Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực doc

Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư
thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực
Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư
thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực

Tóm tắt:
Báo cáo trình bày phương pháp mô hình hóa và đề xuất phương pháp điều khiển tối ưu tư thế
vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp với độ dự trữ ổn định cho trước. Các vấn đề về xây dựng mô hình
hệ động học, động lực học tư thế vệ tinh dùng 3 thanh từ lực, mô hình các cảm biến từ trường,
mô hình mô men nhiễu môi trường vũ trụ, xây dựng thuật toán điều khiển tư thế vệ tinh với độ
dự trữ ổn định cho trước được đề cập trong báo cáo. Các kết quả mô phỏng trên Matlab được
phân tích và trình bày với chương trình mô tả chuyển động của tư thế vệ tinh trong không gian
3D.
1. Mở đầu
Đặc điểm chính của vệ tinh nhỏ là khối lượng
của nó <500kg và bay ở quỹ đạo thấp từ 600km
đến 800 km xung quanh trái đất. Các vệ tinh nhỏ
thường mang theo camera, các thiết bị đo lường
và truyền thông khác để phục vụ cho các ứng
dụng giám sát môi trường phòng chống thiên tai,
cứu hộ cứu nạn và thông tin vệ tinh. Nghiên cứu,
thiết kế và chế tạo vệ tinh nhỏ bay trên quỹ đạo
thấp đang là vấn đề thời sự ở nước ta hiện nay.
Quá trình hoạt động, vệ tinh thường phải thay
đổi tư thế của mình theo lệnh nhận được từ trạm
mặt đất hoặc phải tự ổn định tư thế khi bị các mô
men nhiễu vũ trụ ngẫu nhiên tác động làm lệch tư
thế hoạt động cần thiết. Trong các trường hợp này
vệ tinh cần tính được các sai lệch tư thế, xác định

được các mô men điều khiển cần thiết và tự điều
chỉnh lại tư thế của mình qua viếc điều khiển các
mô men của cơ cấu chấp hành.
Vấn đề điều khiển tư thế vệ tinh là vấn đề cốt lõi trong suốt thời gian họat động của vệ tinh
trên quỹ đạo bảo đảm cho vệ tinh thực hiện được các nhiệm vụ của mình. Để có thể điều khiển
đựợc vệ tinh ta cần xây dựng được mô hình của các đầu đo, cơ cấu chấp hành, hệ động học và
động lực học của vệ tinh và tìm phương pháp đìều khiển phù hợp. Có nhiều phương pháp điều
khiển tư thế vệ tinh truyền thống đã được công bố và xuất bản trong thời gian qua [3], [4], [5].
Tuy nhiên do vệ tinh là một đối tượng phi tuyến, có nhiều tham số bất định và nhiễu ngẫu nhiên
tác động nên các nghiên cứu về các phương pháp điều khiển hiện đại vẫn là chủ đề được nhiều
tác giả quan tâm nghiên cứu hiên nay [6], [7], [8], [9], [10]. Đa số các nghiên cứu hiên nay tập
trung vào xây dựng phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh bảo đảm hệ thống ổn định còn các chỉ
tiêu chất lượng ít được đề cập đến như quá trình quá độ, thời gian ổn định và đạt các chỉ tiêu chất
lượng tối ưu. Vấn đề đìều khỉên tối ưu được ưng dụng nhiều ở điều khiển quá trình công nghệ
nhưng trái lại ở lĩnh vực điều khiển tư thế vệ tinh còn ít được công bố. Ta có thể điểm qua một số
kết quả về lĩnh vực đìêu khiển tối ưu vệ tinh trong thời gian qua. [12] công bố phương pháp điều
khiển tư thế vệ tinh tối ưu đa mục tiêu tối thiểu hóa thời gian quá độ và tối thiểu hóa bình
phương sai lệch các góc. [13] giới thiệu phương pháp điều khiển phi tuyến tối ưu tư thế vệ tinh
tối thiểu hóa mô men trong khi bảo đảm tốc độ hội tụ tối đa. Tính ổn định của hệ thống được
Modeling and Attitude Control of Small
Satellite Using
Three Magnetic Torqrods
Abstract:
The r
eport presents the modeling
methodology and proposed methods of
optimal attitude control for small satellite in
low orbit with preset stability degree. The
problems of modeling attitude kinematic and
dynamic systems of the satellite using 3

