LISA Pathfinder – przegląd misji

0

Europejski (ESA) satelita LISA Pathfinder (pierwotna nazwa Small Missions for Advanced Research and Technology 2 – SMART-2) jest przygotowywanym pojazdem, którego celem jest przetestowanie technologii służących do detekcji fal grawitacyjnych podczas europejsko – amerykańskiej misji LISA, planowanej na 2 dekadę 21 wieku.

{jathumbnail off}Misja umożliwi umieszczenie dwóch mas próbnych w swobodnym spadku grawitacyjnym bliskim doskonałemu, i wykonywanie pomiarów ich ruchów z bezprecedensową precyzją. W tym celu rozwiązania technologiczne obejmują sensory bezwładnościowe, laserowy system metrologiczny, oraz system bardzo precyzyjnej kontroli orientacji przestrzennej obejmujący skrajne dokładny system mikronapędowy. Do podstawowych celów misji zaliczają się: zademonstrowanie kontroli orientacji przestrzennej statku z dwoma masami próbnymi całkowicie odizolowanymi od zaburzeń; wykazanie wykonalności interferometrii laserowej o dokładności takiej jak dla misji LISA; oraz wykonanie prób wytrzymałościowych instrumentów i innego wyposażenia statku kosmicznego w środowisku przestrzeni kosmicznej (sensorów, silników, laserów i optyki). Misja pozwoli na przetestowanie technologii pozwalających na kontrolę orientacji statku kosmicznego z dokładnością do ułamków długości fali światłą, co będzie miało kluczowe znaczenie dla przyszłych misji interferometrycznych.

KONSTRUKCJA

Satelita LISA Pathfinder składa z dwóch modułów: modułu naukowego (Science Module), oraz modułu napędowego (Propulsion Module). Te dwa komponenty oddzielą się po wejściu na odpowiednią orbitę. Masa startowa całego kompleksu wynosi 1 900 kilogramów. Masa bez paliwa modułu naukowego wynosi 470 kilogramów.

Moduł naukowy i moduł silnikowy. Cred. ESA

Moduł naukowy zawiera główne wyposażenie naukowe satelity. Ma on kształt graniastosłupa ośmiokątnego. W nim zostały także umieszczone 2 systemy niezbędne o wykonania programu badawczego: system napędowy wolny od wleczenia (Drag-Free Propulsion System – DFPS), oraz system kontroli orientacji przestrzennej wolny od wleczenia (Drag Free Attitude Control System – DFACS). Wewnątrz tego modułu znajduje się centralny cylinder, zawierający bezwładnościowe zestawy naukowe. Znajdują się one z dala od innego wyposażenia, co zapewnia ich dobrą izolację od wpływów zewnętrznych. Taka konfiguracja umożliwia także łatwy dostęp do zestawów sensorów podczas montażu satelity. Pozostałe wyposażenie zostało umieszczone w 8 przegrodach wokół cylindra. Pakiety elektroniki zostały umieszczone na panelach bocznych, tak daleko od sensorów jak to jest możliwe. Energii elektrycznej dla całego kompleksu dostarcza pojedynczy panel fotoogniw słonecznych, który został umieszczony na górnej powierzchni modułu naukowego. Statek jest stabilizowany trójosiowo. System kontroli orientacji przestrzennej używa w tym celu silniczków systemu mikronapędowego DFPS, umieszczonych na panelach bocznych. Danych nawigacyjnych pozwalających na odpowiednie zorientowanie statku względem Słońca i Ziemi dostarczają szperacze gwiazd oraz sensory Słońca. Podczas programu badawczego bardzo dokładną kontrolę orientacji przestrzennej zapewni sensor bezwładnościowy pakietu LTP. Kontrolę temperatury wewnętrznej zapewniają radiatory, grzejniki, oraz wielowarstwowa izolacja. Łączność z Ziemią zapewnia antena pasma X w module naukowym. Zostanie użyta tylko ta pojedyncza stacja, więc łączność nie będzie ciągła, co będzie wymagało składowania danych naukowych i telemetrycznych na statku kosmicznym. Użycie naziemnej anteny odbiorczej o średnim rozmiarze w dużych odległościach wymusiło użycie anteny średniego zysku, wydajnego wzmacniacza mocy sygnału, oraz odbiornika głębokiego kosmosu.


