空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统的制作方法

1.本发明涉及航天技术领域，特别涉及一种空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制的地面等效演示验证系统。


背景技术：

2.引力波探测由最初的共振棒到地面l型激光干涉仪，再发展到空间引力波探测的沿革。地面与空间激光干涉引力波探测器的主要区别在于测量频段的不同。由于受地表震动和引力梯度噪声的影响以及干涉臂长的限制，地面引力波探测的频段无法覆盖天体事件所产生的引力波中低频范围，因此需要发展空间百万公里量级的长基线激光干涉引力波探测系统。
3.目前国内外空间引力波探测计划均包含三颗相同的卫星，组成边长几十万或几百万公里的等边三角形，运行在地心或日心轨道上，三颗卫星组成3个非独立的夹角为60
°
的迈克尔逊干涉仪，用来测量卫星间由引力波引起的距离变化。为了构建迈克尔逊干涉仪的激光干涉测量臂，需要控制三颗卫星在同一空间平面内实现星间激光两两捕获和对准，由于星间距离过于遥远，相对位置容易发生变化，各卫星轨道和姿态控制又存在耦合，测量信息存在误差和明显的时延，因此实现三星激光两两对准变得十分困难。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统，以解决现有的空间引力波探测三星激光两两对准非常困难的问题，实现对激光对准的动力学过程、控制算法以及控制策略进行地面半物理或全物理等效模拟及仿真验证。
5.为解决上述技术问题，本发明提供一种空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统，包括：
6.大理石平台，被配置为其表面所在的二维平面模拟空间引力波探测卫星星座三星形成的空间轨道平面；
7.三个相同的漂浮体，被配置为模拟组成空间引力波探测卫星星座的卫星；以及
8.任务控制终端，被配置为对实验任务内容以及相关条件进行设置，并进行各漂浮体配置参数的设置和更新。
9.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，所述的大理石平台经过调平后能够满足多个漂浮体来回自由漂浮行走，且漂浮行走的面积达到几十平米到几百平米。
10.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，所述漂浮体包括上层空间和下层空间，下层空间安装有气瓶、充气阀、自锁阀、减压阀、电磁阀、压力传感器、管路、推力器、单轴飞轮和电源系统，其中气瓶、充气阀、自锁阀、减压阀、电磁阀、压力传感器、管路和推力器构成推进子系统，模拟在轨卫星采用的冷气推进子系统。
11.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，漂浮体安装有
四个气瓶，均垂直安装在下层空间的内部，各个气瓶的出气口连接管路以通向各个推力器，管路之间安装自锁阀、减压阀和压力传感器；
12.充气阀用于向气瓶内填充气体；
13.自锁阀作为气瓶内的气体输出的开关；
14.减压阀将管路内的高压气体进行适当减压；
15.压力传感器用于测量气瓶出口和减压阀出口的压力值；
16.电磁阀安装在靠近推力器喷口附近的管路上，通过接收控制指令实现推力器的快速喷气；
17.有4个喷口朝下的推力器均匀安装在下层空间的底部，通过向下喷气使得漂浮体漂浮于大理石平台上几十微米的高度。
18.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，电源系统位于4个气瓶之间，包括蓄电池和电源控制器，被配置为向漂浮体上各设备提供电力，以模拟卫星的星载电池和电源控制器；
