Tích hợp, thử nghiệm hệ thống và phát triển phần mềm mô phỏng xác định và điều khiển tư thế vệ tinh

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

LUẬN VĂN THẠC SĨ













Hà Nội – 2011
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



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

DANH SÁCH HÌNH 3
DANH SÁCH BẢNG 6
BẢNG THUẬT NGỮ VÀ KÝ HIỆU VIẾT TẮT 7
MỞ ĐẦU 9
CHƢƠNG 1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƢ
THẾ - ADCS 12
1.1 Tổng quan về vệ tinh quan sát trái đất 12
1.2 Cấu trúc của vệ tinh và hệ thống ADCS 13
1.2.1 Cấu trúc chung của vệ tinh 13
1.2.2 Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tƣ thế (ADCS) 16
1.3 Hệ thống ADCS trên vệ tinh nhỏ QSTĐ 20
1.3.1 Các cảm biến 20
1.3.2 Các cơ cấu chấp hành 23
1.3.3 Phần mềm xác định tƣ thế và điều khiển tƣ thế 28
1.3.4 Hệ ADCS của một số vệ tinh nhỏ QSTĐ 29
1.4 Ứng dụng phƣơng pháp mô phỏng trong thiết kế và chế tạo hệ thống
ADCS 30
1.4.1 Phƣơng pháp mô phỏng 30
1.4.2 Thiết bị mô phỏng ADCS và quá trình thiết kế chế tạo hệ thống
ADCS 31
CHƢƠNG 2 HỆ THỐNG THỬ NGHIỆM BỘ MÔ PHỎNG ADCS 34
2.1 Tổng quan về các bộ mô phỏng ADCS 34
2.2 Bộ mô phỏng ADCS 38
2.2.1 Bộ điều khiển trung tâm: 39
2.2.2 Khớp cầu đệm khí 40
2.2.3 Các cảm biến, hệ thống điều khiển và cơ cấu chấp hành 41
2.2.4 Thử nghiệm bộ mô phỏng ADCS 44
2.2.5 Bàn gá bộ mô phỏng 46
2.2.6 Tính toán bộ khớp cầu đệm khí 48
2.3 Nâng cấp và cải tiến hệ thống ADCS 52

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
/>DANH SÁCH HÌNH

Hình 1.1. Các vệ tinh lớn quan sát trái đất 12
Hình 1.2 Sơ đồ cấu trúc vệ tinh và các phân hệ của nó 14
Hình 1.3 Sơ đồ nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh 19
Hình 1.4 Phần tử quang của cảm biến Mặt Trời 21
Hình 1.6 Các thành phần phần mềm của cảm biến hƣớng sao 22
Hình 1.7 Cảm biến hƣớng sao sử dụng CCD 23
Hình 1.8 Tính toán các thành phần của vectơ sao trong hệ tọa độ cảm biến 23
Hình 1.10 Sơ đồ động cơ dùng nhiên liệu hyđrazin 28
Hình 1.11 Sơ đồ một kênh của vòng điều khiển kín của ADCS 29
Hình 1.12 Tiến trình thiết kế hệ thống ADCS của vệ tinh 31
Hình 1.13 Sơ đồ tổng thể của thiết bị mô phỏng ADCS 33
Hình 2.1 Sơ đồ nguyên tắc của các bộ mô phỏng trên khớp cầu đệm khí 34
Hình 2.2 Ba dạng thiết kế khớp cầu đệm khí cơ bản 35
Hình 2.3 Bộ mô phỏng ADCS của Trung tâm nghiên cứu NASA Ames 35
Hình 2.4 Bộ mô phỏng của ĐH Cal Poly (CP/SADS) 36
Hình 2.5 Bộ mô phỏng Whorl I (a) và Whorl II (b) của Virgtech 36
Hình 2.6 Hệ thống mô phỏng IACS của ĐH Công nghệ Georgia 37
Hình 2.7 Sơ đồ khối hệ điều khiển bộ mô phỏng 39
Hình 2.8 Sơ đồ nguyên lý Rabbit3000 39
Hình 2.9 Bộ điều khiển trung tâm Rabit3000 40
Hình 2.10 Các thành phần của khớp cầu 40
Hình 2.11 EZ-Compass-3A 41
Hình 2.12 Các vật nặng treo và hệ thanh trƣợt khối lƣợng 42
Hình 2.13 Sơ đồ mạch công suất điều khiển thanh trƣợt 42
Hình 2.14 Hệ thống điều khiển dùng bánh xe động lƣợng 43
Hình 2.15 Sơ đồ mạch công suất điều khiển động cơ 1 chiều 44
Hình 2.16 Hệ thống điều khiển dùng thanh từ lực 44
Hình 2.17 Giao diện hiển thị giá trị góc yaw (góc phƣơng vị) trên máy tính 45
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
Hình 3.7: Cài đặt cấu hình cổng kết nối và tốc độ truyền thông 68

