ĐẠI HỌC QUỐC GIA HÀ NỘI
TRƯỜNG ĐẠI HỌC CÔNG NGHỆ
NGUYỄN HỮU ĐIỆP
TÍCH HỢP, THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG
VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM MÔ PHỎNG 3D ĐIỀU
KHIỂN VÀ GIÁM SÁT CHO BỘ MÔ PHỎNG XÁC
ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ THẾ VỆ TINH
TÍCH HỢP, THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG
VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM MÔ PHỎNG 3D ĐIỀU
KHIỂN VÀ GIÁM SÁT CHO BỘ MÔ PHỎNG XÁC
ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ THẾ VỆ TINH
Ngành: Cơ học kỹ thuật
Chuyên ngành: Cơ học kỹ thuật
Mã số: 60 52 02 LUẬN VĂN THẠC SĨ
NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: PGS.TS Phạm Anh Tuấn Hà Nội – 2011
MỤC LỤC
MỤC LỤC 1
2.3.1 Hệ thống động cơ phản lực micro (microthrusters) PLM-1 52
2.3.2 Bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 56
2.3.3 Mạch điều khiển từ xa và mạch công suất-chuyển mạch 59
2.3.4 Hệ thống cấp khí nén 61
CHƢƠNG 3 XÂY DỰNG VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM ASiS 64
3.1 Một số phần mềm trên thế giới 64
3.2 Phân tích – thiết kế 65
3.3 Phát triển phần mềm 66
3.3.1 Mô đun tính toán, mô phỏng quỹ đạo vệ tinh thấp (LEO) 66
3.3.2 Mô đun giao diện và đồ họa 67
3.3.3 Mô đun điều khiển và truyền thông 68
3.4 Đặc tính phần mềm ASiS 71
3.5 Các ƣu điểm chính 71
CHƢƠNG 4 TÍCH HỢP VÀ THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG 72
4.1 Tích hợp các thiết bị vào Bộ mô phỏng ADCS 72
4.2 Thử nghiệm hệ thống 73
4.2.1 Hệ thống đệm khí cầu 73
4.2.2 Hệ thống động cơ phản lực 74
4.2.3 Hệ thống bánh xe động lƣợng 75
4.2.4 Bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 76
CHƢƠNG 5 KẾT LUẬN 79
TÀI LIỆU THAM KHẢO 81
Phụ lục: i
Một số hệ thống AOCS/ADCS đang đƣợc sử dụng trên các vệ tinh nhỏ quan sát
Trái Đất i
Thank you for evaluating AnyBizSoft PDF Splitter.
A watermark is added at the end of each output PDF file.
To remove the watermark, you need to purchase the software from
http://www.anypdftools.com/buy/buy-pdf-splitter.html
Hình 2.18 Bộ mô phỏng ADCS sau khi lắp đặt 45
Hình 2.19 Sơ đồ tổng thể của bộ bàn gá đặt trên khớp cầu 46
Hình 2.20 Tấm sợi carbon và keo epoxy, nguyên liệu chính để làm bàn gá 46
Hình 2.21 Bàn gá trƣớc và sau khi gia công 47
Hình 2.22 Mặt cắt và biên dạng phân bố của áp suất bên trong của khớp cầu 48
Hình 2.24: Nguyên lý của đệm khớp cầu khí nén kép (a) và sơ đồ sự phân bố áp
suất (b) 48
Hình 2.26 Sơ đồ của hệ thống động cơ phản lực micro 53
Hình 2.27 Cấu tạo và các kích thƣớc của kim phun 54
Hình 2.28 Sự phụ thuộc của xung lực theo áp suất. 54
Hình 2.29: Sơ đồ chức năng mạch khuyếch đại công suất 55
Hình 2.30: Hệ thống động cơ phản lực PLM-1 sau khi lắp đặt lên bộ mô phỏng
ADCS 56
Hình 2.31: Sơ đồ chức năng của thiết bị SS-1 56
Hình 2.32: Hình ảnh SS-1 57
Hình 2.33: Sơ đồ cấu tạo SS-1 và hộp giảm tốc 58
Hình 2.34: Cấu trúc phần điện tử của SS-1 58