Moduł naukowy podczas prac. Cred. ESA

Celem misji jest zweryfikowanie, czy próbne masy mogą być utrzymywane na pokładzie statku bezpośrednio unosząc się. Praktycznie oznacza to, że na próbną masę nie mogą oddziaływać siły wynikające z kontaktu mechanicznego, a jedynie siły cieplne, magnetyczne, elektryczne i grawitacyjne prowadzące do przyspieszenia mniejszego od 3×10-14 m s-2. Dominującą siłą zewnętrzną działającą na statek kosmiczny jest ciśnienie promieniowania słonecznego, na poziomie około 19 mikroN. Taka siła działająca na statek o masie 500 kg wywołałaby przyspieszenie 19×10-6 / 500 = 3×10-8 m s-2, czyli znacznie powyżej wymaganych 3×10-14 m s-2. Dlatego tez statek musi być chroniony przed ciśnieniem promieniowania. Jest to głównym zadaniem systemu kontroli orientacji wolnego od wleczenia DFACS. Siły i momenty obrotowe oddziałujące na statek nie będą bezpośrednio mierzalne, ale ich konsekwencje będą mogły być zmierzone. Pozycja i rotacja masy próbnej wobec jej komory będzie mierzona przez przez bezwładnościowy sensor elektroniczny. Komputer pokładowy będzie okresowo używał tych danych do obliczenia sił i momentów obrotowych potrzebnych do utrzymania odpowiedniej orientacji masy próbnej w komorze. Będą one okresowo przykładane do statku za pomocą silników FEEP rotujących statek dookoła masy próbnej. Ruch względy masy próbnej będzie zależny od sił przyłożonych do niej i sił przyłożonych do statku. Dlatego też oddziaływanie kontrolne będzie odpowiadało sile przyłożonej do masy próbnej minus siła przyłożona do statku. W konsekwencji statek będzie podążał za masą próbną z tym samym przyspieszeniem. W celu zmierzenia całkowitego przyspieszenia masy próbnej potrzebne byłyby pomiary pozycji statku kosmicznego z nieosiągalną dokładnością. Dlatego też oszacowanie przyspieszenia masy próbnej zostanie dokonane za pomocą drugiej masy próbnej. Odległość między dwoma masami będzie mierzona przez optyczny interferometr heterodynowy i będzie używana w celu wyprowadzenia przyspieszenia. W idealnej konfiguracji druga masa próbna powinna również swobodnie się unosić, ale jest to niemożliwe. Statek nie może podążać jednocześnie za dwiema masami. W konsekwencji druga próbna masa jest utrzymywana w centrum jej komory z użyciem sił i momentów obrotowych wytwarzanych przez elektrostatyczny system zawieszający. Różnice między siłami lub przyspieszeniami na obu masach próbnych są wyprowadzane poprzez pomiary za pomocą interferometru. Innym ważnym wkładem do zaburzeń warunków spadku swobodnego mas  próbnych jest ich oddziaływanie z komorami. Między masami i komorami nie ma żądnych połączeń mechanicznych, ale oddziaływania magnetyczne, elektrostatyczne i grawitacyjne muszą zostać zmniejszone aby nie przeszkadzały w pomiarach.