Hình 3.8: Khối phần mềm điều khiển hệ thống 69
Hình 3.9 Sơ đồ thuật toán khối phần mềm điều khiển hệ thống với máy tính trên
khoang Rabbit3000 70
Hình 4.3 Bộ mô phỏng bán vật lý ADCS 73
Hình 4.4 So sánh giữa các đƣờng cong tải lý thuyết và thực nghiệm đo 73
Hình 4.5 Giao diện phần mềm ASiS ở chế độ điều khiển bằng hệ thống động cơ
phản lực 74
Hình 4.6 Đồ thị vận tốc góc theo trục Z ổn định quanh vị trí 0 75
(sử dụng cơ cấu chấp hành là các động cơ phản lực micro) 75
Hình 4.7 Chế độ điều khiển bánh xe động lƣợng bằng phần mềm ASiS mô
phỏng hệ thống bộ mô phỏng bán vật lý ADCS 75
Hình 4.8 Đồ thị vận tốc góc theo trục Z ổn định quanh vị trí 0 76
(sử dụng cơ cấu chấp hành bánh xe động lƣợng) 76
Hình 4.9 Thử nghiệm bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 77

DANH SÁCH BẢNG

Bảng 1.1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật 17
Bảng 1.2 Các phƣơng pháp điều khiển tƣ thế vệ tinh 18
Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload quang học của vệ
tinh VNREDSat-1 20
Bảng 1.4 Tính năng kỹ thuật các cơ cấu chấp hành điển hình 25
Bảng 2.1: Một số hệ thống mô phỏng 37
Bảng 2.2: Một số thông số chính của cảm biến EZ-Compass3A 41
Bảng 2.3: Danh mục vật liệu của bàn gá compozit 47
Bảng 2.4: Thông số của khớp cầu sau khi gia công 51
Bảng 4.1: Giá trị vận tốc góc trung bình sau các lần đo 74
Bảng 4.2: Giá trị vận tốc góc trung bình sau các lần đo 76
Bảng 4.3: Số bit và độ chính xác của encoder 77
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

LEO

Quỹ đạo thấp
Low Earth Orbit

MEO
Quỹ đạo trung bình
Mean Earth Orbit

GSO,
GEO
Quỹ đạo địa tĩnh
Geostationary Earth Orbit

HEO
Quỹ đạo eclip cao
Highly inclined Elliptical
Orbit
i

ECI
Hệ toạ độ quán tính địa tâm

Earth-centered inertial
coordinate system

ECEF
Hệ tọa độ gắn cố định với trái đất
Earth-Centered, Earth-Fixed
b

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
yaw

CMG
con quay momen điều khiển
control moment gyro


cảm biến [hƣớng] Trái Đất, cảm
biến chân trời
Earth sensor, horizon sensor


con quay [hồi chuyển]
gyro, gyroscope


thanh từ lực, bộ tạo momen từ
[trƣờng]
magnetic torquer


magnetometer
từ kế, cảm biến từ trƣờng


trƣơng động (của con quay, của
Trái Đất)
nutation (of a gyroscope, of the
Earth)

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 –
r

-
–
–
–
–
U - hàm thế năng hấp dẫn của Trái Đất, hàm địa thế năng [m
2
/s
2
];
–
- góc lệch phả ộ, rad];
- độ lệ ộ, rad];
- kinh độ
- vĩ độ đị
- vị trí hiện tại của vệ
-
3
];
- đối của cận điể
- =0,7292115.10
-4
rad/s;
- g ải của điể
9
MỞ ĐẦU
Việc giám sát và điều khiển chuyển động và tƣ thế của vệ tinh trên quỹ đạo có ý
nghĩa rất quan trọng đối với vệ tinh nói chung và vệ tinh quan sát Trái đất nói riêng,
đảm bảo duy trì các tham số quỹ đạo và tƣ thế của vệ tinh trong phạm vi cho phép theo
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
đƣa vệ tinh về quỹ đạo thiết kế sau khi tách khỏi tên lửa đẩy và hiệu chỉnh quỹ đạo của

