引力波探测卫星热设计研究进展

张嘉麟 李运泽 赵欣 周宇鹏 魏然

(1 北京航空航天大学 航空科学与工程学院,北京 100191) (2 北京空间飞行器总体设计部 航天器热控全国重点实验室,北京 100094)

自广义相对论提出以来,无数学者想要对其进行验证。引力波作为宇宙中一类微弱的信号,包括了从宇宙早期的原初引力波到黑洞、中子星系统并合产生的引力波等,覆盖了从10-18Hz到104Hz的频段。中低频波源的特征质量大,引力波强度强,其探测范围可覆盖几乎全宇宙空间。因此,引力波探测的对于人类进一步的深空探测有着举足轻重的作用。引力波探测一般有3种形式:基于地球基础的地面引力波探测项目、基于月球基础的月面引力波探测项目和空间引力波探测项目。首次发现并验证引力波存在的激光干涉引力波天文台(Laser Interferometer Gravitational-wave Observatory,LIGO)计划就是地基引力波探测项目的重要成果[1]。地基引力波探测对于环境有很高的要求,需要探测基地周围环境的背景噪音控制在10dB以内,因此在地面上设立引力波探测基地受到极大的制约。月面引力波探测项目现阶段仍是一种设想,这种方式相比于地基引力波探测可以做到噪声更微弱、干扰水平更低,并且可以将引力波信号的探测频段拓展至0.1～5Hz。空间引力波探测是地基引力波探测的延伸,这种方式可以摆脱地面噪声和地面实验尺度的限制,实现百万千米级精密激光干涉测量,完成难度更大且精度更高的引力波探测任务。目前世界各国对于空间引力波的探测项目有很多,其中较为成功的有欧洲航天局(ESA)及美国国家航空航天局(NASA)的合作项目激光干涉空间天线(Laser Interferometer Space Antenna,LISA)[2]。自从1996年提出了相关空间任务概念以来,由欧洲部分国家主导的激光天文动力学空间计划(Astro-dynamical Space Test of Relativity Using Optical Devices,ASTROD)已启动其初步实验研究。其中的激光天文动力学引力波探测任务(ASTROD Optimized for Gravitation Wave Detection,ASTROD-GW)是ASTROD计划的进一步深化,专注于低频引力波探测。与LISA计划相比,其检测灵敏度向更长的波长移动了52倍。自2014年以来,中国也相继提出了“天琴”计划,“太极”计划两个引力波探测计划[3-4]。

空间引力波探测任务对卫星温度稳定性要求极高,星内关键载荷温度稳定性要求优于5μK/Hz1/2,否则将严重影响卫星工作过程中光轴指向的稳定性,对星间激光干涉测量精度及引力波探测精度产生重大影响。空间引力波探测卫星热设计一般采取被动式和主动式两类热控手段来实现高精度温控的目标[5]。国内航天应用的精密控温技术与实际的引力波探测卫星控温需求仍然相差两个数量级[6]。想要实现空间引力波探测的任务目标,就需要根据空间平台及其载荷的热设计及动态特性特征,研究针对不同功能环节及目标载荷的智能化高精、高稳控温策略,建立其控制策略组成拓扑、控制规则、信息辅助处理等功能环节的形成机制,探索不同层次、不同来源、不同频域特征热扰动控制的分散应对及协同调节方法。目前专门介绍引力波探测卫星的热设计的文章较少,已经发表的文章都只介绍了单一的引力波探测项目的卫星热控技术与能达到的控温精度指标,没有建立起各引力波探测项目之间的横向对比。因此本文希望建立各项目之间的横向对比,方便本领域的研究人员清晰明确地了解引力波探测卫星热控技术发展进程。本文进一步分析了国内引力波探测卫星的现有热控技术,为这些技术的下一步改进提出建议。