Hình 2.35 Mạch điều khiển từ xa nguồn cấp cho RABBIT 3000 59
Hình 2.36 Mạch nguồn ổn định 5V của mạch thu 60
Hình 2.37 Mạch điều khiển từ xa sử dụng IC mã hóa PT2248 60
Hình 2.38 Mạch công suất - chuyển mạch 61
Hình 2.39 Sơ đồ hệ thống cấp khí nén cho khớp cầu đệm khí 62
Hình 2.41 Bình chứa khí nén và hệ thống cấp khí nén cho hệ thống động cơ
phản lực 63
Hình 3.1 Giao diện phần mềm satAttitude 64
Hình 3.2 Giao diện phần mềm STK 65
Hình 3.3 Giao diện phần mềm ADCS 65
Hình 3.4 Bảng thông số Twoline 66
Hình 3.5: Sơ đồ thuật toán tính toán, mô phỏng quỹ đạo vệ tinh thấp (LEO) 67
Hình 3.6: Giao diện chính của phần mềm ASiS 68
Bảng 4.4: Giá trị góc tầm và góc hƣớng thu nhận trên máy tính 78
Bảng 5.1: Bảng thông số đặc tính kỹ thuật của bộ mô phỏng ADCS cải tiến 79
BẢNG THUẬT NGỮ VÀ KÝ HIỆU VIẾT TẮT
Ký hiệu
Viết tắt
Tiếng Việt
Tiếng Anh
AOCS
Hệ thống điều khiển tƣ thế và qũy
đạo
Attitude & Orbit Control
System
ADCS
Hệ thống xác định và điều khiển tƣ
thế
Attitude Determination &
Control System
ADS
Hệ thống xác định tƣ thế
Attitude Determination System
ACS
Hệ thống điều khiển tƣ thế
Attitude Control System
Hệ tọa độ liên kết, hệ tọa độ vệ tinh
body-axis reference frame
o
LHLV
Hệ tọa độ [quay theo] quỹ đạo
orbit, local vertical, local
horizontal reference system Hệ tọa độ góc ngẩng và góc
phƣơng vị
azimuth-elevation coordinate
system
QSTĐ
Quan sát trái đất
Góc chúc ngóc
Pitch Góc nghiêng
Roll Góc hƣớng
tiến động (của con quay)
precession (of a gyroscope)
a – bán trục lớ
–
2
];
– ừ tâm đế
C
D
–
– m;
–
– ực tổng hợp tác động lên vệ tinh [N];
– 0,00085).10
-11
m
3
/(kg.s
2
);
i - góc nghiêng (của mặt phẳng quỹ đạo so với mặt phẳng xích đạ
–
–
24
kg;
p – bán kính qua tiêu [km];
r - khoả
r –
thiết kế và tạo điều kiện cần thiết để thiết bị payload thực hiện đƣợc chức năng quan
sát, anten của hệ thống truyền dữ liệu có hiệu quả và pin mặt trời làm việc bình
thƣờng.
Để giám sát và điều khiển chuyển động và tƣ thế vệ tinh cần xem xét 3 phân hệ
của vệ tinh: phân hệ xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh (attitude determination and
control system), phân hệ đo từ xa, bám và lệnh (telemetry, tracking and command-
TT&C) và phân hệ hiệu chỉnh quỹ đạo. Phân hệ TT&C thực chất là một hệ truyền dữ
liệu hai chiều, có chức năng xác định liên tục vị trí của vệ tinh trên quỹ đạo và nhận
các lệnh điều khiển từ trạm mặt đất. Cấu trúc và hoạt động của phân hệ này đã đƣợc
phân tích tƣơng đối kĩ càng trong tài liệu 0. Phân hệ hiệu chỉnh quỹ đạo bao gồm hệ
thống đẩy phản lực nhằm tạo ra các lực tác động lên vệ tinh để thay đổi quỹ đạo vệ
tinh, đƣa vệ tinh vào quỹ đạo định trƣớc hoặc khống chế độ trôi của quỹ đạo danh
định. Hệ thống đẩy cũng có thể cung cấp mômen quay hỗ trợ cho việc điều khiển tƣ
thế của vệ tinh.
Phân hệ điều khiển quỹ đạo và tư thế vệ tinh (Attitude and Orbit Control System,
viết tắt là AOCS) là một trong các phân hệ quan trọng nhất trong cấu hình của vệ tinh.
