yàn)質(zhì)量的間距作為傳感器，將引力波信號(hào)轉(zhuǎn)化為檢驗(yàn)質(zhì)量間距變化的信號(hào)，再利用高精度的激光干涉儀對(duì)這個(gè)距離變化進(jìn)行讀出。但是空間環(huán)境中存在太陽(yáng)輻射光壓、太陽(yáng)風(fēng)及宇宙射線等各種非保守力，以及衛(wèi)星軌道和姿態(tài)控制等作用引起的加速度對(duì)檢驗(yàn)質(zhì)量產(chǎn)生的擾動(dòng)，同樣會(huì)引起檢驗(yàn)質(zhì)量間的距離變化，因此，為了避免上述因素的干擾，需要通過(guò)慣性傳感器提供檢驗(yàn)質(zhì)量相對(duì)衛(wèi)星的位移信號(hào)，并在此基礎(chǔ)上采用無(wú)拖曳控制技術(shù)反饋衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整信號(hào)，通過(guò)衛(wèi)星上的微推進(jìn)器實(shí)現(xiàn)多維運(yùn)動(dòng)控制，達(dá)到抵消非保守力的目的，保證檢驗(yàn)質(zhì)量自由懸浮，實(shí)現(xiàn)激光干涉測(cè)距系統(tǒng)對(duì)引力波信號(hào)的有效探測(cè)。

然而根據(jù)現(xiàn)有的工程能力，要在軌實(shí)現(xiàn)太極計(jì)劃所要求的干涉儀及慣性傳感器具有的極高的精度指標(biāo)，在經(jīng)費(fèi)投入成本、研發(fā)周期等方面，均存在極大困難。為此，一個(gè)可行的思路是借用快速發(fā)展的低成本商用元器件，結(jié)合目前較為成熟的微納衛(wèi)星平臺(tái)，設(shè)計(jì)一顆低成本的近地商業(yè)衛(wèi)星，以實(shí)現(xiàn)部分關(guān)鍵技術(shù)的初步驗(yàn)證為優(yōu)先目標(biāo)，簡(jiǎn)化衛(wèi)星設(shè)計(jì)，降低技術(shù)實(shí)現(xiàn)難度，積累技術(shù)基礎(chǔ)，再循序漸進(jìn)向空間引力波探測(cè)衛(wèi)星發(fā)展。

3 任務(wù)需求分析

3.1 軌道分析及設(shè)計(jì)

根據(jù)引力波探測(cè)目標(biāo)，最佳軌道應(yīng)為遠(yuǎn)離地球的日心軌道，其太空環(huán)境較為穩(wěn)定，受到干擾更小。但考慮到發(fā)射成本、研發(fā)經(jīng)費(fèi)等現(xiàn)實(shí)問(wèn)題，以及考慮技術(shù)驗(yàn)證的首要目標(biāo)，設(shè)計(jì)一顆近地軌道的商業(yè)衛(wèi)星進(jìn)行初步技術(shù)驗(yàn)證是一項(xiàng)更為經(jīng)濟(jì)合理同時(shí)見(jiàn)效快的選擇。

衛(wèi)星設(shè)計(jì)首先應(yīng)考慮軌道設(shè)計(jì)，由于星上需要搭載慣性傳感器，軌道偏心率會(huì)影響衛(wèi)星對(duì)地面向心加速度的波動(dòng)，軌道偏心率應(yīng)越小越好，因此選擇圓軌道能更好地降低干擾。

在近地軌道上，太陽(yáng)同步軌道的空間環(huán)境較為穩(wěn)定。太陽(yáng)與衛(wèi)星軌道面夾角變化較小時(shí)，有以下幾項(xiàng)優(yōu)點(diǎn)：(1)光壓對(duì)衛(wèi)星的作用方向較為穩(wěn)定，有利于減少有效載荷測(cè)量方向的光壓影響；(2)陽(yáng)光對(duì)衛(wèi)星的照射方向較為一致，有利于衛(wèi)星能源設(shè)計(jì)，減輕衛(wèi)星重量；(3)衛(wèi)星外熱流環(huán)境較為穩(wěn)定，利于有效載荷的高精度溫控設(shè)計(jì)。因此選擇太陽(yáng)同步軌道。