Głównym zadaniem systemu napędowego wolnego do wleczenia DFPS zarządzanego przez DFACS jest przeciwdziałanie siłą zaburzający i momentom obrotowym oddziałujących na statek, w celu utrzymania swobodnego unoszenia się mas próbnych. W celu przeciwdziałania ciągle zmieniającym się siłą zaburzającym silniki muszą dostarczyć modulowanego ciągłego ciągu między minimalną a maksymalną jego wartością (1 – 100 mikronewtonów) z czasem reakcji krótszym do częstotliwości rozkazów systemu kontrolnego (10 Hz). Silniki będą używane jako skrajnie precyzyjne siłowniki odpalane podczas całej misji. Dodatkowo, poza funkcjami w trybie wolnym od wleczenia (trybie naukowym) DFPS pełni też wszystkie funkcje związane z kontrolą orientacji i sterowania statkiem po oddzieleniu modułu napędowego. Systemem napędowym jest napęd elektryczny emisji pola (Field Emission Electric Propulsion – FEEP), silnik jonowy używający jako paliwa ciekłego metalu. Paliwo ma postać cienkiej igły która jest topiona. System wymaga źródła elektronów zachowującego równowagę ładunku jonów emitowanych przez silnik. Jest nim neutralizator stanowiący jednostkę wraz z systemem kontroli mocy silnika oraz neutralizatora. FEEP będzie dostarczał ciąg poprzez wyrzucanie z wysoką szybkością (rzędu 100 km s^-1) jonów metalu które są generowane poprzez emisję pola. Jonizacja będzie otrzymywana  poprzez przyłożenie intensywnego pola elektrycznego do płynnego metalu. W celu otrzymania wymaganego pola różnica napięcia rzędu 13 kV jest przykładana do elektrod. System DFPS jest złożony z 12 silników FEEP zgrupowanych w 3 zestawy po 4 silniki. Dla każdej grupy silników zastosowano 2 zobojętniacze (jeden zapasowy) i jednostkę kontroli mocy. Zastosowano więc 3 jednostki kontroli mocy i 6 zobojętniaczy. Całkowita masa systemu napędowego wynosi 32 kilogramy i zużywa on 200 W mocy w czasie gdy działa wszystkie 12 silników ze średnim ciągiem 100 mikonewtonów.

Dodatkowo, oprócz europejskiego systemu DFPS statek LISA Pathfinder posiada amerykański koloidalny system napędowy (Colloidal Propulsion System) wchodzący w skład pakietu DRS. System ten będzie działał podczas operacji naukowych przez ograniczony okres czasu. Składa się on z 8 silników zgrupowanych w 2 grupach po 4 silniki. Każdy silnik dostarcza modulowanego ciągu między 5 a 30 mikronewtonów.

Moduł napędowy ma kształt w przybliżeniu prostopadłościanu. Jego jedyną funkcją jest dostarczenie modułu naukowego na odpowiednią orbitę wokół punktu L1. Po osiągnięciu tego celu zostanie odrzucony. Zawiera on silnik rakietowy, oraz zbiorniki paliwa. Używa on paliwa dwuskładnikowego. Masa paliwa wynosi 1100 kg.

WYPOSAŻENIE

Zasadnicze komponenty sprzętu naukowego statku znajdują się w centralnym cylindrze modułu naukowego. W skład wyposażenia wchodzą dwa pakiety inżynieryjne: pakiet technologiczny LISA (LISA Technology Package – LTP); oraz system redukcji zaburzeń (Disturbance Reduction System – DRS). Komponenty używane podczas programu badawczego częściowo przenikają się z systemami inżynieryjnymi satelity.

LTP

Pakiet LTP jest prototypem jednego ramienia interferometru laserowego projektowanego na potrzeby misji LISA. W jego skład wchodzą dwie masy próbne w odległości 20 centymetrów od siebie, które stanowią odpowiednik mas próbnych jednego ramienia interferometru Michelsona, który uformują statki misji LISA. Masy próbne spełniają podwójną rolę – są  zarówno zwierciadłami interferometru, jaki i odniesieniem bezwładnościowym dla systemu kontroli orientacji bez wleczenia.