Tư thế của vệ tinh đƣợc định nghĩa là các góc tạo ra bởi các trục của hệ tọa độ gắn với
vệ tinh và các trục của hệ tọa độ tham chiếu (ví dụ hệ tọa độ gắn với trục quay của trái
đất). Theo định luật Newton 1 áp dụng cho chuyển động quay quanh tâm khối, nếu vệ
tinh không bị mômen bên ngoài tác động thì tƣ thế vệ tinh khi bay sẽ vẫn giữ nguyên
tƣ thế ban đầu trong hệ tọa độ quán tính. Ngoài ra, chuyển động của vệ tinh có thể bị
nhiều yếu tố bên ngoài nhƣ mômen do gradient trọng trƣờng của vệ tinh, moment bức
xạ mặt trời, các trục trặc kỹ thuật, va đập của các vi thiên thạch, … tác động vào làm
sai lệch tƣ thế ban đầu. Chức năng chính của ADCS là xác định chính xác tƣ thế của
vệ tinh tại mọi thời điểm, ổn định chuyển động của vệ tinh khi bị nhiễu động và điều
khiển nó về tƣ thế mong muốn (chẳng hạn hƣớng ống kính vệ tinh quan sát một vùng
xác định trên mặt đất), hơn nữa phải làm đƣợc các điều đó một cách tối ƣu, nghĩa là
phải đạt độ chính xác cần thiết và tiêu tốn thời gian, năng lƣợng it nhất. Điều này
đƣơng nhiên cũng không thể tách rời với việc xác định vị trí của vệ tinh trên quỹ đạo
và điều khiển quỹ đạo khi cần thiết. Việc điều khiển quỹ đạo vệ tinh (bao gồm việc
động của vệ tinh, đặc biệt là các vệ tinh quan sát trái đất. Vì lí do đó, bài toán nghiên
cứu thiết kế và vận hành ADCS là một trong những vấn đề thời sự, thu hút nhiều công
trình nghiên cứu trong lĩnh vực công nghệ vệ tinh nói chung và các vệ tinh quan sát
trái đất nói riêng.
Phƣơng pháp chủ yếu để phân tích và thiết kế hệ AOCS là phƣơng pháp mô hình
hoá toán học và mô phỏng. Đƣơng nhiên, để nghiên cứu bài toán xác định và điều
khiển quỹ đạo vệ tinh phải hoàn toàn sử dụng phƣơng pháp tính toán và mô phỏng
trên máy tính. Trong khi đó, đối với bài toán điều khiển tƣ thế, ngƣời ta có thế sử dụng
một công cụ rất hữu hiệu là các hệ mô phỏng bán vật lý (gọi tắt là các bộ mô phỏng
ADCS) để kiểm tra trong điều kiện phòng thí nghiệm dƣới mặt đất các chức năng
chính của hệ xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh theo thiết kế, đặc biệt là thử nghiệm
và tối ƣu hoá các thuật toán điều khiển, trƣớc khi lắp đặt cho vệ tinh để phóng lên
không gian. Các hệ mô phỏng này cũng đƣợc sử dụng rộng rãi trong đào tạo đối với
sinh viên và nghiên cứu sinh chuyên ngành công nghệ hàng không vũ trụ. Vì các lý do
đó, việc nghiên cứu phát triển các bộ mô phỏng ADCS cũng đƣợc đặc biệt quan tâm
nghiên cứu trong 20 năm gần đây tại nhiều trƣờng ĐH và viện nghiên cứu trên thế
giới.
Luận văn thạc sĩ “Tích hợp, thử nghiệm hệ thống và phát triển phần mềm mô
phỏng 3D điều khiển và giám sát cho Bộ mô phỏng xác định và điều khiển tƣ thế vệ
tinh” nhằm các mục tiêu & nội dung chính sau đây:
11
1. Tích hợp, vận hành và thử nghiệm hệ mô phỏng bán vật lý của hệ ADCS đối
với vệ tinh trong phòng thí nghiệm;
2. Xây dựng phần mềm mô phỏng 3D điều khiển và giám sát tƣ thế vệ tinh đối
với bộ mô phỏng ADCS.
Mục tiêu bao trùm của luận văn là tiếp cận các phương pháp mới về thiết kế
các hệ thống ADCS đối với vệ tinh, nhằm sử dụng các kết quả này trong nghiên cứu,
đào tạo và ứng dụng.