在近地軌道上，衛(wèi)星對(duì)降交點(diǎn)地方時(shí)無(wú)特別要求，考慮衛(wèi)星能源設(shè)計(jì)，選擇光照條件良好的上午6:00晨昏軌道，可以大幅度減少太陽(yáng)帆板面積和蓄電池容量，同時(shí)保證空間外熱流較為穩(wěn)定。

衛(wèi)星在近地軌道上所受非保守力來(lái)源主要有大氣氣阻、太陽(yáng)光壓和引力梯度波動(dòng)。通過(guò)STK仿真，分析不同軌道高度時(shí)衛(wèi)星的速度參數(shù)，并結(jié)合大氣密度平均值數(shù)據(jù)，計(jì)算不同敏感軸方向及軌道高度下，一平米迎風(fēng)面所受到的大氣阻力，結(jié)果如表1所示。

表1 大氣阻力分析Tab.1 Analysis of atmospheric resistance

從表中可以看出，軌道高度越高，空氣越稀薄，受到的大氣氣阻也越小，但同時(shí)對(duì)衛(wèi)星的元器件等級(jí)要求也越高。通常對(duì)于商業(yè)衛(wèi)星，元器件等級(jí)相對(duì)較低，在700 km以上容易受到空間單粒子效應(yīng)影響。而軌道太低，大氣氣阻的干擾增加，影響測(cè)量精度。因此軌道高度推薦選擇500～700 km。

圖1所示為衛(wèi)星不同方向上受到的大氣氣阻值，可以看到，在對(duì)地方向受到的氣阻最小，比衛(wèi)星飛行方向低兩個(gè)數(shù)量級(jí)，因此在技術(shù)驗(yàn)證中，只考慮檢驗(yàn)質(zhì)量敏感軸對(duì)地方向受到的非保守力干擾。

圖1 衛(wèi)星不同方向上受到的大氣氣阻Fig.1 Atmospheric drag of satellite in different directions

衛(wèi)星在太陽(yáng)同步圓軌道上不同方向上受到太陽(yáng)光壓如圖2所示。為保證衛(wèi)星能源，太陽(yáng)光壓干擾難以避免，但量級(jí)較小，在測(cè)量頻段內(nèi)的影響可忽略不計(jì)。

圖2 衛(wèi)星不同方向上受到的太陽(yáng)光壓Fig.2 Sunray pressure of satellite in different directions

對(duì)檢驗(yàn)質(zhì)量來(lái)說(shuō)，同時(shí)受到地心的重力梯度以及飛行器微形變帶來(lái)的內(nèi)部各部件距離變化引起的星內(nèi)引力梯度即自引力梯度的影響，兩者之和可稱為引力梯度干擾。通過(guò)分析計(jì)算，由于星體質(zhì)心和檢驗(yàn)質(zhì)量塊質(zhì)心之間距離相對(duì)變化引起的自引力梯度干擾為10-10m/s2/Hz1/2量級(jí)。進(jìn)行軌道設(shè)計(jì)時(shí)可以忽略此項(xiàng)非保守力源。

衛(wèi)星所受引力梯度波動(dòng)對(duì)軌道設(shè)計(jì)影響較小。在近地軌道，外部重力梯度波動(dòng)無(wú)法控制，對(duì)于自引力梯度波動(dòng)，通過(guò)設(shè)計(jì)星內(nèi)無(wú)活動(dòng)機(jī)構(gòu)，無(wú)展開帆板控制，同時(shí)通過(guò)衛(wèi)星的結(jié)構(gòu)熱控設(shè)計(jì)結(jié)合精密裝配，保證星體質(zhì)心和檢驗(yàn)質(zhì)量塊質(zhì)心之間距離相對(duì)變化小于0.1 mm。

3.2 姿態(tài)需求分析

衛(wèi)星姿態(tài)指向應(yīng)盡量避免檢驗(yàn)質(zhì)量敏感軸與太陽(yáng)光壓、大氣氣阻耦合。根據(jù)軌道分析，檢驗(yàn)質(zhì)量敏感軸在對(duì)地指向時(shí)比敏感軸指向大氣氣阻方向時(shí)所包含的大氣氣阻干擾力加速度要高，且對(duì)地指向下衛(wèi)星外熱流和光照環(huán)境更為穩(wěn)定，因此選擇衛(wèi)星姿態(tài)為對(duì)地指向。