Masy próbne (Proof Mass) zostały umieszczone w 2 komorach próżniowych – komarach z elektrodami (Electrodes Housing Box – EH). Komory te są połączone układem optycznym. Każda masa próbna ma formę sześcianu o boku  46 mm i masie 1.96 kg. Są one wykonane ze specjalnego stopu złożonego z około 73% złota i 27% platyny. Stop ten został wybrany pod kątem zmniejszenia oddziaływań z polem magnetycznym (zewnętrznym i wywoływanym przez systemy statku kosmicznego), które zaburzyłoby eksperyment. Komory EH są złożone z szafiru i złota. Zostały wykonane przez Thales Alenia Space Italy of Milan. Komora EH jest sześcianem o boku 70 mm zawierające masę próbną, która jest oddalona od jej ściany o 4 mm. Na każdej ze ścian umieszczono szafirowe elektrody wykonane przez Kyburz-Sapphire w Szwajcarii. Służą one do wytwarzania pola magnetycznego pozwalającego na mierzenie pozycji masy próbnej z bardzo dużą precyzją. Elektrody dostarczają również sił elektrostatycznych utrzymujących masę w centrum EH podczas eksperymentu.


Masy testowe TLP (2 flight modele po lewej i modele inżynieryjne po prawej) oraz jedna z ich komór. Cred. ESA

System kontroli orientacji bez wleczenia instrumentu LTP składa z przyspieszeniomierza, czyli sensora bezwładnościowego (Inertial Sensor – IS), systemu napędowego, i pętli sterującej. Przesuwanie się mas próbnych względem ich pomieszczeń jest mierzone poprzez detekcję objętości szczeliny między masą próbną a ściana jej komory oddzielnie w 3 osiach. Te sygnały na temat pozycji są używane w pętli sprzężenia zwrotnego do nakazania silnikom o ciągu rzędu uN utrzymywania statku scentrowanego na masach testowych. Jako mechanizm wykonawczy jest tu używany elektryczny system napędowy emisji pola FEEP.

Chociaż masy próbne są chronione przed wpływami niegrawitacyjnymi przez statek kosmiczny, promieniowanie kosmiczne i cząstki pochodzące z rozbłysków słonecznych mogą je naładować, powodując powstanie sił elektrostatycznych, które mogą zaburzać pomiary wykonywane przez sensor bezwładnościowy. System połączonych lamp UV służy tu do rozładowania ładunku zgromadzonego na masach testowych w regularnych odstępach czasu. Ponieważ zaburzenia na powierzchni mas testowych powstałe podczas wytwarzania tych mas także mogą spowodować powstanie sił elektrostatycznych, trzeba było je pokrywać bardzo ostrożnie, aby nie odpuścić do powstania zanieczyszczeń powierzchni. W celu zapobieżenia uszkodzeniu warstw powierzchniowych tych ciał podczas startu został użyty specjalny mechanizm wiążący, który utrzymuje je w stałej pozycji.

Dzięki użyciu dwóch mas próbnych, punkt odniesienia dla systemu kontroli orientacji wolnego od wleczenia będzie mógł zostać tak dobrany, że będzie się znajdował na jednej masie lub na drugiej, albo w jakimś punkcie pomiędzy nimi. Wykonywanie pomiarów dwóch mas testowych pozwala także na wykonanie weryfikacji działania pętli sterującej układu kontroli pozbawionego wleczenia w wykrywaniu drogi ruchu jeden z mas testowych względem statku kosmicznego, gdy pojazd porusza się za drugą masą.

Pozycja mas testowych względem statku kosmicznego lub pozycja jednej masy względem drugiej  jest mierzona przez system interferometryczny. Dokładna konstrukcja systemu interferometrycznego został ustalona dzięki długotrwałym technologicznym pracą rozwojowym. Wahania temperatur na pokładzie statku kosmicznego wymuszają użycie materiałów o bardzo niskiej rozszerzalności cieplnej.

DRS

System redukcji zaburzeń DRS jest amerykańskim (NASA) pakietem inżynieryjnym, który ma takie same cele jak europejski pakiet LTP. Używa podobnych, ale nieznacznie różnych technologii.

Pakiet DRS składa się z silników koloidalnych i komputera. Współdzieli ponadto masy testowe i sensory bezwładnościowe z pakietem LTP. Silniki, interfejsy elektryczne, pozostała elektronika i inne wyposażenie zostały rozlokowane wokół cylindra eksperymentu LTP.