19.单轴飞轮安装在电源系统下方，单轴飞轮的旋转轴沿漂浮体对地轴方向，使得漂浮体能够在对地方向轴上进行单自由度姿态控制，用于模拟空间引力波探测卫星星座各卫星在垂直于星座轨道平面方向自由度上的姿态控制。
20.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，漂浮体外侧面沿轴向同一高度均匀分布4组推力器簇，每组推力器簇包含2个推力器，推力器簇的推力器的喷口方向均垂直于漂浮体对地轴，并且沿漂浮体径向朝外，使得漂浮体在大理石平台上能够进行二自由度的位移喷气控制，从而模拟空间引力波探测卫星星座各卫星在星座轨道平面内的二自由度自由运动。
21.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，漂浮体上层空间安装有单轴光纤陀螺仪、两台相同的激光发射与探测一体机、一台可闭环控制调节张角的支架、激光雷达同步定位与建图系统、无线路由器和高性能计算机；
22.单轴光纤陀螺仪用于漂浮体对地轴方向的角速度和转动姿态的测量与确定；
23.两台相同的激光发射与探测一体机能够分别同时朝两个不同的方向发射激光和接收激光信号，用来模拟空间引力波探测卫星星座星间激光链路，激光发射与探测一体机能够模拟空间引力波探测卫星所采用的激光干涉仪载荷；
24.一台可闭环控制调节张角的支架用于装载两台激光发射与探测一体机，以保证两台激光发射与探测一体机的光轴之间的夹角为60度，并且使得两个光轴形成的平面与地面近乎平行，支架的张角通过精密电机驱动进行小角度范围内的调节，支架结构模拟空间引力波探测卫星的望远镜结构；
25.激光雷达同步定位与建图系统包含激光雷达设备和必要的传感器，通过激光同步定位与建图算法计算漂浮体在大理石平台上的位置和姿态，用来模拟空间引力波探测卫星星座各卫星的轨道与姿态确定；
26.高性能计算机是漂浮体的核心部分，进行各敏感器的数据采集、处理以及各种算法实现，并生成控制指令输出给执行机构以完成闭环控制，高性能计算机用于模拟卫星的星载计算机功能；
27.无线路由器与高性能计算机连接，一方面将高性能计算机传输过来的数据通过无
线功能向其它漂浮体和任务控制终端输出，另一方面接收其它漂浮体和任务控制终端的无线信号，然后传递给所在漂浮体的高性能计算机；
28.将信号数据加上一定时延，以模拟空间引力波探测卫星星座百万公里级别的星间通信和星地通信延迟特性。
29.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，所述任务控制终端安装在大理石平台附近，其为带有无线信号传输功能的地面计算机；
30.任务控制终端对实验任务内容以及相关条件进行设置，并进行各漂浮体配置参数的设置和更新，包括漂浮体的初始位置、初始姿态、推力器控制参数；
31.任务控制终端通过无线信号将漂浮体相关参数和实验步骤序列分发给各漂浮体，并远程控制漂浮体启动，决定实验任务的开启和中止，以模拟地面站的作用。
32.可选的，在所述的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，所述空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统的工作流程包括：
33.第一步骤：将三个漂浮体放置在大理石平台上合适的位置处，然后启动漂浮体的电源总开关，通过任务控制终端给各漂浮体的高性能计算机发送各传感器和执行机构供电开启指令，确保各漂浮体内部传感器和执行机构正常加电并完成自检；
34.第二步骤：待各漂浮体自检成功后，根据激光同步定位与建图原理对激光雷达同步定位与建图系统相关参数进行标定，确保激光雷达同步定位与建图系统能够进行准确定位和定姿；