1 空间引力波探测项目与整星级热控难点简介

空间引力波探测任务是利用引力波探测卫星组成平行或垂直于地球运行轨道的正三角形编队,通过使用激光干涉的方式,测量卫星之间因引力波信号引起的臂长变化,从而确定引力波的存在。探测卫星利用单星无拖曳控制、多星之间相互保持等手段保证探测卫星构成严格的正三角形。目前已经投入应用的空间引力波卫星的正三角形编队结构有共轨星座、三角平动点和相对绕飞3种方式[7]。共轨星座较为容易实现,这种方式是指探测卫星均匀分布在同一条绕地球运动的圆轨道上,围绕着地球运动;相对绕飞是指探测卫星均匀分布在参考轨道附近的相对轨道上,运动周期与参考轨道保持一致;三角平动点是指卫星与地球在同一个公转轨道,三者与地球的相对位置时刻保持稳定。图1给出了3种引力波探测卫星编队结构的示意图[7]。

图1 3种引力波探测卫星编队结构示意图Fig.1 Schematic diagram of three types of gravitational wave detection satellite formation structures

3种编队结构除了所需的牵引方式不同之外,对于卫星热控而言最为重要的不同在于3种方式的引力波探测卫星整体系统运行周期不同。在目前LISA和“太极”系列采用日心轨道,绕太阳运行的卫星一般仅需要考虑太阳热流,太阳热流的变化主要是由太阳矢量与卫星轨道面的夹角(β角)以及卫星与太阳距离的变化引起的,这种类地日心轨道的特点是其星座平面也会大体上同步地绕太阳旋转,导致β角变化很小,太阳热流在一年内的变化不会很大,卫星一年内受到太阳热流的波动在1150～1220W/m2,相对涨落幅度为4%,所以可以做到让探测卫星系统全年工作而没有空窗期。“天琴”卫星与LISA卫星太阳能电池板外热流变化曲线如图2所示[8]。而“天琴”系列采用的地心轨道使探测卫星系统受到卫星的姿态以及β角对表面太阳到达热流的影响更大,因此只能采用3个月开机测量,3个月关闭待机的运行方式。全年运行的探测卫星系统需要考虑太阳辐射的全年周期性变化,交替运行的探测卫星系统需要考虑开关机状态转换时卫星的热波动对于测量元件的影响。在待机阶段,“天琴”卫星可开启推进系统对卫星姿态调整,保持太阳板接收光照;在测量阶段,“天琴”卫星为了保持星间链路将锁定自身相对星座平面的指向方向,这会导致β角发生周期性变化,变化范围为46°至85°,从而引起较大的外热流的涨落,热流的相对波动幅度达到38.5%[9]。从在轨数据的角度分析,相对绕飞方式在轨道稳定性方面比共轨星座方式更有优势。共轨星座方式因为月球引力与外热流波动的影响,其运行稳定性与整星级热控水平都存在明显差异。

图2 “天琴”卫星与 LISA 卫星太阳电池板外热流变化曲线Fig.2 Heat flux variation curves outside the solar panels of Tianqin and LISA satellites

想要完成空间引力波探测任务,就需要航天器精密温控技术在核心部件周围实现温度波动小于等于10μK/Hz1/2,检验质量块在敏感轴上温度差异的波动值小于等于5μK/Hz1/2。这就要求航天器有着极为精密的温控技术。目前实现了这个温度指标要求的引力波探测项目只有激光干涉仪空间天线探路者(LISA Pathfinder)计划。这个项目的温控技术选择了主动控制与被动控制相结合的方式,对于核心部件的温控选择了使用惠斯通电桥来完成,配合多级隔热的被动热设计达到了空间引力波探测任务的任务需求[10]。中国的“太极”计划目前在太极一号上实现了温度波动小于等于1mK/Hz1/2,并将在之后的太极二号上实现温度波动小于等于100μK/Hz1/2[11]。“天琴”计划目前在天琴一号上实现了温度稳定性控制在±50mK的目标。影响卫星敏感区域温度稳定度的因素主要包括太阳常数变化和卫星内部电子机械热耗的变化。由太阳常数变化引起的热源扰动约为2W/(m2·Hz1/2),卫星内部电子机械热耗引起的热源扰动较为复杂,通过后期整星级热设计可以满足温度场波动小于等于±0.05K[12]。