nó trong quá trình hoạt động nhằm khắc phục các sai lệch quỹ đạo do tác động của các
nhiễu) đƣợc thực hiện chủ yếu nhờ hệ thống động cơ phản lực. Trong khi đó, điều
khiển tƣ thế vệ tinh của vệ tinh thực chất là bài toán điều khiển chuyển động quay của
vệ tinh quanh tâm khối của nó, bằng cách sử dụng các cơ cấu chấp hành để tạo ra các
mômen quay. Khi giải bài toán này, ngƣời ta thƣờng không quan tâm đến quỹ đạo của
vệ tinh nữa mà chỉ tập trung vào việc xác định và điều khiển tƣ thế của nó. Do đó
trong các tài liệu đề cập đến bài toán này thƣờng sử dụng thuật ngữ phân hệ xác định
và điều khiển tư thế (Attitude Determination and Control System, viết tắt là ADCS)
Nói chung, hệ ADCS bao gồm khối các cảm biến, khối ƣớc lƣợng và lập lệnh
điều khiển, khối các cơ cấu chấp hành. Khối cảm biến xác định các tham số về tƣ thế
của vệ tinh, trên cơ sở đó khối ƣớc lƣợng và lập lệnh điều khiển tạo ra các tín hiệu điều
10
khiển tƣơng ứng, chuyển đến khối cơ cấu chấp hành để sinh ra các mômen quay làm
vệ tinh quay xung quanh tâm khối của nó. Chuyển động (động lực học) của vệ tinh sau
đó lại đƣợc giám sát bởi các cảm biến của vệ tinh tạo thành vòng điều khiển kín của
ADCS theo nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh nhƣ sau:

Nhƣ vậy, việc thiết kế một hệ ADCS tối ƣu đòi hỏi giải quyết bài toán phức tạp
về lựa chọn và phối hợp các loại cảm biến và cơ cấu chấp hành thích hợp, có độ tin
cậy cao và trên cở sở đó xây dựng thuật toán xử lý thông tin và điều khiển tham số
thời gian thực nhằm đƣa vệ tinh về tƣ thế mong muốn sau thời gian chấp nhận đƣợc,
với tiêu hao năng lƣợng thấp nhất có thể và trong điều kiện chịu các nhiễu tác động
ngẫu nhiên. Đây là một bài toán bao gồm cả phần nghiên cứu mô hình điều khiển toán
học, thiết kế lựa chọn phần cứng và xây dựng phần mềm, cũng nhƣ lựa chọn thuật toán
điều khiển. Rõ ràng, bài toán này liên quan rất nhiều ngành khoa học và công nghệ,
bao gồm sự kết hợp giữa toán học, động lực học, lý thuyết điều khiển, công nghệ điện
tử, công nghệ thông tin v.v….
Nghiên cứu và thiết kế hệ ADCS là một trong những nhiệm vụ trọng tâm trong
thiết kế vệ tinh, vì ADCS đóng vai trò quyết định đối với chất lƣợng và hiệu quả hoạt
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
chấp hành thực (hoặc các thiết bị mô phỏng tính năng vật lý của chúng) theo một thiết