Grafika zestawu silników DRS. Cred. NASA/JPL

Zasadniczy projekt DRS zakłada użycie dwóch sensorów bezwładnościowych, oraz interferometrycznego systemu odzyskiwania informacji wchodzącego w skład pakietu LTP. Działanie systemu kontroli orientacji wolnego od wleczenia DRS polega na mierzeniu ruchu mas próbnych LTP względem pomieszczeń w których się znajdują. Dane te są następnie używane przez systemy wykonawcze do utrzymywania statku scentrowanego na masach testowych. Masy testowe stanowią tu odniesie do kontroli orientacji statku.

Jako mechanizm wykonawczy jest używany system silników koloidalnych. W skład tego systemu wchodzą silniki o wysokiej stabilności z podwójnymi elektrodami, system dostarczający paliwo, nanorurki emitujące pole elektryczne, oraz konwertery wysokiego napięcia. Są to zminiaturyzowane silniki jonowe. Wyrzucają od zjonizowane kropelki płynu koloidalnego dostarczanego przez system ciśnieniowy. Krople są spontanicznie jonizowane i przyspieszane w polu elektrycznym dając zmienny ciąg w pożądanym zakresie. Silniki mają zdolność płynnego zmieniania ciągu i pozwalają na znoszenie zaburzeń we wszystkich kierunkach kuchu statku kosmicznego. Ciąg może być zmieniany poprzez zmiany natężenia pola przyspieszającego. Statek kosmiczny pozostaje neutralny elektrycznie dzięki katodzie emitującej elektrony. Silniki w liczbie 8 sztuk zostały rozmieszczone w 2 grupach na obwodzie statku kosmicznego. Ciąg silników wynosi około 30 miktonewtonów. System pozwoli na rejestrowanie sił działających na masy testowe na poziomie około 1 femntonewtona podczas sesji pomiarowych trwających po 10 minut. Praca silników jest monitorowana przez wysokiej klasy przyspieszeniomierze.

System DRS posiada własny system komputerowy stresujący silnikami. Oprogramowanie kontrolujące pozycję statku kosmicznego używa danych z sensorów LTP do odpowiedniego  uruchamiania wymienionych silników w celu utrzymywania statku kosmicznego scentrowanego na masach testowych, dzięki czemu statek kosmiczny leci niejako w formacji z masami próbnymi swobodnie poruszającymi się w jego wnętrzu. Dzięki takiej kontroli orientacji statku masy próbne są całkowicie odizolowane od sił zewnętrznych. Główną siłą działającymi na statek będzie ciśnienie promieniowania Słońca. System pozwoli też na usunięcie również zaburzeń wewnętrznych, spowodowanych głównie wagą statku kosmicznego.

Okres pracy systemu DRS w trakcie misji LISA Pathfinder jest przewidziany na 90 dni.

System DRS został rozwinięty w ramach programu NASA New Millennium Program (NMP). Głównym wykonawcą było JPL (Astronomy and Physics Directorate) we współpracy z GSFC oraz  firmą Busek Company Inc.

HISTORIA MISJI

Misja LISA Pathfinder została zaaprobowana przez Komitet Programów Naukowych ESA (Science Programme Committee – SPC) w listopadzie 2000 roku. Faza A/B1 trwała w okresie od września 2001 do lipca 2002 roku. Dwa równoległe programy badawcze były w tym czasie prowadzone przez Astrium (Wielka Brytania) oraz CASA (Hiszpania). Programy te obejmowały różne scenariusze misji (z dwoma statkami i jednym, z zestawem testowym misji Darwin i bez niego). Rozszerzona faza definicji trwała w okresie od listopada 2002 roku do czerwca 2003 roku. Prace były prowadzone przez te same organizacje, ale skupiały się na jednym scenariuszu misji – testów technologicznych tylko na potrzeby misji LISA (instrumenty LTP i DRS, oraz jeden statek kosmiczny). W roku 2003 firma Astrium została wybrana jako główny kontrahent do fazy B2/C/D. W lutym 2004 roku misja weszła w fazę wprowadzania. W listopadzie 2003 roku komitet SPC zdecydował, że długoterminowy program badań kosmicznych ESA będzie zawierał misję LISA Pathfinder. Końcowa formalna aprobata misji została zawarta na spotkaniu SPC w czerwcu 2004 roku. Podpisano wtedy umowę pomiędzy ESA a narodowymi agencjami finansującymi LTP.