衛(wèi)星軌道設(shè)計(jì)為太陽(yáng)同步晨昏軌道時(shí)，太陽(yáng)方向與衛(wèi)星軌道面的夾角呈周期性變化。對(duì)于技術(shù)驗(yàn)證商業(yè)衛(wèi)星，科學(xué)需求對(duì)衛(wèi)星指向精度要求較低，以成熟的WN100微納衛(wèi)星平臺(tái)指標(biāo)為例，衛(wèi)星可實(shí)現(xiàn)指向誤差優(yōu)于1°，分析敏感軸為對(duì)地指向時(shí)，考慮太陽(yáng)光壓和大氣氣阻對(duì)飛行器的擾動(dòng)加速度沿敏感軸的分量，計(jì)算耦合進(jìn)入敏感軸的測(cè)量誤差。此時(shí)太陽(yáng)光壓干擾對(duì)系統(tǒng)測(cè)量的誤差影響如圖3所示。

圖3 敏感軸對(duì)地指向時(shí)的太陽(yáng)光壓干擾Fig.3 Sunray pressure noise when sensitive axis pointing to the earth

圖4 敏感軸對(duì)地指向時(shí)的大氣氣阻干擾Fig.4 Atmospheric drag noise when sensitive axis pointing to the earth

測(cè)量敏感軸對(duì)地指向時(shí)，迎風(fēng)面方向的大氣氣阻對(duì)飛行器的擾動(dòng)加速度不耦合進(jìn)入敏感軸測(cè)量誤差，引入指向誤差影響大氣氣阻受力面的干擾，耦合進(jìn)系統(tǒng)測(cè)量的干擾如圖4所示。

為滿足衛(wèi)星指向誤差需求，通常要求衛(wèi)星姿態(tài)測(cè)量誤差比指向誤差小一個(gè)量級(jí)，即要求衛(wèi)星姿態(tài)測(cè)量誤差低于0.1°。對(duì)于WN100平臺(tái)，測(cè)量誤差可優(yōu)于0.05°。

為提升殘余加速度測(cè)量水平，需要盡量減少衛(wèi)星抖動(dòng)引起的向心加速度。而衛(wèi)星抖動(dòng)引起的向心加速度受到檢驗(yàn)質(zhì)量質(zhì)心和衛(wèi)星質(zhì)心之間距離變化的影響。質(zhì)心偏差引起的自引力梯度波動(dòng)干擾可由下式表示:

(1)

其中，GM為常數(shù)，其值為3.986 004×1014m3/s2，地球半徑Re=6 378.14 km，h為瞬時(shí)衛(wèi)星軌道高度，dr為質(zhì)心偏差。

對(duì)于WN100平臺(tái)，衛(wèi)星穩(wěn)定度指標(biāo)可達(dá)到0.05°/s, 在此指標(biāo)下，檢驗(yàn)質(zhì)量質(zhì)心與衛(wèi)星質(zhì)心產(chǎn)生的瞬時(shí)距離變化小于0.1 mm時(shí)，引起的自引力梯度波動(dòng)干擾在可接受范圍內(nèi)。

3.3 光照及外熱流分析

在選擇的6∶00AM太陽(yáng)同步軌道下，仿真分析了6個(gè)月內(nèi)太陽(yáng)光與軌道面之間的夾角(β角)的變化情況，如圖5所示，變化范圍約為73°～90°，每年有3個(gè)月為全光照。

圖5 6個(gè)月內(nèi)太陽(yáng)光照角的變化情況Fig.5 Change of sunlight angel in six months

定義衛(wèi)星的飛行方向?yàn)?X方向，+Z方向?yàn)閷?duì)地方向。此軌道指向下，-Y面為光照面，有利于整星能源的獲取，保證科學(xué)實(shí)驗(yàn)任務(wù)期間能源的充足供給。

根據(jù)光照情況，以商業(yè)微納衛(wèi)星規(guī)則的六面形結(jié)構(gòu)來(lái)計(jì)算衛(wèi)星6個(gè)方向的外熱流，定義衛(wèi)星表面輻射特性為太陽(yáng)吸收率α，值為0.2，發(fā)射率ε為0.8。外熱流仿真模型及各面平均熱流統(tǒng)計(jì)如圖6、7所示。

圖6 外熱流仿真模型示意圖Fig.6 Schematic diagram of simulation model of external heat flux

圖7 各面熱流(W/m2)分布情況Fig.7 Heating flux distribution(W/m2) of different surfaces

從圖7可以看出，衛(wèi)星6個(gè)面的平均外部輻射熱流相對(duì)比較穩(wěn)定，其中-Y面為向陽(yáng)面，平均外部輻射熱流最大，其中+Y方向的熱流波動(dòng)最小，是散熱面首選方向。

