引力波探測衛(wèi)星熱設計研究進展

張嘉麟 李運澤 趙欣 周宇鵬 魏然

(1 北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100191) (2 北京空間飛行器總體設計部 航天器熱控全國重點實驗室,北京 100094)

自廣義相對論提出以來,無數(shù)學者想要對其進行驗證。引力波作為宇宙中一類微弱的信號,包括了從宇宙早期的原初引力波到黑洞、中子星系統(tǒng)并合產(chǎn)生的引力波等,覆蓋了從10-18Hz到104Hz的頻段。中低頻波源的特征質(zhì)量大,引力波強度強,其探測范圍可覆蓋幾乎全宇宙空間。因此,引力波探測的對于人類進一步的深空探測有著舉足輕重的作用。引力波探測一般有3種形式:基于地球基礎的地面引力波探測項目、基于月球基礎的月面引力波探測項目和空間引力波探測項目。首次發(fā)現(xiàn)并驗證引力波存在的激光干涉引力波天文臺(Laser Interferometer Gravitational-wave Observatory,LIGO)計劃就是地基引力波探測項目的重要成果[1]。地基引力波探測對于環(huán)境有很高的要求,需要探測基地周圍環(huán)境的背景噪音控制在10dB以內(nèi),因此在地面上設立引力波探測基地受到極大的制約。月面引力波探測項目現(xiàn)階段仍是一種設想,這種方式相比于地基引力波探測可以做到噪聲更微弱、干擾水平更低,并且可以將引力波信號的探測頻段拓展至0.1～5Hz。空間引力波探測是地基引力波探測的延伸,這種方式可以擺脫地面噪聲和地面實驗尺度的限制,實現(xiàn)百萬千米級精密激光干涉測量,完成難度更大且精度更高的引力波探測任務。目前世界各國對于空間引力波的探測項目有很多,其中較為成功的有歐洲航天局(ESA)及美國國家航空航天局(NASA)的合作項目激光干涉空間天線(Laser Interferometer Space Antenna,LISA)[2]。自從1996年提出了相關空間任務概念以來,由歐洲部分國家主導的激光天文動力學空間計劃(Astro-dynamical Space Test of Relativity Using Optical Devices,ASTROD)已啟動其初步實驗研究。其中的激光天文動力學引力波探測任務(ASTROD Optimized for Gravitation Wave Detection,ASTROD-GW)是ASTROD計劃的進一步深化,專注于低頻引力波探測。與LISA計劃相比,其檢測靈敏度向更長的波長移動了52倍。自2014年以來,中國也相繼提出了“天琴”計劃,“太極”計劃兩個引力波探測計劃[3-4]。

空間引力波探測任務對衛(wèi)星溫度穩(wěn)定性要求極高,星內(nèi)關鍵載荷溫度穩(wěn)定性要求優(yōu)于5μK/Hz1/2,否則將嚴重影響衛(wèi)星工作過程中光軸指向的穩(wěn)定性,對星間激光干涉測量精度及引力波探測精度產(chǎn)生重大影響。空間引力波探測衛(wèi)星熱設計一般采取被動式和主動式兩類熱控手段來實現(xiàn)高精度溫控的目標[5]。國內(nèi)航天應用的精密控溫技術與實際的引力波探測衛(wèi)星控溫需求仍然相差兩個數(shù)量級[6]。想要實現(xiàn)空間引力波探測的任務目標,就需要根據(jù)空間平臺及其載荷的熱設計及動態(tài)特性特征,研究針對不同功能環(huán)節(jié)及目標載荷的智能化高精、高穩(wěn)控溫策略,建立其控制策略組成拓撲、控制規(guī)則、信息輔助處理等功能環(huán)節(jié)的形成機制,探索不同層次、不同來源、不同頻域特征熱擾動控制的分散應對及協(xié)同調(diào)節(jié)方法。目前專門介紹引力波探測衛(wèi)星的熱設計的文章較少,已經(jīng)發(fā)表的文章都只介紹了單一的引力波探測項目的衛(wèi)星熱控技術與能達到的控溫精度指標,沒有建立起各引力波探測項目之間的橫向?qū)Ρ取Ｒ虼吮疚南Ｍ⒏黜椖恐g的橫向?qū)Ρ?方便本領域的研究人員清晰明確地了解引力波探測衛(wèi)星熱控技術發(fā)展進程。本文進一步分析了國內(nèi)引力波探測衛(wèi)星的現(xiàn)有熱控技術,為這些技術的下一步改進提出建議。