magnetic torqro
ds, magnetic field sensors,
space noise torques, building control
algorithms for the attitude control of satellite
with preset stability degree mentioned in the
report. The simulation results on MatLab are
analyzed and 3D animation of satellite’s
attitude motions are given.
chứng minh bằng phương pháp ổn định Lyapunov. [14] đề xuất một thuật tóan điều khiển tối ưu
thời gian ổn định tư thế vệ tinh dùng cácc thanh từ lực.
Báo cáo này đề xuất phương pháp điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp với
độ dự trữ ổn định cho trước. Các vấn đề về xây dựng mô hình hệ động học, động lực học tư thế
vệ tinh dùng 3 thanh từ lực, mô hình các cảm biến từ trường, mô hình mô men nhiễu môi trường
vũ trụ, xây dựng thuật toán điều khiển tư thế vệ tinh tối thiểu hóa chuẩn tòan phương với độ dự
trữ ổn định cho trước được đề cập trong báo cáo. Các kết quả mô phỏng kiểm chứng được thực
hiện trên Matlab Simulinh chạy trên PC.



Tài liệu tham khảo
[1] Phạm Thượng Cát, Phạm Minh Tuấn: “Báo cáo nghiên cứu một số vấn đề xác định và điều

khiển tư thế vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp”. Báo cáo kết quả nghiên cứu về điều khiển tư thế
vệ tinh, Phòng công nghệ Tự động hoá, Viện công nghệ thông tin 10/2010.
[2] Somlo Janos, Pham Thuong Cat: “Computer Aided Design of Linear and Nonlinear Control
System”. Academy Publishing House, Budapest Hungary 1983 (in Hugarian).
[3] Wiley J. Larson and James R. Wertz: “Space Mission Analysis and Design.” K1uwer
Academic Publisher 2005.
[4] Scott A. Kowalchuck, “Investigation of nonlinear control strategies using GPS Simulator and
Spacecraft attitute control simulator”. Ph.D Thesis Virginia Polytechnic Institute and State
University, 7/2007.
[5] Vladimir A. Chobotov,: “ Spacecraft Attitude Dynamics and Control” . Krieger Publishing
Company, Malabar Florida, 1991.
[6] Morten Pedersen Topland and Jan Tommy Gravdahl, “Nonlinear attitude control of the
micro-satellite ESEO” , Proceedings of the 55th International Astronautical Congress 2004 -
Vancouver, Canada , pp. 1-11.
[7] Pooya Sekhavat, Andrew Fleming and I. Michael Ross: “Time-Optimal Nonlinear Feedback
Control for the NPSAT1 Spacecraft”, Proceedings of the 2005 IEEE/ASME International
Conference on Advanced Intelligent Mechatronics Monterey, California, USA, 24-28 July,
2005, pp. 843-850.
[8] Dongeun Seo and Maruthi R. Akella: “High-Performance Spacecraft Adaptive Attitude-
Tracking Control Through Attracting-Manifold Design”, JOURNAL OF GUIDANCE,
CONTROL, AND DYNAMICS Vol. 31, No. 4, July–August 2008, pp. 884- 891.
[9] Aaron Dando: “Spacecraft Attitude Maneuvers using Composite Adaptive Control with
Invariant Sliding Manifold”, Proceedings of Joint 48th IEEE Conference on Decision and
Control and 28th Chinese Control Conference Shanghai, P.R. China, December 16-18, 2009,
pp. 4535- 4540.
[10] Ali Heydari, Seid H. Pourtakdoust: “Closed Loop Near Time Optimal Magnetic Attitude
Control Using Dynamic Weighted Neural Network”, Proceedings of 16th Mediterranean
Conference on Control and A
[11] Ashish Tewari: “Modern Control Design with Matlab and Simulink”, John Wiley & Son,
Ltd , West Sussex England 2002.

[12] Zhang Fan, Shang Hua, Mu Chundi, Lu Yuchang: “An Optimal Attitude Control of Small
Satellite with Momentum Wheel and Magnetic Torqrods”, Proceedings of the Q World
Congress on Intelligent Control and Automation June 1&14, 2002, Shanghai, P.R.China, pp.
1395-1398.
[13] Nadjim M. HORRI, Philip L. Palmer , Mark R. Robert: “Optimal Satellite Attitude Control:
a Geometric Approach”, Proceedings of the 2009 IEEE aerospace conference, Big Sky,
Montana, 7-14 march 2009, pp.1-11.
[14] Pooya Sekhavat, Andrew Fleming and I. Michael Ross: “Time-Optimal Nonlinear Feedback
Control for the NPSAT1 Spacecraft”, Proceedings of the 2005 IEEE/ASME International
Conference on Advanced Intelligent Mechatronics, Monterey, California, USA, 24-28 July,
2005, pp.843-850.