Mô hình bán vật lý ADCS này, thƣờng đƣợc gọi là bộ mô phỏng (simulators)
hoặc bàn thử nghiệm (test-bed), đƣợc tích hợp từ các linh kiện, cảm biến và cơ cấu
năm 1972 với vệ tinh Landsat 1 có trọng lƣợng gần 1000kg đƣợc trang bị các hệ thiết
bị chụp ảnh đa phổ, cho đến 2009 Mỹ đã phóng 7 vệ tinh thuộc sêri vệ tinh quan sát
trái đất Landsat, trong đó các vệ tinh Landsat 5,6,7 đều có trọng lƣợng trên 2000kg -
2200kg. Các vệ tinh quan sát trái đất của Châu Âu nhƣ ERS (ESA), sêri vệ tinh Spot
của Pháp, sêri vệ tinh IRS của Ấn Độ, RESURS của Nga, v.v. đều có trọng lƣợng trên
dƣới 2000kg. Các vệ tinh quan sát trái đất của Nhật nhƣ Adeos, Adeos II và Alos
phóng trong thời gian 1996-2006 có trọng lƣợng từ 3 đến 4 tấn. Kỷ lục về quy mô của
loại vệ tinh quan sát trái đất cho đến nay là vệ tinh Envisat (ESA), phóng tháng
3/2002, có kích thƣớc 26m x 10m x 5m nặng 8.5 tấn, đƣợc trang bị 10 thiết bị cảm
biến quang học và radar hiện đại, giá thành trên 2.3 tỷ Ơrô. Với giá thành chế tạo và
phóng đắt, cho đến những năm 1990 việc phát triển và sở hữu các vệ tinh quan sát trái
đất chỉ dành cho các cƣờng quốc vũ trụ nhƣ Mỹ, Châu Âu, Nga, Trung quốc, Ấn Độ
và Nhật Bản (xem Hình 1.1).
Landsat4 (1982, 2.000kg)
Alos (2006, 4000kg)
Envisat (2002, 8.500kg)
Hình 1.1. Các vệ tinh lớn quan sát trái đất
Từ đầu những năm 1980-1990, nhờ thành tựu của thu nhỏ hóa công nghệ nói
chung và của vi cơ điện tử (Micro-electro-mechanical Systems-MEMS) nói riêng, đã
thu đẩy sự ra đời và phát triển của các loại cảm biến, cơ cấu chấp hành và các thiết bị
chụp ảnh có kích thƣớc ngày một nhỏ nhẹ nhƣng với tính năng kỹ thuật không hề thua
kém các thiết bị to nặng trƣớc đây. Từ đó, các vệ tinh nhỏ quan sát trái đất thế hệ mới
ra đời và nhanh chóng trở thành một hƣớng phát triển hấp dẫn và đầy triển vọng của
công nghệ vệ tinh hiện đại.
Trung tâm vũ trụ Surrey thuộc Đại học Surrey (Anh Quốc) nơi đã thiết kể và
chế tạo các vệ tinh nhỏ UoSAT- 1 (phóng 8/1981) và UoSAT-2 (phóng 2/1984) đƣợc
coi là một trong những chiếc nôi đầu tiên của các vệ tinh nhỏ thế hệ mới. Do các vệ
vũ trụ (Caltech, Standford Univ., ĐH công nghệ Callifornia-CalPoly, Vigo Univ., …).
Gần đây, nhờ áp dụng những thành tựu mới của vi cơ điện tử, các vệ tinh pico cũng đã
bƣớc đầu đƣợc trang bị các loại cảm biến mặt trời và bánh xe phản lực siêu nhỏ làm
nhiệm vụ xác định và điều khiển tƣ thế (TU Berlin).
1.2 Cấu trúc của vệ tinh và hệ thống ADCS
1.2.1 Cấu trúc chung của vệ tinh
Vệ tinh là một thiết bị phức tạp đƣợc chế tạo bằng cách lắp ráp nhiều bộ phận
(phân hệ) khác nhau nhƣng cùng hoạt động phối hợp trong một hệ lớn để hoàn thành
các nhiệm vụ xác định. Vệ tinh gồm 2 phần: tải có ích (payload) và khung hay nền
(platform hay bus) nhƣ mô tả trong Hình 1.2. Sau đây chúng tôi dùng các thuật ngữ
playload và platform vì các từ dịch chƣa mô tả đủ nội hàm của các thuật ngữ tiếng
Anh.