35.第三步骤：待激光雷达同步定位与建图系统标定完成后，记录此时三个漂浮体在大理石平台坐标系上的初始位置坐标和初始姿态；通过任务控制终端给各漂浮体发送各自的初始位姿信息、控制参数信息、期望位置和姿态信息等相关任务配置信息，根据空间引力波探测卫星星座各卫星在轨可能出现的测量误差、传输时延、控制误差，在这些信息中添加等效干扰，以保证漂浮体的工作状态能够近似模拟卫星在轨状态；
36.第四步骤：待各漂浮体信息配置完毕后，通过任务控制终端给各漂浮体发送实验任务开启指令，此后各漂浮体利用自身传感器、执行机构以及内嵌的经过适应性修改的在轨空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制算法和姿态协同控制策略，自主地进行两两漂浮体激光指向捕获和对准控制实验，在实验过程中每个漂浮体按在轨等效传输时间间隔给其它两个漂浮体发送自己的带有时延的位姿信息和控制信息，记录观察漂浮体的运动情况，通过实验结果对控制算法进行改进并重新进行实验。
37.本发明的发明人经研究发现，目前空间引力波探测卫星星座星间激光捕获与对准控制算法以及星座内各卫星姿态协同控制策略还停留在理论研究与数字仿真阶段，随着国内空间引力波探测计划的循序推进，迫切需要对上述动力学过程、控制算法以及控制策略进行地面半物理或全物理等效模拟及仿真验证。
38.针对空间引力波探测卫星星座面临的上述技术问题，本发明的目的是在地面环境下，基于空间引力波探测卫星星座各卫星间的相对运动特性以及星间激光捕获和对准控制任务的特点，构建一种可以对空间引力波探测卫星星座星间激光捕获与对准控制过程进行等效模拟的演示验证系统，利用该演示验证系统可以对在轨星间激光捕获与对准控制算法、多星姿态协同控制策略等进行半物理实验验证。
39.在本发明提供的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统中，通过大理石平台
其表面所在的二维平面模拟空间引力波探测卫星星座三星形成的空间轨道平面，三个相同的漂浮体模拟组成空间引力波探测卫星星座的卫星，以及任务控制终端对实验任务内容以及相关条件进行设置，并进行各漂浮体配置参数的设置和更新，给出了在地面对空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制进行等效演示验证的系统设计方法，可模拟卫星在星座平面内的二自由度自由运动以及垂直星座平面自由度的自由转动，能够对星间激光指向捕获与对准控制算法和姿态协同控制策略进行等效验证实验。
40.本发明的优点在于等效演示验证系统构建原理简单，便于工程实现，而且可以参照在轨卫星实际状态，在等效演示验证系统的敏感器测量信息、执行机构控制误差以及信息传递上添加等效干扰，对星间激光指向捕获与对准控制的实际物理运动过程以及算法验证具有很强的演示验证效果。
附图说明
41.图1是本发明一实施例中的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统示意图；
42.图2是本发明一实施例中的漂浮体下层空间示意图；
43.图3是本发明一实施例中的漂浮体下层空间的俯视图示意图；
44.图4是本发明一实施例中的漂浮体下层空间的仰视图示意图；
45.图5是本发明一实施例中的漂浮体上层空间示意图；
46.图6是本发明一实施例中的漂浮体上层空间内部示意图；
47.图7是本发明一实施例中的漂浮体的外侧面示意图；
48.图8是本发明一实施例中的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统的工作流程示意图。
具体实施方式
49.下面结合具体实施方式参考附图进一步阐述本发明。
50.应当指出，各附图中的各组件可能为了图解说明而被夸大地示出，而不一定是比例正确的。在各附图中，给相同或功能相同的组件配备了相同的附图标记。
51.在本发明中，除非特别指出，“布置在
…
上”、“布置在
…