kế mô tả đúng các mối quan hệ giữa các khối của ADCS và các đặc trƣng động lực
học của vệ tinh ở một mức độ nhất định. Nếu cần, có thể đặt cả mô hình trong buồng
chân không, chung quanh có gắn các thiết bị mô phỏng từ trƣờng trái đất hoặc ánh
sáng mặt trời . Để mô phỏng điều kiện cơ học trên quỹ đạo, phƣơng pháp đƣợc sử
dụng hiệu quả nhất cho đến nay là khớp cầu đệm khí (air-bearing), trong đó mô hình
vệ tinh đƣợc đặt đúng trọng tâm trên một khớp cầu chuyển động xoay hầu nhƣ không
có ma sát nhờ khí nén. Từ thiết bị mô phỏng ADCS đầu tiên do NASA chế tạo năm
1959, đến nay đã có hàng trăm bộ mô phỏng ADCS đƣợc chế tạo trên thế giới, với tính
năng ngày càng hoàn thiện, kể cả mô phỏng điều khiển các hệ đa vệ tinh (xem tổng
quan về các hệ mô phỏng ADCS trên khớp cầu trong [6]. Chúng đã trở thành một công
cụ rất quan trọng trong phân tích và thiết kế vệ tinh, đồng thời phục vụ có hiệu quả cho
nghiên cứu và đào tạo. Điều này thể hiện qua sự quan tâm đặc biệt của các ĐH lớn nhƣ
UCLA, ĐH công nghệ Callifornia, ĐH công nghệ Virginia, ĐH Công nghê Berlin, ĐH
Quốc gia Mexico … và nhiều trung tâm nghiên cứu trên thế giới đối với việc phát
triển các bộ mô phỏng này [6]-[15]. Nhiệm vụ chế tạo và phát triển các bộ mô phỏng
ADCS này lần đầu tiên đƣợc đặt ra và bƣớc đầu tiếp cận giải quyết ở nƣớc ta hiện nay.
Trong bản luận văn thạc sĩ này sẽ trình bày tổng hợp các kết quả đạt đƣợc theo
các nội dung nghiên cứu của luận văn đã nêu trên đây, đồng thời đề xuất các phƣơng
hƣớng tiếp tục nghiên cứu về chủ đề ADCS trong thời gian tới.
12
CHƢƠNG 1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU
KHIỂN TƢ THẾ - ADCS
1.1 Tổng quan về vệ tinh quan sát trái đất
Trong giai đoạn đầu của công nghệ vệ tinh vào những năm 1950-1960 của thế
kỷ trƣớc, các vệ tinh đƣợc phóng đều thuộc loại nhỏ, trọng lƣợng dƣới 100kg, với các
tính năng kỹ thuật đơn giản và thời gian hoạt động trên quỹ đạo ngắn. Tuy nhiên, theo
đà phát triển của KHCN và nhu cầu ngày càng cao đối với tính năng của vệ tinh, xu
thế chung là các vệ tinh đƣợc trang bị các thiết bị quan sát ngày càng tối tân với thời
gian sống ngày càng dài, dẫn đến khối lƣợng của vệ tinh ngày càng lớn. Ví dụ, bắt đầu
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
tinh nhỏ có ƣu thế vƣợt trội về chi phí sản xuất rẻ, thời gian chế tạo ngắn và giá phóng

hợp lý vì có khối lƣợng nhỏ và thƣờng đƣợc phóng kèm với các vệ tinh lớn (piggy-
13
back), các cƣờng quốc vũ trụ đang ngày càng chú ý phát triển các vệ tinh nhỏ, trong đó
áp dụng nhiều công nghệ vi điện tử và vi cơ điện tử mới. Bên cạnh đó, chính những ƣu
điểm về giá thành thấp & công nghệ chế tạo đơn giản đã làm cho việc chuyển giao
công nghệ tiến tới làm chủ sản xuất các vệ tinh nhỏ trở nên khả thi đối với các nƣớc
nhỏ hiện chƣa có nền công nghiệp vũ trụ phát triển. Lần lƣợt các nƣớc nhƣ Bỉ, Hàn
Quốc, Đài Loan, Singapore, Algeria, Nigeria, Malaysia, … đều đã chế tạo và phóng vệ
tinh nhỏ quan sát của mình. Có thể nói vệ tinh nhỏ đã góp phần mở cánh cửa vào lĩnh
vực công nghệ vệ tinh cho các quốc gia đang phát triển.Trong thời gian 20 năm trở lại
đây, hàng trăm vệ tinh nhỏ các loại đã đƣợc chế tạo và đƣa lên quỹ đạo.
Tính năng kỹ thuật của các vệ tinh nhỏ đƣợc cải tiến và nâng cao rất nhanh: nếu
các vệ tinh cách đây 5-8 năm (nhƣ Beijing-1 (2005), UK-DMC (2003), NigeriaSat-1
(2003), BilSat-1 (2003), …) đƣợc trang bị phổ biến các payload quang học có độ
phân giải không gian 32m MS/10m PAN, thì các vệ tinh nhỏ đƣợc thiết kế và phóng
gần đây (nhƣ Thailand/Theos (2009), Algeria/Alsat-2A (2010), Malaysia Razaksat
(2010), Chile/SSOT (2011), ) đều đã đƣợc trang bị các payload có độ phân giải
không gian 10m MS/ 2.5m PAN.
Hầu hết các vệ tinh trên đây đều có trọng lƣợng khoảng trên 100kg. Đối với các
loại vệ tinh nhỏ hơn, tháng 12/2000 Anh phóng vệ tinh nano đầu tiên mang tên SNAP-
1 nặng 6,5kg từ sân bay vũ trụ Plesetsk bằng tên lửa Cosmos của Nga. Nó rất tinh xảo:
có thiết bị định vị vệ tinh rất nhỏ tích hợp với camera video CMOS, máy tính. Vệ tinh
SNAP-1 có payload là hệ quan sát bằng máy (Machine Vision System – MVS). MVS
gồm 3 camera video CMOS góc rộng cực nhỏ và một camera video CMOS góc hẹp
cực nhỏ, mỗi camera có trọng lƣợng vài gram. MVS đƣợc dùng để chụp ảnh các vệ
tinh khác trên quỹ đạo. Các vệ tinh pico chỉ nặng chừng 1kg, hình lập phƣơng kích
thƣớc mỗi cạnh 10cm nên đƣợc gọi là CubeSat. Loại vệ tinh này đƣợc các trƣờng đại
học nhiều nƣớc trên thế giới quan tâm phát triển và sử dụng chúng nhƣ những phƣơng
tiện rất thích hợp và hiệu quả để phục vụ công tác đào tạo sinh viên khoa hàng không
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).
- Platform hay bus gồm 7 phân hệ sau đây, có chức năng đảm bảo cho payload