14
Hình 1.2 Sơ đồ cấu trúc vệ tinh và các phân hệ của nó
- Payload là tập hợp các thiết bị giúp vệ tinh thƣc hiện các nhiệm vụ xác định
trƣớc: các vệ tinh có nhiệm vụ khác nhau, payload sẽ phải khác nhau. Với vệ tinh
thông tin liên lạc, payload là các bộ phát đáp (transponder) có nhiệm vụ thu tín hiệu từ
trái đất khuếch đại và truyền trở lại với tần số khác. Với vệ tinh quan sát Trái Đất,
payload là các bộ cảm biến thu các tín hiệu sóng điện từ. Các bộ cảm biến viễn thám
(remote sensors) này có thể hoạt động theo nguyên lý chủ động (ví dụ nhƣ rađa chủ
động phát sóng xuống mặt đất và thu tín hiệu phản hồi, LIDA chủ động phát tia laze
xuống mặt đất và thu tín hiệu phản hồi). Tuy nhiên, nguyên lý chủ động đòi hỏi phải
có máy phát công suất khá lớn vì vậy có khối lƣợng lớn, khó đƣa lên vệ tinh. Do đó,
phần lớn các bộ cảm biến viễn thám trên vệ tinh quan sát Trái Đất thƣờng là loại hoạt
động theo nguyên lý thụ động (các thiết bị thu trong các dải phổ khác nhau), ví dụ
camera quang học thu ảnh trong dải quang học bình thƣờng (khả thị-visible), camera
ảnh nhiệt thu ảnh trong dải hồng ngoại (infrared), thiết bị thu sóng trong dải vi ba
(microwaves), v.v…Cũng có vệ tinh sử dụng các cảm biến đa phổ (multispectral
sensors).
6
7
15
3. Phân hệ đo xa, bám và lệnh (TT&C – Telemetry, Tracking and Command) có
chức năng : - Cung cấp thông tin cho trạm mặt đất về trạng thái hoạt động của vệ tinh
và các phân hệ trên vệ tinh, các thông tin này thƣờng đƣợc thu thập trong máy tính trên
khoang (onboard computer - OBC) và thông qua mođem biến thành tín hiệu tần số vô
tuyến (RF) và truyền xuống trạm mặt đất
1
; - Tiếp nhận lệnh từ trạm mặt đất phát lên;
- Xác định khoảng cách giữa vệ tinh và trạm mặt đất để đảm bảo cho hệ thống điều
khiển anten của trạm mặt đất bám theo vị trí hiện thời của vệ tinh.
4. Phân hệ ra lệnh và xử lý dữ liệu (C&DHS – Command and Data Handling
Subsystem) có chức năng: - Xử lý các lệnh tiếp nhận đƣợc và truyền cho các phân hệ
khác trên vệ tinh; - Xử lý các dữ liệu của payload thu đƣợc (ví dụ: các ảnh viễn thám)
và truyền xuống trạm mặt đất.
5. Phân hệ nguồn điện (EPS – Electrical Power Subsystem): cung cấp nguồn
năng lƣợng điện để payload và các phân hệ trên vệ tinh hoạt động. Phân hệ này thƣờng
bao gồm các tấm pin Mặt Trời, ăcquy (chủ yếu là để đảm bảo nguồn điện khi vệ tinh
đi vào vùng tối do Trái Đất che khuất), hệ thống phân phối và hệ thống điều chỉnh điện
áp.
6. Phân hệ điều khiển quỹ đạo và tư thế vệ tinh (AOCS - Attitude and Orbit
Control Subsystem) có chức năng duy trì các tham số quỹ đạo vệ tinh trong giới hạn
mong muốn và điều khiển tƣ thế vệ tinh phù hợp để đảm bảo tƣ thế cần thiết cho
payload, anten, tấm pin Mặt Trời… hoạt động có hiệu quả.
Khi xét đến quỹ đạo vệ tinh ta chỉ quan tâm đến chuyển động của cả vệ tinh nhƣ
một chất điểm – toàn bộ khối lƣợng đƣợc giả thiết là tập trung ở tâm khối. Khi xét đến
tư thế vệ tinh ta phải coi vệ tinh nhƣ một vật rắn 3 bậc tự do, có thể nghiêng ngả quanh
tâm khối. Hai chuyển động này nói chung có liên quan đến nhau : ví dụ nếu cần chụp
ảnh khu vực Hà Nội mà quỹ đạo vệ tinh dự báo sẽ bay qua Bắc Ninh thì trƣớc lúc bay
AOCS, trong luận văn này sẽ sử dụng chủ yếu thuật ngữ ADCS để xét riêng hệ thống
xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh, trong đó phân hệ đẩy cũng đƣợc sử dụng nhƣ
một cơ cấu chấp hành tạo mômen quay (tuy nhiên với lƣu ý là phân hệ đẩy chủ yếu
đƣợc sử dụng để điều khiển quỹ đạo). Để tránh hiểu lầm, cũng có khi chúng ta sẽ dùng
thuật ngữ AOCS/ADCS, ngƣời đọc sẽ vận dụng tuỳ theo ngữ cảnh của vấn đề.