上方”以及“布置在
…
之上”并未排除二者之间存在中间物的情况。此外，“布置在
…
上或上方”仅仅表示两个部件之间的相对位置关系，而在一定情况下、如在颠倒产品方向后，也可以转换为“布置在
…
下或下方”，反之亦然。
52.在本发明中，各实施例仅仅旨在说明本发明的方案，而不应被理解为限制性的。
53.在本发明中，除非特别指出，量词“一个”、“一”并未排除多个元素的场景。
54.在此还应当指出，在本发明的实施例中，为清楚、简单起见，可能示出了仅仅一部分部件或组件，但是本领域的普通技术人员能够理解，在本发明的教导下，可根据具体场景需要添加所需的部件或组件。另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本技术的公开范围或记载范围。
55.在此还应当指出，在本发明的范围内，“相同”、“相等”、“等于”等措辞并不意味着二者数值绝对相等，而是允许一定的合理误差，也就是说，所述措辞也涵盖了“基本上相
同”、“基本上相等”、“基本上等于”。以此类推，在本发明中，表方向的术语“垂直于”、“平行于”等等同样涵盖了“基本上垂直于”、“基本上平行于”的含义。
56.另外，本发明的各方法的步骤的编号并未限定所述方法步骤的执行顺序。除非特别指出，各方法步骤可以以不同顺序执行。
57.以下结合附图和具体实施例对本发明提出的空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
58.本发明的目的在于提供一种空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统，以解决现有的空间引力波探测三星激光两两对准非常困难的问题。
59.为实现上述目的，本发明提供了一种空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统，包括：大理石平台，被配置为其表面所在的二维平面模拟空间引力波探测卫星星座三星形成的空间轨道平面；三个相同的漂浮体，被配置为模拟组成空间引力波探测卫星星座的卫星；以及任务控制终端，被配置为对实验任务内容以及相关条件进行设置，并进行各漂浮体配置参数的设置和更新。
60.针对空间引力波探测卫星星座面临的上述技术问题，本发明的目的是在地面环境下，基于空间引力波探测卫星星座各卫星间的相对运动特性以及星间激光捕获和对准控制任务的特点，构建一种可以对空间引力波探测卫星星座星间激光捕获与对准控制过程进行等效模拟的演示验证系统，利用该演示验证系统可以对在轨星间激光捕获与对准控制算法、多星姿态协同控制策略等进行半物理实验验证。所述的等效演示验证系统包括大理石平台、三个相同的漂浮体和任务控制终端。
61.在本发明的一个实施例中，如图1所示，所述的大理石平台是经过调平后能够满足多个漂浮体来回自由漂浮行走的面积达到几十平米到几百平米的大理石平台。大理石平台表面所在的二维平面用来模拟空间引力波探测卫星星座三星形成的空间轨道平面。
62.在本发明的一个实施例中，如图2所示，所述的漂浮体用来模拟组成空间引力波探测卫星星座的卫星。漂浮体主要由两层组成，上层空间和下层空间；下层空间安装有气瓶、充气阀、自锁阀、减压阀、电磁阀、压力传感器、管路、推力器、单轴飞轮和电源系统等，其中气瓶、充气阀、自锁阀、减压阀、电磁阀、压力传感器、管路和推力器等构成推进子系统，与在轨卫星采用的冷气推进子系统类似。
63.在本发明的一个实施例中，如图2所示，漂浮体安装有四个气瓶，均垂直安装在下层空间的内部，各个气瓶出气口连接管路通向各个推力器，管路之间通过合理的布局安装着自锁阀、减压阀和压力传感器，自锁阀用于气瓶气体输出的开关，减压阀将高压气体进行适当减压，压力传感器用于测量气瓶出口和减压阀出口的压力值，电磁阀安装在靠近推力器喷口附近的管路上，通过接收控制指令实现推力器的快速喷气。如图2、4所示，有4个喷口朝下的推力器均匀安装在下层空间的底部，可以通过向下喷气使得漂浮体漂浮于大理石平台上几十微米的高度。