4 衛(wèi)星平臺(tái)關(guān)鍵技術(shù)分析

4.1 超穩(wěn)結(jié)構(gòu)關(guān)鍵技術(shù)

引力波激發(fā)的測(cè)量信號(hào)極其微弱，為盡量減少結(jié)構(gòu)形變引起的誤差以及衛(wèi)星自身引力場(chǎng)對(duì)檢驗(yàn)質(zhì)量產(chǎn)生的引力干涉，對(duì)商業(yè)衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提出了超穩(wěn)的要求[14]。由于在地面難以驗(yàn)證衛(wèi)星在軌的結(jié)構(gòu)變化，可以通過(guò)商業(yè)衛(wèi)星在軌測(cè)試，得到準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)，為高精度自引力的仿真及無(wú)拖曳控制精度分解提供幫助。

自引力梯度與衛(wèi)星的質(zhì)量分布直接相關(guān)，衛(wèi)星裝配精度、單機(jī)質(zhì)量分布、結(jié)構(gòu)變形等偏差因素都會(huì)影響星內(nèi)的自引力噪聲水平。由于衛(wèi)星單機(jī)設(shè)備、結(jié)構(gòu)部件以及電纜等組件的質(zhì)量并非均勻分布，形狀也不都規(guī)則，因此在進(jìn)行飛行器的自引力分析時(shí)，需將單機(jī)設(shè)備、結(jié)構(gòu)部件等離散化處理為不同尺寸和質(zhì)量的單元，采用有限元方法進(jìn)行計(jì)算。在此基礎(chǔ)上將自引力分析和構(gòu)型布局進(jìn)行多次迭代，并需要通過(guò)實(shí)際測(cè)量星上單機(jī)質(zhì)量分布代入模型，使自引力分析結(jié)果更為準(zhǔn)確。

科學(xué)探測(cè)中，衛(wèi)星的質(zhì)心、航天器自身引力平衡中心與檢驗(yàn)質(zhì)量中心的偏差越小，可實(shí)現(xiàn)的探測(cè)精度越高。在設(shè)計(jì)及實(shí)施過(guò)程中，通過(guò)仿真分析結(jié)合實(shí)際布局設(shè)計(jì)和配重實(shí)現(xiàn)。利用三維模型和有限元仿真技術(shù)分析衛(wèi)星質(zhì)心、自引力中心與檢驗(yàn)質(zhì)量中心的位置，并預(yù)設(shè)配重的大小、重量和安裝位置，根據(jù)與檢驗(yàn)質(zhì)量距離的遠(yuǎn)近程度分層布置。在實(shí)際工程實(shí)施中，根據(jù)所有裝星部組件實(shí)際的檢測(cè)結(jié)果，尤其是質(zhì)量及質(zhì)量分布，對(duì)三維模型和有限元仿真模型進(jìn)行修正，對(duì)配重的大小、重量和分布進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。

圖8 衛(wèi)星初步構(gòu)型示意圖Fig.8 Schematic diagram of satellite preliminary configuration

商業(yè)衛(wèi)星的初步結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)理念與微納衛(wèi)星WN100平臺(tái)設(shè)計(jì)理念類似，衛(wèi)星為板式結(jié)構(gòu)，但考慮到盡量減少結(jié)構(gòu)形變，在實(shí)際研制時(shí)需要使用熱膨脹系數(shù)遠(yuǎn)小于常規(guī)材料的低熱膨脹系數(shù)材料，初步估算為10-7/K量級(jí)。衛(wèi)星初步構(gòu)型如圖8所示，衛(wèi)星內(nèi)部單機(jī)布局圍繞慣性傳感器中心的檢驗(yàn)質(zhì)量塊中心布局，核心載荷(即載荷測(cè)量核心部件)在星體內(nèi)部中央，通過(guò)隔板形成一個(gè)封閉的內(nèi)部空間，便于實(shí)施高精度溫控。通過(guò)仿真分析可知，衛(wèi)星垂直運(yùn)載轉(zhuǎn)接環(huán)方向一階模態(tài)大于150 Hz，平行轉(zhuǎn)接環(huán)兩個(gè)方向一階模態(tài)均大于30 Hz，滿足常規(guī)運(yùn)載發(fā)射要求。