7. Phân hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem): có chức năng chính là tạo lực đẩy
để đảm bảo quỹ đạo vệ tinh nhƣ thiết kế. Ngoài ra, nhƣ vừa nêu ở trên, phân hệ này
thƣờng đƣợc sử dụng nhƣ một trong các hệ thống cơ cấu chấp hành của phân hệ điều
khiển tƣ thế vệ tinh.
Đối với vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất, phân hệ đẩy thƣờng có những nhiệm vụ
sau:
- Chuyển đổi quỹ đạo (orbit transfer) đƣợc thực hiện sau khi tên lửa đẩy đƣa vệ
tinh vào quỹ đạo với sai số nhất định, vì vậy cần hiệu chỉnh quỹ đạo để đạt đƣợc các
tham số trong phạm vi cho phép; sai số ban đầu càng lớn thì càng tốn nhiều năng
lƣợng để hiệu chỉnh quỹ đạo;
- Duy trì quỹ đạo (orbit correction hoặc station keeping) đƣợc thực hiện sau từng
khoảng thời gian nhất định (thông thƣờng một năm không quá 10 lần, tuỳ theo hoạt
động của Mặt Trời ảnh hƣởng đến tầng ngoại quyển của Trái Đất);
- Huỷ quỹ đạo (deorbitation) đƣợc thực hiện khi vệ tinh hết tuổi thọ trên quỹ đạo,
cần phải hãm tốc độ để vệ tinh đi vào quỹ đạo thấp hơn nhằm lợi dụng mật độ không
khí cao hơn làm cho vệ tinh tự huỷ sớm hơn, tránh tạo “rác” trên vũ trụ khỏi uy hiếp
đến an toàn bay của các vệ tinh khác (theo công ƣớc quốc tế). Quá trình huỷ quỹ đạo
cũng khá tốn kém về mặt năng lƣợng (chiếm khoảng 1/3 tổng nhiên liệu dự trữ trên vệ
tinh).
Về mặt cấu tạo và nguyên lý hoạt động, phân hệ đẩy thƣờng bao gồm một số
động cơ phản lực cỡ nhỏ (thrusters). Các động cơ này làm việc theo nguyên lý phản
lực: khi có một khối lƣợng bị đẩy ra (luồng phụt) thì sẽ có một lực tác dụng theo
hƣớng ngƣợc lại. Nguồn năng lƣợng để tạo ra luồng phụt thƣờng là năng lƣợng do
phản ứng hoá học tạo ra. Cũng có thể sử dụng các nguồn năng lƣợng khác nhƣ khí
nén, đồng vị phóng xạ hoặc năng lƣợng điện (luồng phụt dƣới dạng plasma). Cụ thể
Loại cảm biến
Độ chính xác điển
hình
Nhận xét
Hƣớng Mặt Trời
0.005-4 độ
Đơn giản, tin cậy, giá thấp, nhƣng có
lúc bị Trái Đất che khuất
Hƣớng Trái đất
0.05-1 độ
Phụ thuộc vào vị trí trên quỹ đạo,
thƣờng phải quét, giá khá cao
Từ trƣờng
0.5-5 độ
Kinh tế; phụ thuộc vào vị trí trên quỹ
đạo; Chỉ dùng đƣợc cho quỹ đạo
thấp; Độ chính xác không cao
Cảm biến hƣớng sao
1 arcsec-1 arcmin
(1 arcmin = 1/60 của
1độ)
Phức tạp, đắt tiền, chính xác nhất
Cảm biến quán tính
(các loại con quay)
0.01 độ/h
Có thể khá nặng, tốn năng lƣợng, giá
khá cao, sai số tăng lên theo thời
gian sử dụng
18
1.2.2.2 Phân hệ điều khiển tư thế:
thế trên quỹ đạo.
Nam châm vĩnh
cửu
2
Đơn giản, rẻ, độ chính
xác không cao, không
thay đổi đƣợc tƣ thế,
chỉ áp dụng cho vệ tinh
nhỏ bay ở quỹ đạo thấp
Thanh từ lực
(Magnetic
torquers)
1-2 độ
2
Chủ động, rẻ, đáp ứng
chậm, chỉ áp dụng cho
vệ tinh nhỏ bay ở quỹ
đạo thấp
Bánh xe động
lƣợng
(Momentum
wheel)
0.1-1 độ
2
Chủ động, tốn năng
lƣợng, khối lƣợng lớn
Số trục
điều
khiển
Nhận xét
Hình ảnh minh họa
Con quay tạo
mômen điều
khiển CMG
(Control
Moment Gyro)
0.001-1
độ
3
Chủ động, đáp ứng
nhanh, độ chính xác
cao, Tuy nhiên tốn
năng lƣợng, đắt, khối
lƣợng lớn.