64.在本发明的一个实施例中，如图2、3所示，漂浮体外侧面靠近中间高度位置处一周内均匀间隔90度安装4组推力器簇，每组推力器簇包含2个推力器，这8个推力器的喷口方向均垂直于漂浮体对地轴，并且沿漂浮体径向朝外，使得漂浮体在大理石平台上能够进行二
自由度的位移喷气控制，从而模拟空间引力波探测卫星星座各卫星在星座轨道平面内的二自由度自由运动。
65.在本发明的一个实施例中，如图2所示，单轴飞轮安装在电源系统下方，飞轮的旋转轴沿漂浮体对地轴方向，使得漂浮体能够在对地方向轴上进行单自由度姿态控制，用于模拟空间引力波探测卫星星座各卫星在垂直于星座轨道平面方向自由度上的姿态控制。电源系统主要由蓄电池和电源控制器组成，主要为漂浮体上各设备提供电力，用来模拟卫星的星载电池和电源控制器功能。
66.在本发明的一个实施例中，如图5所示，漂浮体上层空间安装有单轴光纤陀螺仪、两台相同的激光发射与探测一体机、一台可闭环控制调节张角的支架(图5中简称为支架、或放置激光发射与探测一体机的支架)、激光雷达同步定位与建图(simultaneous localization and mapping)系统(图5中简称为激光雷达)、无线路由器和高性能计算机等。单轴光纤陀螺仪主要用于漂浮体对地轴方向的角速度和转动姿态的测量与确定。两台相同的激光发射与探测一体机可以分别同时朝两个不同的方向发射激光和接收激光信号，用来模拟空间引力波探测卫星星座星间激光链路，激光发射与探测一体机类似于空间引力波探测卫星所采用的激光干涉仪载荷。
67.在本发明的一个实施例中，如图6所示，一台可闭环控制调节张角的支架(以下简称为支架)用于装载两台激光发射与探测一体机，以保证两台激光发射与探测一体机的光轴之间的夹角为60度，并且使得两个光轴形成的平面与地面近乎平行，支架的张角通过精密电机驱动可进行小角度范围内的调节，支架结构参考空间引力波探测卫星的望远镜结构。激光雷达同步定位与建图系统包含激光雷达设备和必要的传感器等，通过激光同步定位与建图算法计算漂浮体在大理石平台上的位置和姿态，用来模拟空间引力波探测卫星星座各卫星的轨道与姿态确定。
68.在本发明的一个实施例中，如图7所示，无线路由器与高性能计算机连接，一方面将高性能计算机传输过来的数据通过无线功能向其它漂浮体和任务控制终端传输出去，另一方面接收其它漂浮体和任务控制终端的无线信号，然后传递给所在漂浮体的高性能计算机。当信号数据被加上一定时延后可用来模拟空间引力波探测卫星星座百万公里级别的星间通信和星地通信延迟特性。高性能计算机是漂浮体的核心部分，主要进行各敏感器的数据采集、处理以及各种算法实现，并生成控制指令输出给执行机构以完成闭环控制，高性能计算机用于模拟卫星的星载计算机功能。
69.在本发明的一个实施例中，如图1所示，所述的任务控制终端(即图1中的地面控制终端)指的是安装在大理石平台附近的带有无线信号传输功能的地面计算机，任务控制终端的主要作用是对实验任务内容以及相关条件进行设置，并进行各漂浮体配置参数的设置和更新，如漂浮体的初始位置、初始姿态、推力器控制参数等。任务控制终端通过无线信号将漂浮体相关参数和实验步骤序列分发给各漂浮体，并远程控制漂浮体启动，决定实验任务的开启和中止。任务控制终端用来模拟地面站的作用。
70.在本发明的一个实施例中，如图8所示，所述的等效演示验证系统工作流程有如下步骤：
71.第一步骤：将三个漂浮体放置在大理石平台上合适的位置处，然后启动漂浮体的电源总开关，通过任务控制终端给各漂浮体的高性能计算机发送各传感器和执行机构供电
开启指令，确保各漂浮体内部传感器和执行机构正常加电并完成自检。