1 空間引力波探測項目與整星級熱控難點簡介

空間引力波探測任務是利用引力波探測衛(wèi)星組成平行或垂直于地球運行軌道的正三角形編隊,通過使用激光干涉的方式,測量衛(wèi)星之間因引力波信號引起的臂長變化,從而確定引力波的存在。探測衛(wèi)星利用單星無拖曳控制、多星之間相互保持等手段保證探測衛(wèi)星構(gòu)成嚴格的正三角形。目前已經(jīng)投入應用的空間引力波衛(wèi)星的正三角形編隊結(jié)構(gòu)有共軌星座、三角平動點和相對繞飛3種方式[7]。共軌星座較為容易實現(xiàn),這種方式是指探測衛(wèi)星均勻分布在同一條繞地球運動的圓軌道上,圍繞著地球運動;相對繞飛是指探測衛(wèi)星均勻分布在參考軌道附近的相對軌道上,運動周期與參考軌道保持一致;三角平動點是指衛(wèi)星與地球在同一個公轉(zhuǎn)軌道,三者與地球的相對位置時刻保持穩(wěn)定。圖1給出了3種引力波探測衛(wèi)星編隊結(jié)構(gòu)的示意圖[7]。

圖1 3種引力波探測衛(wèi)星編隊結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of three types of gravitational wave detection satellite formation structures

3種編隊結(jié)構(gòu)除了所需的牽引方式不同之外,對于衛(wèi)星熱控而言最為重要的不同在于3種方式的引力波探測衛(wèi)星整體系統(tǒng)運行周期不同。在目前LISA和“太極”系列采用日心軌道,繞太陽運行的衛(wèi)星一般僅需要考慮太陽熱流,太陽熱流的變化主要是由太陽矢量與衛(wèi)星軌道面的夾角(β角)以及衛(wèi)星與太陽距離的變化引起的,這種類地日心軌道的特點是其星座平面也會大體上同步地繞太陽旋轉(zhuǎn),導致β角變化很小,太陽熱流在一年內(nèi)的變化不會很大,衛(wèi)星一年內(nèi)受到太陽熱流的波動在1150～1220W/m2,相對漲落幅度為4%,所以可以做到讓探測衛(wèi)星系統(tǒng)全年工作而沒有空窗期。“天琴”衛(wèi)星與LISA衛(wèi)星太陽能電池板外熱流變化曲線如圖2所示[8]。而“天琴”系列采用的地心軌道使探測衛(wèi)星系統(tǒng)受到衛(wèi)星的姿態(tài)以及β角對表面太陽到達熱流的影響更大,因此只能采用3個月開機測量,3個月關閉待機的運行方式。全年運行的探測衛(wèi)星系統(tǒng)需要考慮太陽輻射的全年周期性變化,交替運行的探測衛(wèi)星系統(tǒng)需要考慮開關機狀態(tài)轉(zhuǎn)換時衛(wèi)星的熱波動對于測量元件的影響。在待機階段,“天琴”衛(wèi)星可開啟推進系統(tǒng)對衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整,保持太陽板接收光照;在測量階段,“天琴”衛(wèi)星為了保持星間鏈路將鎖定自身相對星座平面的指向方向,這會導致β角發(fā)生周期性變化,變化范圍為46°至85°,從而引起較大的外熱流的漲落,熱流的相對波動幅度達到38.5%[9]。從在軌數(shù)據(jù)的角度分析,相對繞飛方式在軌道穩(wěn)定性方面比共軌星座方式更有優(yōu)勢。共軌星座方式因為月球引力與外熱流波動的影響,其運行穩(wěn)定性與整星級熱控水平都存在明顯差異。

圖2 “天琴”衛(wèi)星與 LISA 衛(wèi)星太陽電池板外熱流變化曲線Fig.2 Heat flux variation curves outside the solar panels of Tianqin and LISA satellites

想要完成空間引力波探測任務,就需要航天器精密溫控技術在核心部件周圍實現(xiàn)溫度波動小于等于10μK/Hz1/2,檢驗質(zhì)量塊在敏感軸上溫度差異的波動值小于等于5μK/Hz1/2。這就要求航天器有著極為精密的溫控技術。目前實現(xiàn)了這個溫度指標要求的引力波探測項目只有激光干涉儀空間天線探路者(LISA Pathfinder)計劃。這個項目的溫控技術選擇了主動控制與被動控制相結(jié)合的方式,對于核心部件的溫控選擇了使用惠斯通電橋來完成,配合多級隔熱的被動熱設計達到了空間引力波探測任務的任務需求[10]。中國的“太極”計劃目前在太極一號上實現(xiàn)了溫度波動小于等于1mK/Hz1/2,并將在之后的太極二號上實現(xiàn)溫度波動小于等于100μK/Hz1/2[11]。“天琴”計劃目前在天琴一號上實現(xiàn)了溫度穩(wěn)定性控制在±50mK的目標。影響衛(wèi)星敏感區(qū)域溫度穩(wěn)定度的因素主要包括太陽常數(shù)變化和衛(wèi)星內(nèi)部電子機械熱耗的變化。由太陽常數(shù)變化引起的熱源擾動約為2W/(m2·Hz1/2),衛(wèi)星內(nèi)部電子機械熱耗引起的熱源擾動較為復雜,通過后期整星級熱設計可以滿足溫度場波動小于等于±0.05K[12]。