2 引力波探测卫星被动式热控设计研究进展

卫星的被动式热控通常通过对卫星内部设备与装置的合理分配与布置,采用不同热物性参数材料使卫星表面太阳吸收比和自身发射率形成最佳配比,热物性参数可以通过卫星内外表面采用不同性能薄膜的方法来改变,最终通过隔热、导热与散热的配合来完成。也可以通过多层隔热材料、相变材料传导等方式,将发热量大的仪器的热量传导到散热面上,实现温度均衡和保温[13]。

LISA Pathfinder项目的热控技术因为其实现了波动值小于等于5μK/Hz1/2的要求而有着举足轻重的地位,值得其他项目借鉴学习。LISA的整体设计理念是最大限度地减少任何干扰对检验质量的影响,通过热设计和任务的特性减少干扰。LISA航天器面向太阳,在航天器法线和太阳矢量之间保持恒定的角度,从而提供近乎恒定的太阳输入,与地球的距离可以消除任何明显的太阳反照或行星热源。并且对电气元件进行功率稳定,从而提供近乎恒定的耗散。这种方式减少了波动耗散的影响[14]。LISA航天器本身的整体热设计也有助于最大限度地减少干扰。LISA包括3个串行隔离层(辐射和传导),来实现过滤整个设计中的干扰。第1层是太阳能电池阵列本身,由两层铝蜂窝组成。蜂窝结构的顶层填充有低导热率泡沫,防止热量通过第1层传递。太阳能电池阵列的外面板包含光学表面反射器和太阳能电池,从而增加到空间的辐射路径以排除热量,如图3中的LISA剖面图所示[15]。经过第1隔离层之后,99%以上的太阳热流被隔绝在卫星之外,不到1%的入射太阳热流(约为40W)传输到卫星内的主体结构上。第2层隔离由Y形管提供,其内外表面均镀金,最大限度地减少对任何辐射能量(例如电子盒辐射热)的吸收。Y形管和底板之间还放置了低电导率支座,减少传导路径,因此传递到Y形管的热量最少。最后1层隔离由内部屏蔽提供,与Y型管类似,内部屏蔽两侧镀金,安装座使用低导热率材料。这种方式有助于保护光学平台免受Y形管中的任何热噪声干扰或温度梯度的影响[15]。

图3 LISA引力波探测卫星内部热环境示意图与热量传输路线示意图Fig.3 Schematic diagram of internal thermal environment of LISA satellite

天琴一号卫星在整星设计上与LISA卫星大致相似,都是采用Y型光学镜头与其他星载设备相配合的设计形式,在被动热设计方面参考LISA卫星的内容居多,但在核心部件的多级隔热技术上天琴一号使用的技术效果弱于LISA卫星,因此在整星被动热设计层面效果明显比LISA卫星弱。天琴一号整体卫星光学路线如图4所示[16]。

太极二号卫星采用核心舱和外围舱体分区控温的设计方式,核心舱可以分为3层结构,分别是核心舱板与光学仪器套筒、载荷壳体与光学镜筒、光学组件与电极笼。核心舱分层结构如图5所示[17]。太极二号核心舱被动热设计的主要思路是使用多级热阻尼控温的方式来实现热噪声的削减隔绝。通过对多级阻尼系统的建模分析,可以得出各级阻尼系统热阻与热容具体数值的设计值,并得出各级热物性参数设计值之间的关系,总结出多级热阻尼特性。电极笼内壁通过使用高吸收率涂层来强化换热,增加电极笼内温度均匀化与稳定化。与LISA卫星的被动热设计相比,多级隔热设计略显简单,隔热效果明显弱于LISA卫星,需要在之后的引力波探测卫星整星热设计中进一步优化。