Điều khiển tƣ thế vệ tinh đƣợc chia làm 2 phƣơng pháp chính, đó là điều khiển
thụ động (passive control) và điều khiển tích cực (active control). Phƣơng pháp điều
khiển thụ động không có cơ cấu chấp hành, đƣợc sử dụng cho các vệ tinh có nhiệm vụ
không cần độ chính xác cao, nhƣ vệ tinh ổn định tự quay (spin stablization), vệ tinh ổn
định theo gradient trọng trƣờng trái đất (gravity gradient stablization) và vệ tinh ổn
định bằng nam châm vĩnh cửu. Điều khiển thụ động không tiêu tốn năng lƣợng, tƣơng
đối đơn giản và rẻ tiền. Phƣơng pháp điều khiển tích cực là sử dụng các cơ cấu chấp
hành gắn trên vệ tinh nhƣ các thiết bị đẩy, các bánh xe đối ngẫu hay thanh từ lực để
thay đổi các góc xác định tƣ thế vệ tinh. Phƣơng pháp này đƣợc sử dụng đối với các vệ
tinh quan sát Trái Đất, khi cần hƣớng thiết bị quan sát vào một vùng cụ thể trên mặt
đất với độ chính xác cao. Trên Bảng 1.2 cho so sánh một số phƣơng pháp điều khiển
Hệ thống ADCS trên các vệ tinh nhỏ QSTĐ về cơ bản không khác với hệ
thống ADCS của các loại vệ tinh khác nhƣ vệ tinh viễn thông, vệ tinh khoa học, vệ
tinh quân sự …Tuy nhiên, đối với loại vệ tinh này độ chính xác hướng trỏ (pointing
accuracy) của trục thiết bị chụp ảnh có ý nghĩa quyết định đối với chất lƣợng và số
lƣợng ảnh. Có thể lấy ví dụ sau để minh hoạ điều đó. Nếu vệ tinh nhỏ bay trên quỹ đạo
với độ cao H=700km thì khi camera “nhìn “ thẳng xuống đất (theo hƣớng xuyên tâm -
thƣờng gọi là hƣớng nadir), sai số 1 độ của trục quang học sẽ tƣơng ứng với sai số
định vị trên mặt đất khoảng hơn 12 km. Khi nhìn lệch so với hƣớng xuyên tâm thì sai
số định vị sẽ lớn hơn. Nhƣ vậy, trong ví dụ trên, nếu muốn đạt độ chính xác định vị
khu vực chụp đến 10m thì sai số hƣớng trỏ trục quang học của camera phải nhỏ hơn
10
-3
độ. Tất nhiên nếu yêu cầu độ chính xác hƣớng trỏ càng cao thì giá thành của vệ
tinh càng cao. Thông thƣờng các vệ tinh quan sát Trái Đất có độ chính xác hƣớng trỏ
vào khoảng 10
-3
đến 10
-1
độ
tuỳ theo mục đích sử dụng. Ngoài ra, để có thể chụp ảnh
đƣợc rõ nét, hệ thống ADCS phải duy trì tƣ thế vệ tinh ổn định, tránh làm camera bị độ
rung lắc mạnh (dao động tần số cao-jitter). Một thông số đặc trƣng nữa của hệ thống
ADCS của vệ tinh QSTĐ là tốc độ đổi hướng trỏ (slew rate) hay là độ linh hoạt
(agility) của payload. Giả sử ADCS có thể điều khiển vệ tinh (hoặc trục quang học của
camera) nghiêng đi 10 độ trong thời gian 100s thì tốc độ đổi hƣớng trỏ là 0,1 độ/s. Tốc
độ này càng nhanh thì vệ tinh đƣợc sử dụng càn linh hoạt hơn và diện tích trên mặt đất
mà vệ tinh có khả năng chụp đƣợc trong một đơn vị thời gian cũng sẽ nhiều hơn. Tuy
nhiên các cơ cấu chấp hành cũng phải có công suất lớn hơn và sẽ nặng hơn, giá thành
cao hơn. Thông thƣờng tốc độ đổi hƣớng trỏ của các vệ tinh quan sát Trái Đất chỉ vào
độ trôi (drift) dẫn đến sai số tăng dần theo thời gian, mà thời gian bay của vệ tinh
thƣờng lên tới vài năm. Vì vậy muốn sử dụng con quay để đo góc cần phải thƣờng
xuyên hiệu chỉnh bằng cảm biến hƣớng sao, hoặc cảm biến hƣớng Mặt Trời.