4.2 高穩(wěn)定度溫控技術(shù)

引力波觀測(cè)科學(xué)任務(wù)對(duì)載荷的溫度控制提出了很高的要求。因此衛(wèi)星需考慮實(shí)現(xiàn)高穩(wěn)定度溫控方案的近地在軌驗(yàn)證，進(jìn)而確保技術(shù)方案及指標(biāo)的可行性。針對(duì)這一需求，擬采用考慮擾動(dòng)影響及溫度反饋的高效控制方法，結(jié)合主動(dòng)溫控與被動(dòng)溫控，對(duì)整星進(jìn)行分級(jí)溫控，以期實(shí)現(xiàn)核心載荷外圍環(huán)境的高溫度穩(wěn)定性。

衛(wèi)星考慮采用三級(jí)溫控策略，三級(jí)溫控為常規(guī)的單機(jī)溫度需求，針對(duì)常規(guī)的衛(wèi)星星內(nèi)星務(wù)單機(jī)的溫度指標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)，熱控方案以被動(dòng)為主，主動(dòng)為輔，通過(guò)多層隔熱組件、導(dǎo)熱硅脂、熱控涂層等實(shí)現(xiàn)。

圖9 載荷艙熱控方案設(shè)計(jì)示意圖Fig.9 Schematic diagram of thermal control scheme of payload model

二級(jí)溫控主要考慮載荷非核心區(qū)域的溫度穩(wěn)定性。熱控方案采用主動(dòng)熱隔離，同時(shí)強(qiáng)化熱交換，進(jìn)行主動(dòng)精密溫控，具體通過(guò)采用熱網(wǎng)布局、測(cè)溫監(jiān)測(cè)、閉環(huán)控制等手段來(lái)實(shí)現(xiàn)。首先，熱網(wǎng)絡(luò)布局中，采用加熱絲進(jìn)行整個(gè)載荷艙布局，并對(duì)加熱絲表面噴涂熱控涂層，同時(shí)對(duì)艙板的非面向載荷側(cè)進(jìn)行多層的包覆，形成單向性“紅外籠”熱網(wǎng)布局。其次選用高測(cè)溫精度的測(cè)溫元件，通過(guò)均勻性測(cè)點(diǎn)布點(diǎn)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)測(cè)溫系統(tǒng)的布局。最后通過(guò)星務(wù)采集，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。圖9所示為載荷艙熱控方案設(shè)計(jì)策略實(shí)施示意圖。

一級(jí)溫控對(duì)象為載荷的核心區(qū)域，對(duì)于核心區(qū)域的溫控，一方面考慮全核心區(qū)域載荷的多層包覆，另一方面通過(guò)高精度的溫度測(cè)量和反饋實(shí)現(xiàn)內(nèi)部主動(dòng)閉環(huán)精密溫控。同時(shí)針對(duì)核心區(qū)域的數(shù)據(jù)信號(hào)電纜進(jìn)行熱隔離，通過(guò)多層熱包覆，實(shí)現(xiàn)電纜在載荷工作期間內(nèi)的溫度均勻性指標(biāo)要求。

4.3 無(wú)拖曳控制與微推進(jìn)器關(guān)鍵技術(shù)

由于空間引力波為極微弱信號(hào)，為保證測(cè)量精度，消除衛(wèi)星受到的非保守力的干擾就顯得尤為重要?？臻g中太陽(yáng)及行星的引力作用，光壓、太陽(yáng)風(fēng)等各種非保守力，均會(huì)對(duì)檢驗(yàn)質(zhì)量產(chǎn)生干擾，需要通過(guò)無(wú)拖曳控制技術(shù)盡可能降低干擾。利用商業(yè)衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)在軌無(wú)拖曳技術(shù)驗(yàn)證的基本思路是利用慣性傳感器的檢驗(yàn)質(zhì)量作為慣性參考基準(zhǔn)，當(dāng)衛(wèi)星受到外部非保守力擾動(dòng)時(shí)，檢驗(yàn)質(zhì)量塊與航天器平臺(tái)產(chǎn)生相對(duì)位移，慣性傳感器將該位移信號(hào)作為輸入反饋給無(wú)拖曳控制系統(tǒng)，控制星上的微推力器，以抵消外部擾動(dòng)產(chǎn)生的力和力矩。