图5 太极二号卫星核心舱分层结构示意图Fig.5 Layered structure of Taiji II satellite core module

3 引力波探测卫星主动式热控设计研究进展

卫星主动式热控制方式主要通过使用微调加热器等加热设备来额外供给能量,使用主动式热管、冷却器等热敏元件消耗额外能量,以及使用控制器来快速处理温度波动3种方式来达到热量的平衡,从而实现热控目标。对于引力波探测卫星而言,因为核心元件对温度波动的敏感性极高,一般不能直接对其使用主动热控手段。而对其他舱内设备使用主动控温手段也不一定都能适用,因为主动热控设备带来的振动噪声仍会对核心元件的精密测量形成干扰。因此是否要使用主动式热控技术,以及如何在不影响核心元件的情况下使用主动式热控技术是各引力波探测项目设计具体的引力波探测卫星时需要着重考虑的问题。

LISA和LISA Pathfinder卫星的主动式热设计都是针对于设备关机停止运行的情况的。LISA航天器在巡航阶段,位于电子箱内的恒温器和热敏电阻进行主动热控,从而保护任务核心组件免受恶劣的太空热环境影响;在进行科学研究阶段,将关闭应急加热器,补充电子箱余热,在数据带宽内保持热稳定性。

天琴一号的整星设计中使用了微调加热器来维持核心光学设备在待机状态下的温度恒定,同时也使用了PID控制器来调节在核心部件工作状态下的温度波动,这种方式因为控制器的精度问题与控制策略的时效性问题给天琴一号带来了远超控温要求的温度波动。未来“天琴”系列卫星将考虑学习LISA卫星只使用被动热设计来达到精准控温的方式,但这需要在现有的被动控温技术的基础上更进一步,用更加精确的控温方式达到这个目标。

太极二号卫星为了构建稳定可调热边界不但采用了初级闭环加热器(Primary heater)和微调加热器(Fine Tune heater)两种加热器,而且还使用了在太极一号卫星上使用了星载高精度控温仪。星载高精度控温仪主要用于对一级控温对象进行主动控温,从而降低外热流以及卫星平台的其他热源扰动带来的干扰。同时在连接部件和隔热罩上布置微调分档式加热器,进行微小热量调控,以实现核心器件温度基准点调控目的。初级闭环加热器与微调加热器的使用情况如图6所示[17](其中P-h为初级闭环加热器应用点,FT-h为微调加热器应用点)。太极二号同样存在与天琴一号类似的问题,如何进一步提高精准控温效果都是迫切需要解决的难点。

图6 太极二号卫星初级闭环加热器与微调加热器的使用情况Fig.6 Primary heater and fine-tuning heater of Taiji II satellite

4 结束语

引力波探测卫星需要极为精密的热控制技术来支持其完成引力波探测项目。通过分析LISA、“天琴”计划和“太极”计划3种引力波探测项目中对于探测卫星的整星级热控技术的优劣势,得出了LISA卫星实现热控要求的关键在于在工作状态下不使用主动热控设备,以及整星被动热设计在核心部件方面采用先进传感器,创新的使用了惠斯通电桥法来帮助完成核心设备的精密控温要求的结论。分析了“天琴”系列卫星与“太极”系列卫星在热控设计上的不足,并为各项目之后的热控设计提出了一些建议:对于“天琴”计划而言,如何进一步改进被动热设计,提高多级隔热设计的效能应当是下一步研究的重点;对于“太极”计划而言,如何降低主动热控制设备的使用频率或者进一步抑制主动热控设备振动噪声给核心元件带来的影响可能是未来新一代引力波探测卫星热设计的研究方向之一。引力波探测卫星要求实现高精度、高稳定性与高静音,要实现这些目标,对于我国引力波探测项目而言仍有许多难题,这些难题都亟需进一步的研究攻关。