72.第二步骤：待各漂浮体自检成功后，根据激光同步定位与建图原理对激光雷达同步定位与建图系统相关参数进行标定，确保激光雷达同步定位与建图系统能够进行准确定位和定姿；
73.第三步骤：待激光雷达同步定位与建图系统标定完成后，记录此时三个漂浮体在大理石平台坐标系上的初始位置坐标和初始姿态。通过任务控制终端给各漂浮体发送各自的初始位姿信息、控制参数信息、期望位置和姿态信息等相关任务配置信息，根据空间引力波探测卫星星座各卫星在轨可能出现的测量误差、传输时延、控制误差等情况，在这些信息中添加等效干扰，以保证漂浮体的工作状态能够近似模拟卫星在轨状态。
74.第四步骤：待各漂浮体信息配置完毕后，通过任务控制终端给各漂浮体发送实验任务开启指令，此后各漂浮体利用自身传感器、执行机构以及内嵌的经过适应性修改的在轨空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制算法和姿态协同控制策略，自主地进行两两漂浮体激光指向捕获和对准控制实验，在实验过程中每个漂浮体按在轨等效传输时间间隔给其它两个漂浮体发送自己的带有时延的位姿信息和控制信息，记录观察漂浮体的运动情况，通过实验结果对控制算法进行改进并重新进行实验。
75.本发明的有益效果在于：本发明给出了在地面对空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制进行等效演示验证的系统设计方法，可模拟卫星在星座平面内的二自由度自由运动以及垂直星座平面自由度的自由转动，能够对星间激光指向捕获与对准控制算法和姿态协同控制策略进行等效验证实验。
76.本发明的优点在于等效演示验证系统构建原理简单，便于工程实现，而且可以参照在轨卫星实际状态，在等效演示验证系统的敏感器测量信息、执行机构控制误差以及信息传递上添加等效干扰，对星间激光指向捕获与对准控制的实际物理运动过程以及算法验证具有很强的演示验证效果。
77.图1示出了本发明的具体实施方式的，一种空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制的地面等效演示验证系统示意图。如图1所示，所述的等效演示验证系统包含大理石平台、三个相同的漂浮体以及地面控制终端。漂浮体a、b、c均放置在大理石平台上。地面控制终端为一个带有无线功能的计算机，放置于大理石平台附近，可通过无线信号对三个漂浮体传输数据。当三个漂浮体实现两两激光对准时，三个漂浮体的激光链路构建成一个等边三角形，激光链路两两夹角为60
°
。
78.图2示出了漂浮体下层空间的示意图。如图2所示，漂浮体的几何中心轴为漂浮体本体坐标系z
b
轴，z
b
轴的负方向对地。漂浮体的下层的上端外边缘安装了4组推力器簇，相邻两组推力器簇间隔为90度，每组推力器簇包含2个推力器，4组推力器簇各自对称轴分别沿漂浮体本体坐标系的
±
x
b
和
±
y
b
轴方向。4个相同的气瓶垂直安装在漂浮体下层，并且均匀分布在漂浮体本体坐标系x
b
y
b
平面的四个象限空间内。气瓶通过管路给推力器提供工质气体，管路可根据漂浮体内部空间合理布局，参考卫星所配置的冷气推进子系统实际状态，在管路的合适位置处安装充气阀、自锁阀、减压阀、电磁阀、压力传感器等，保证漂浮体推进子系统功能的完整性和安全性。在漂浮体下层中心处，从上往下依次安装有电源系统和单轴飞轮，电源系统主要包含蓄电池和电源控制器两部分，电源控制器将蓄电池的输出电压进行调压后输送给漂浮体各用电设备，同时电源控制器受到高性能计算机的指令控制，实现
对各设备的供电开启和关闭控制。漂浮体底部有4个圆形开口，均匀分布在
±
x
b
轴和
±
y
b
轴方向上，用于底部4个推力器的气体喷出，底部4个推力器的喷口最外端略高于漂浮体底面，当漂浮体底部4个推力器向下喷气时，借助推力使得漂浮体漂浮在大理石平台上空几十微米高度处，从而降低了漂浮体在大理石平台表面运动的阻力，使得漂浮体在上端推力器簇产生的推力下能够在大理石平台上自由移动。