Để đảm bảo chất lƣợng điều khiển không những cần các cảm biến đo các góc xác
định tƣ thế vệ tinh trong không gian, mà còn phải đo cả tốc độ góc quay quanh 3 trục.
Về nguyên tắc nếu đã đo đƣợc góc thì có thể tính ra tốc độ quay bằng cách lấy đạo
hàm theo thời gian. Tuy nhiên, do đo góc có sai số ngẫu nhiên nên đạo hàm trực tiếp
của giá trị đo đƣợc có sai số rất lớn, trong khi ta cần đo các tốc độ quay rất nhỏ
(khoảng dƣới 1độ/s). Vì vậy cần có các cảm biến trực tiếp đo tốc độ góc, thƣờng là
dựa trên nguyên lý con quay hai bậc tự do, ví dụ các cảm biến vi cơ điện tử MEMS
[2], [6] và [8].
Về nguyên lý con quay đã đƣợc trình bày rộng rãi trong các tài liệu về kỹ thuật
hàng không và kỹ thuật tên lửa. Ở đây ta chỉ xem xét 2 loại cảm biến đặc thù của vệ
tinh: cảm biến hƣớng Mặt Trời và cảm biến hƣớng sao.
1.3.1.1 Cảm biến hướng Mặt Trời
Cảm biến hƣớng Mặt Trời (Sun sensor) dùng để xác định hƣớng của véctơ s nối
giữa vệ tinh và Mặt Trời so với hệ toạ độ liên kết (body frame). Khi đó nếu biết vị trí
vệ tinh và vị trí của trái đất trên quỹ đạo của chúng thì ta có thể xác định đƣợc tƣ thế
vệ tinh so với các hệ toạ độ khác. Đây là loại cảm biến đƣợc sử dụng phổ biến trên
hầu hết các vệ tinh vì có các ƣu điểm: Giá thành thấp, năng lƣợng tiêu tốn thấp (hoặc
bằng 0), khối lƣợng và kích thƣớc nhỏ, dễ dàng kết nối với nhiều hệ thống và có độ
chính xác chấp nhận đƣợc (từ 0,005 đến 4 độ). Mặt khác, hầu hết các vệ tinh đều sử
dụng tấm pin Mặt Trời, do vậy cần phải đảm bảo rằng các tấm pin Mặt Trời đƣợc định
hƣớng chuẩn so với Mặt Trời.
Nguyên lý hoạt động của của cảm biến hƣớng Mặt Trời rất đơn giản. Loại
cảm biến hƣớng Mựt trời tƣơng tự dựa trên các phần tử quang, trong đó dòng điện đầu
ra I(α) tỉ lệ với cosin của góc chiếu α (góc giữa vecto s và trục chuẩn của cảm biến,
thƣờng đặt vuông góc với mặt phẳng của tế bào quang) và đặc tính của vật liệu chế
tạo, tức là I(α) = I(0)cos(α). Khi đó nếu sử dụng 2 phần tử quang gắn lệch với trục
chuẩn một góc ±α
chọn theo từng nhiệm vụ cụ thể, vị trí của chúng đƣợc xác định theo hệ tọa độ gắn với
cảm biến. Hình 1.6 chỉ ra các nhiệm vụ của phần mềm của cảm biến hƣớng sao.
Hình 1.6 Các thành phần phần mềm của cảm biến hƣớng sao
Về phần cứng, các cảm biến hƣớng sao bao gồm các thành phần cơ bản sau: (1)
hệ thống quang học; (2) bộ cảm biến ánh sáng (3) một hệ điện tử để xử lý tín hiệu và
xác định tƣ thế vệ tinh. Hệ quang học gồm các thấu kính có khả năng hội tụ ánh sáng
Cảm biến sao
Phần mềm xác
định tƣ thế
Bảng tra sao
Thu thập và nhận
dạng sao
Bám theo sao
Hiệu chỉnh và xử
lý tƣ thế
Copyright: Tài liệu đại học ©