根據(jù)LISA方案，對(duì)于三星組成的空間引力波探測(cè)星座，現(xiàn)階段有在星與星之間形成兩條或三條激光干涉臂的兩種方案。對(duì)于兩條干涉臂方案，對(duì)應(yīng)其中兩顆衛(wèi)星可包含一個(gè)檢驗(yàn)質(zhì)量，對(duì)于3條干涉臂方案，每顆星均包含兩個(gè)檢驗(yàn)質(zhì)量。在兩個(gè)檢驗(yàn)質(zhì)量的設(shè)計(jì)方案中，需要考慮檢驗(yàn)質(zhì)量1相對(duì)于慣性傳感器的位置和3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，檢驗(yàn)質(zhì)量2相對(duì)于慣性傳感器的位置和轉(zhuǎn)動(dòng)，衛(wèi)星對(duì)于檢驗(yàn)質(zhì)量沿激光方向平面內(nèi)的位置和轉(zhuǎn)動(dòng)，光學(xué)系統(tǒng)的呼吸角等多項(xiàng)變量，每顆衛(wèi)星至少包括19個(gè)自由度，這對(duì)無(wú)拖曳控制系統(tǒng)的控制算法和方案提出了很大挑戰(zhàn)[15-16]。而對(duì)于低成本商業(yè)衛(wèi)星而言，任務(wù)的關(guān)鍵并不在于保證高指標(biāo)的控制精度及推力精度，而在于驗(yàn)證無(wú)拖曳控制算法及微推進(jìn)執(zhí)行器的工作狀態(tài)，以實(shí)現(xiàn)無(wú)拖曳控制，控制回路框圖如圖10所示。

無(wú)拖曳控制分系統(tǒng)可由姿態(tài)敏感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)和控制器組成。姿態(tài)確定方案采用星敏感器+陀螺高精度定姿與太陽(yáng)敏感器+磁強(qiáng)計(jì)粗定姿相結(jié)合的方案，姿態(tài)敏感器包括：星敏感器、模擬太陽(yáng)敏感器、數(shù)字太陽(yáng)敏感器、三軸磁強(qiáng)計(jì)和陀螺組件；執(zhí)行機(jī)構(gòu)為微推進(jìn)器系統(tǒng)。為增加可靠性，可考慮搭載三軸磁線圈和反作用輪作為常規(guī)備份方案。

圖10 無(wú)拖曳控制回路框圖Fig.10 Block diagram of drag-free control

無(wú)拖曳控制與慣性傳感器和微推進(jìn)器之間為強(qiáng)耦合關(guān)系，慣性傳感器一方面作為無(wú)拖曳控制系統(tǒng)的測(cè)量設(shè)備，用來(lái)提供平臺(tái)與檢驗(yàn)質(zhì)量之間的高精度相對(duì)位移與相對(duì)姿態(tài)信息輸入；另一方面作為無(wú)拖曳控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，根據(jù)算法輸出指令提供非敏感軸方向的靜電懸浮控制力，通過(guò)微推進(jìn)器為平臺(tái)提供精準(zhǔn)的推力補(bǔ)償。

5 結(jié) 論

空間引力波探測(cè)可以為天文學(xué)和宇宙學(xué)開拓一個(gè)全新的觀測(cè)窗口，為人類探索宇宙提供全新的觀測(cè)手段，然而由于引力波信號(hào)極其微弱，直接測(cè)量非常困難，對(duì)空間衛(wèi)星技術(shù)和精密測(cè)量提出了極大挑戰(zhàn)。為降低成本并快速實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證，本文設(shè)計(jì)一顆近地低成本的商業(yè)衛(wèi)星，針對(duì)引力波部分關(guān)鍵技術(shù)的驗(yàn)證需求提出了基于成熟微納平臺(tái)的商業(yè)衛(wèi)星方案，進(jìn)行了任務(wù)設(shè)計(jì)需求分析如軌道分析、姿態(tài)分析、空間環(huán)境分析等，并針對(duì)商業(yè)衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)超穩(wěn)結(jié)構(gòu)、高精度熱控、無(wú)拖曳控制三項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證提出了初步設(shè)想。希望上述工作能對(duì)引力波探測(cè)衛(wèi)星的任務(wù)分析及關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證提供思路，并為未來(lái)的空間引力波探測(cè)衛(wèi)星總體設(shè)計(jì)提供參考與借鑒。