2 引力波探測衛(wèi)星被動式熱控設計研究進展

衛(wèi)星的被動式熱控通常通過對衛(wèi)星內(nèi)部設備與裝置的合理分配與布置,采用不同熱物性參數(shù)材料使衛(wèi)星表面太陽吸收比和自身發(fā)射率形成最佳配比,熱物性參數(shù)可以通過衛(wèi)星內(nèi)外表面采用不同性能薄膜的方法來改變,最終通過隔熱、導熱與散熱的配合來完成。也可以通過多層隔熱材料、相變材料傳導等方式,將發(fā)熱量大的儀器的熱量傳導到散熱面上,實現(xiàn)溫度均衡和保溫[13]。

LISA Pathfinder項目的熱控技術因為其實現(xiàn)了波動值小于等于5μK/Hz1/2的要求而有著舉足輕重的地位,值得其他項目借鑒學習。LISA的整體設計理念是最大限度地減少任何干擾對檢驗質(zhì)量的影響,通過熱設計和任務的特性減少干擾。LISA航天器面向太陽,在航天器法線和太陽矢量之間保持恒定的角度,從而提供近乎恒定的太陽輸入,與地球的距離可以消除任何明顯的太陽反照或行星熱源。并且對電氣元件進行功率穩(wěn)定,從而提供近乎恒定的耗散。這種方式減少了波動耗散的影響[14]。LISA航天器本身的整體熱設計也有助于最大限度地減少干擾。LISA包括3個串行隔離層(輻射和傳導),來實現(xiàn)過濾整個設計中的干擾。第1層是太陽能電池陣列本身,由兩層鋁蜂窩組成。蜂窩結(jié)構(gòu)的頂層填充有低導熱率泡沫,防止熱量通過第1層傳遞。太陽能電池陣列的外面板包含光學表面反射器和太陽能電池,從而增加到空間的輻射路徑以排除熱量,如圖3中的LISA剖面圖所示[15]。經(jīng)過第1隔離層之后,99%以上的太陽熱流被隔絕在衛(wèi)星之外,不到1%的入射太陽熱流(約為40W)傳輸?shù)叫l(wèi)星內(nèi)的主體結(jié)構(gòu)上。第2層隔離由Y形管提供,其內(nèi)外表面均鍍金,最大限度地減少對任何輻射能量(例如電子盒輻射熱)的吸收。Y形管和底板之間還放置了低電導率支座,減少傳導路徑,因此傳遞到Y(jié)形管的熱量最少。最后1層隔離由內(nèi)部屏蔽提供,與Y型管類似,內(nèi)部屏蔽兩側(cè)鍍金,安裝座使用低導熱率材料。這種方式有助于保護光學平臺免受Y形管中的任何熱噪聲干擾或溫度梯度的影響[15]。

圖3 LISA引力波探測衛(wèi)星內(nèi)部熱環(huán)境示意圖與熱量傳輸路線示意圖Fig.3 Schematic diagram of internal thermal environment of LISA satellite

天琴一號衛(wèi)星在整星設計上與LISA衛(wèi)星大致相似,都是采用Y型光學鏡頭與其他星載設備相配合的設計形式,在被動熱設計方面參考LISA衛(wèi)星的內(nèi)容居多,但在核心部件的多級隔熱技術上天琴一號使用的技術效果弱于LISA衛(wèi)星,因此在整星被動熱設計層面效果明顯比LISA衛(wèi)星弱。天琴一號整體衛(wèi)星光學路線如圖4所示[16]。

太極二號衛(wèi)星采用核心艙和外圍艙體分區(qū)控溫的設計方式,核心艙可以分為3層結(jié)構(gòu),分別是核心艙板與光學儀器套筒、載荷殼體與光學鏡筒、光學組件與電極籠。核心艙分層結(jié)構(gòu)如圖5所示[17]。太極二號核心艙被動熱設計的主要思路是使用多級熱阻尼控溫的方式來實現(xiàn)熱噪聲的削減隔絕。通過對多級阻尼系統(tǒng)的建模分析,可以得出各級阻尼系統(tǒng)熱阻與熱容具體數(shù)值的設計值,并得出各級熱物性參數(shù)設計值之間的關系,總結(jié)出多級熱阻尼特性。電極籠內(nèi)壁通過使用高吸收率涂層來強化換熱,增加電極籠內(nèi)溫度均勻化與穩(wěn)定化。與LISA衛(wèi)星的被動熱設計相比,多級隔熱設計略顯簡單,隔熱效果明顯弱于LISA衛(wèi)星,需要在之后的引力波探測衛(wèi)星整星熱設計中進一步優(yōu)化。