79.图3示出了漂浮体下层的俯视图。如图3所示，每组推力器簇上的两个推力器以比较小的角度间隔开，推力器的推力轴线与x
b
y
b
平面平行，并且均经过漂浮体推力器簇所在平面的几何对称中心，每组推力器簇的2个推力器采取同开同关的工作方式，这样保证了每组推力器簇的推力合力经过该几何对称中心，当漂浮体经过质量配平使得漂浮体质心位于该几何对称中心处时，4组推力器簇可以产生
±
x
b
和
±
y
b
轴方向的推力，使漂浮体在大理石平面内自由移动，同时可以降低对漂浮体的姿态干扰。
80.图4示出了漂浮体下层底面的仰视图。如图4所示，漂浮体底部4个开口均匀对称的分布在漂浮体本体坐标系的
±
x
b
和
±
y
b
轴方向上，底部4个推力器分别位于每个开口中心位置处，推力器喷口方向朝向
‑
z
b
轴方向，即对地方向。
81.图5示出了漂浮体上层空间的示意图。如图5所示，漂浮体上层顶部分别安装有无线路由器、单轴光纤陀螺以及激光雷达设备，这些设备通过相应线缆与电源控制器和高性能计算机连接，接收电力和传输数据。漂浮体上层侧面有两个开口，这两个开口关于 y
b
轴对称，方便用于放置两台激光发射与探测一体机的支架伸出。
82.图6示出了漂浮体上层空间的内部示意图。如图6所示，一台可闭环控制调节张角的支架安装在漂浮体上层内部，支架包含两条圆筒臂，圆筒臂轴线之间的标称夹角为60
°
，两条圆筒臂轴线形成的平面与x
b
y
b
平面平行，圆筒臂内放置激光发射与探测一体机，安装时保证激光轴线与圆筒臂轴线一致。支架后端是张角调节机构，由精密电机控制，可控制两个圆筒臂之间的夹角在标称夹角附近变化，从而可以对各漂浮体结构误差、安装误差、激光对准误差等进行补偿。支架的结构设计参考空间引力波探测卫星的望远镜结构。两个圆筒臂之间的区域放置高性能计算机，高性能计算机是漂浮体的中枢，它与电源控制器以及其它信号单机相连，用于模拟星载计算机的功能。
83.图7示出了漂浮体的外观示意图。如图7所示，漂浮体外壳的上层与下层为一体式结构，整体形状为圆柱体，侧面和底面有开口，顶面安装有无线路由器、单轴光纤陀螺和激光雷达设备。
84.图8示出了等效演示验证系统的工作流程图。如图8所示，第一步对漂浮体进行加电，各单机设备启动完成自检。自检完成后，第二步对激光雷达同步定位与建图系统进行标定，确保定姿定位准确。待激光雷达同步定位与建图系统标定完成后，记录此时三个漂浮体在大理石平台坐标系上的初始位置坐标和初始姿态。第三步通过任务控制终端给各漂浮体发送各自的初始位姿信息、控制参数信息、期望位置和姿态信息等相关任务配置信息，根据空间引力波探测卫星星座各卫星在轨可能出现的测量误差、传输时延、控制误差等情况，在这些信息中添加等效干扰，以保证漂浮体的工作状态能够近似模拟卫星在轨状态。待各漂浮体信息配置完毕后，第四步通过任务控制终端给各漂浮体发送实验任务开启指令，此后各漂浮体利用自身传感器、执行机构以及内嵌的经过适应性修改的在轨空间引力波探测卫星星座星间激光指向捕获与对准控制算法和姿态协同控制策略，自主地进行两两漂浮体激
光指向捕获和对准控制实验，在实验过程中每个漂浮体按在轨等效传输时间间隔给其它两个漂浮体发送自己的带有时延的位姿信息和控制信息，记录观察漂浮体的运动情况，直至实验结束。后续可通过实验结果对实验过程、控制算法等进行改进并重新进行实验。
85.综上，上述实施例对空间引力波探测卫星星座地面演示验证系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。
86.本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
87.上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。