PLAN PRZEBIEGU MISJI

Start satelity LISA Pathfinder był pierwotnie planowany na rok 2008. Później został przesunięty na rok 2010. Pojazd zostanie wyniesiony na orbitę za pomocą lekkiej rakiety nośnej. Satelita jest kompatybilny zarówno z rakietą Rokot jak i Dnepr. Obecnie planowany jest start za pomocą rakiety Rokot. Miejscem startu będzie kosmodrom w Plesiecku. Górny stopień rakiety Rokot, Breeze KM umieści pojazd na eliptycznej orbicie okołoziemskiej. Jej perygeum będzie wynosić 200 km, apogeum – 600 km, a nachylenie w stosunku do równika – 63 stopnie.


Rozdzielenie modułu naukowego i silnikowego. Cred. ESA

Z pomocą modułu napędowego statek osiągnie docelową orbitę halo wokół punktu libracji L1, położonego w odległości około 1.5 miliona kilometrów w kierunku Słońca. Zmiana szybkości wymagana do podwyższania apogeum i wejścia na orbitę roboczą wynosi 3100 m/s. Po wejściu na właściwą orbitę moduł napędowy zostanie odrzucony. Dzięki temu resztki paliwa nie zaburzą pracy sensorów bezwładnościowych. Orbita halo wokół L1 została wybrana z czterech propozycji orbit: orbity geosynchroicznej, orbity heliocentrycznej, wysoce eliptycznej orbity okołoziemskiej, oraz orbity wokół L1 lub L2. Orbita wokół L1 została wybrana w celu spełniania surowych wymagań dotyczących stabilności cieplnej i usunięcia grawitacyjnych zaburzeń instrumentów naukowych. Satelita znajdzie się dzięki temu z dala od masywnych ciał mogących wywoływać siły pływowe. Będzie ponadto stale oświetlony przez Słońce i będzie znajdował się w miarę stałej odległości od Ziemi, co ułatwi komunikację. Odległość pomiędzy satelitą i Ziemią będzie zmieniała się w zakresie 1.2 – 1.8 miliona kilometrów. Orbita będzie miała okres 180 dni. Orbita nie będzie stabilna i będzie wymagała korekt za pomocą silników FEEP o 1 – 2 m/s na rok. Po przesterowaniu działania komponentów inżynieryjnych statku, oraz jego sprzętu naukowego rozpocznie się program badań inżynieryjnych. Na takiej orbicie statek może pozostać przez 11 – 17 miesięcy.

Centrum Operacji Misji (Mission Operations Centre – MOC) znajdzie się w Europejskim Centrum Operacji Kosmicznych (European Space Operation Centre – ESOC) w Darmstadt w Niemczech. Łączność w paśmie X będzie się odbywać dzięki stacjom naziemnym w Kourou, Maspalomas i Perth. podczas wczesnych operacji po starcie, oraz za pomocą 35-metrowej anteny pasma X w Cebreros w Hiszpanii podczas badań naukowych. Dane do tej stacji będą wysyłane przez 8 godzin na dobę. Podczas każdej sesji łącznościowej z satelity będą pobierane dane, zostanie wykonane namierzanie satelity, oraz transmisja rozkazów. Centrum Operacji Naukowych i Technologicznych (Science and Technology Operations Centre – STOC) będzie mieściło się w ESTEC. Będzie ono odpowiedzialne za wszystkie operacje wykonywane z użyciem LTP i DRS, wstępna analizę danych i ich archiwizowanie.

Źródło: ESA

Share.

Comments are closed.