圖5 太極二號衛(wèi)星核心艙分層結(jié)構(gòu)示意圖Fig.5 Layered structure of Taiji II satellite core module

3 引力波探測衛(wèi)星主動式熱控設計研究進展

衛(wèi)星主動式熱控制方式主要通過使用微調(diào)加熱器等加熱設備來額外供給能量,使用主動式熱管、冷卻器等熱敏元件消耗額外能量,以及使用控制器來快速處理溫度波動3種方式來達到熱量的平衡,從而實現(xiàn)熱控目標。對于引力波探測衛(wèi)星而言,因為核心元件對溫度波動的敏感性極高,一般不能直接對其使用主動熱控手段。而對其他艙內(nèi)設備使用主動控溫手段也不一定都能適用,因為主動熱控設備帶來的振動噪聲仍會對核心元件的精密測量形成干擾。因此是否要使用主動式熱控技術,以及如何在不影響核心元件的情況下使用主動式熱控技術是各引力波探測項目設計具體的引力波探測衛(wèi)星時需要著重考慮的問題。

LISA和LISA Pathfinder衛(wèi)星的主動式熱設計都是針對于設備關機停止運行的情況的。LISA航天器在巡航階段,位于電子箱內(nèi)的恒溫器和熱敏電阻進行主動熱控,從而保護任務核心組件免受惡劣的太空熱環(huán)境影響;在進行科學研究階段,將關閉應急加熱器,補充電子箱余熱,在數(shù)據(jù)帶寬內(nèi)保持熱穩(wěn)定性。

天琴一號的整星設計中使用了微調(diào)加熱器來維持核心光學設備在待機狀態(tài)下的溫度恒定,同時也使用了PID控制器來調(diào)節(jié)在核心部件工作狀態(tài)下的溫度波動,這種方式因為控制器的精度問題與控制策略的時效性問題給天琴一號帶來了遠超控溫要求的溫度波動。未來“天琴”系列衛(wèi)星將考慮學習LISA衛(wèi)星只使用被動熱設計來達到精準控溫的方式,但這需要在現(xiàn)有的被動控溫技術的基礎上更進一步,用更加精確的控溫方式達到這個目標。

太極二號衛(wèi)星為了構(gòu)建穩(wěn)定可調(diào)熱邊界不但采用了初級閉環(huán)加熱器(Primary heater)和微調(diào)加熱器(Fine Tune heater)兩種加熱器,而且還使用了在太極一號衛(wèi)星上使用了星載高精度控溫儀。星載高精度控溫儀主要用于對一級控溫對象進行主動控溫,從而降低外熱流以及衛(wèi)星平臺的其他熱源擾動帶來的干擾。同時在連接部件和隔熱罩上布置微調(diào)分檔式加熱器,進行微小熱量調(diào)控,以實現(xiàn)核心器件溫度基準點調(diào)控目的。初級閉環(huán)加熱器與微調(diào)加熱器的使用情況如圖6所示[17](其中P-h為初級閉環(huán)加熱器應用點,FT-h為微調(diào)加熱器應用點)。太極二號同樣存在與天琴一號類似的問題,如何進一步提高精準控溫效果都是迫切需要解決的難點。

圖6 太極二號衛(wèi)星初級閉環(huán)加熱器與微調(diào)加熱器的使用情況Fig.6 Primary heater and fine-tuning heater of Taiji II satellite

4 結(jié)束語

引力波探測衛(wèi)星需要極為精密的熱控制技術來支持其完成引力波探測項目。通過分析LISA、“天琴”計劃和“太極”計劃3種引力波探測項目中對于探測衛(wèi)星的整星級熱控技術的優(yōu)劣勢,得出了LISA衛(wèi)星實現(xiàn)熱控要求的關鍵在于在工作狀態(tài)下不使用主動熱控設備,以及整星被動熱設計在核心部件方面采用先進傳感器,創(chuàng)新的使用了惠斯通電橋法來幫助完成核心設備的精密控溫要求的結(jié)論。分析了“天琴”系列衛(wèi)星與“太極”系列衛(wèi)星在熱控設計上的不足,并為各項目之后的熱控設計提出了一些建議:對于“天琴”計劃而言,如何進一步改進被動熱設計,提高多級隔熱設計的效能應當是下一步研究的重點;對于“太極”計劃而言,如何降低主動熱控制設備的使用頻率或者進一步抑制主動熱控設備振動噪聲給核心元件帶來的影響可能是未來新一代引力波探測衛(wèi)星熱設計的研究方向之一。引力波探測衛(wèi)星要求實現(xiàn)高精度、高穩(wěn)定性與高靜音,要實現(xiàn)這些目標,對于我國引力波探測項目而言仍有許多難題,這些難題都亟需進一步的研究攻關。