hoạt động:
1. Phân hệ kết cấu và các bộ phận cơ khí (SMS – Structure and Mechanisms
Subsystem). Phân hệ này bao gồm khung vệ tinh và các cơ cấu gắn thêm vào khung
nhƣ hệ thống anten và hệ thống pin Mặt Trời. Phân hệ này phải đảm bảo chịu đƣợc các
tác động cơ học và môi trƣờng, đặc biệt trong các giai đoạn phóng và đƣa vệ tinh vào
quỹ đạo, hoạt động trên quỹ đạo và quay trở về Trái Đất (nếu cần). Các tác động cơ
học và môi trƣờng đối với vệ tinh thƣờng là các tải tĩnh do gia tốc gây ra, tải động do
rung xóc, va đập, áp lực âm thanh (do động cơ phóng gây ra tiếng ồn cực lớn), môi
trƣờng chân không, nhiệt độ thay đổi lớn, bức xạ vũ trụ… Vật liệu đƣợc dùng phổ biến
nhất để chế tạo kết cấu là hợp kim nhôm.
2. Phân hệ điều khiển nhiệt (TCS – Thermal Control Subsystem). Phân hệ này
đảm bảo nhiệt độ thích hợp cho payload và các phân hệ khác của vệ tinh hoạt động tin
cậy trong khoảng thời gian quy định. Có thể sử dụng kỹ thuật điều khiển nhiệt thụ
động hoặc điều khiển nhiệt tích cực. Kỹ thuật điều khiển nhiệt thụ động đƣợc thực
hiện thông qua việc lựa chọn một cách phù hợp hình dạng, hệ số hấp thụ nhiệt của lớp
phủ, tính cách nhiệt của vật liệu, v.v.…Kỹ thuật điều khiển nhiệt tích cực sử dụng các
thiết bị gia nhiệt kiểu sợi đốt có điều khiển, thiết bị gia nhiệt bằng đồng vị phóng xạ,
hệ thống bơm chất lỏng để làm mát hoặc gia nhiệt, cánh tản nhiệt có góc thay đổi,…
Kỹ thuật điều khiển tích cực thƣờng ít sử dụng vì tiêu tốn năng lƣợng, tuy nhiên đôi
khi cần thiết vì các biện pháp thụ động không đủ để duy trì nhiệt độ trong dải cho
phép.
Vệ tinh
Bus
Payload
1
2
3
4
5
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
qua Bắc Ninh cần ra lệnh cho camera (hoặc cả vệ tinh) nghiêng về phía để có thể chụp

ảnh đƣợc khu vực Hà Nội. Ví dụ khác: tác động của từ trƣờng Trái Đất hoặc của bức
xạ Mặt Trời ảnh hƣởng đến tƣ thế của vệ tinh phụ thuộc vào vị trí của nó trên quỹ đạo
quanh Trái Đất. Về mặt động lực học quá trình điều khiển quỹ đạo thƣờng xảy ra trong
thời gian dài (vài chục phút đến vài ngày) còn điều khiển tƣ thế thì thƣờng xảy ra
nhanh hơn (trong vài chục giây đến vài phút). Về mặt thiết bị, để điều khiển hoặc hiệu
chỉnh quỹ đạo thƣờng phải sử dụng các động cơ phản lực và tốn năng lƣợng khá
nhiều. Trong khi đó để điều khiển tƣ thế vệ tinh trên quỹ đạo có thể dùng các cơ cấu
chấp hành để tạo mômen điều khiển nhỏ và tốn ít năng lƣợng.
Vì vậy, khi nghiên cứu các phân hệ của vệ tinh, đôi khi ngƣời ta tách riêng phân
hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem, có chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo) và phân hệ
điều khiển tƣ thế (ADCS-Attitude Determination and Control Subsystem). Gần đây,
thuật ngữ AOCS (AOCS – Attitude and Orbit Control Subsystem) đƣợc sử dụng nhiều
hơn trong thiết kế và chế tạo vệ tinh; khi đó nó bao hàm cả 2 phân hệ PS và ADCS,
trong đó phân hệ PS đƣợc sử dụng cho cả 2 chức năng - hiệu chỉnh quỹ đạo và điều
khiển tƣ thế. Cụ thể, khi làm chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo thì vận tốc của tâm khối vệ
tinh, khi làm chức năng điều khiển tƣ thế thì các động cơ phản lực hoạt động nhƣ một
cơ cấu chấp hành của phân hệ ADCS, tạo ra vectơ lực đẩy theo các hƣớng ngƣợc nhau


1
Các thông tin này thƣờng đƣợc gọi là dữ liệu đo xa (telemetric data) dễ gây hiểu nhầm là dữ liệu “đo
cự ly” hoặc “đo khoảng cách” nhƣng thực ra đây là thông tin viễn trắc (đƣợc đo từ xa).
16
để tạo ra mômen điều khiển vệ tinh quanh tâm khối của nó. Tuy nhiên, do nguồn nhiên
liệu của động cơ phản lực có hạn nên thông thƣờng PS dành ƣu tiên hơn cho chức
năng điều khiển quỹ đạo. Điều này sẽ trình bày kỹ hơn dƣới đây khi giới thiệu về phân
hệ PS.
Nhằm phù hợp với việc nghiên cứu, tích hợp và thử nghiệm bộ mô phỏng bán
vậ y về điều khiển tƣ thế vệ tinh 3 bậc tự do quay quanh tâm khối, thay cho thuật ngữ
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
hơn về cấu tạo và nguyên lý hoạt động của động cơ phản lực cỡ nhỏ dùng trên vệ tinh

xin xem Mục 2.3.2.1 .
Các vệ tinh có thể có nhiệm vụ rất khác nhau, nhƣng để hoạt động bình thƣờng,
chúng đều cần đến 7 phân hệ trên.
1.2.2 Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tư thế (ADCS)
Nhƣ đã nêu trong phần mở đầu, đối tƣợng nghiên cứu chính của luận văn là hệ
thống xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh, viêt tắt là ADCS, có chức năng xác định
17
chính xác tƣ thế của vệ tinh tại mọi thời điểm và điều khiển nó về tƣ thế mong muốn
một cách tối ƣu. Đối với các vệ tinh nhỏ (dƣới 500kg), ADCS thƣờng phải đáp ứng
các yêu cầu sau đây:
- Phải đảm bảo độ chính xác cần thiết;
- Đảm bảo tiêu hao năng lƣợng ít nhất, kích thƣớc và khối lƣợng ít nhất trong
phạm vi có thể;
- Đảm bảo độ tin cậy cao nhất có thể trong môi trƣờng vũ trụ, có khả năng làm
việc liên tục trong thời gian dài;
- Giá thành có thể chấp nhận đƣợc.
Mọi hệ ADCS bao gồm 2 phân hệ con: phân hệ xác định tƣ thế và phân hệ điều
khiển tƣ thế.
1.2.2.1 Phân hệ xác định tư thế:
Tƣ thế vệ tinh đƣợc xác định nhờ các cảm biến gắn trên vệ tinh nhƣ cảm biến
hƣớng Mặt Trời, cảm biến hƣớng Trái Đất, cảm biến hƣớng sao… Bên cạnh đó sử
dụng các thuật toán hiệu chỉnh thống kê để nâng cao độ chính xác và loại trừ nhiễu.
Chất lƣợng của hệ ADCS phụ thuộc rất nhiều vào giới hạn của các cảm biến và cơ
cấu chấp hành của nó. Hiện nay có rất nhiều loại cảm biến để xác định tƣ thế và tốc độ
góc của vệ tinh. Một hệ xác định tƣ thế vệ tinh thƣờng sử dụng nhiều loại cảm biến
khác nhau. Trên
Bảng 1.1 có so sánh một số loại cảm biến dựa theo tài liệu [10] và [11].

Bảng 1.1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật
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:
Bảng 1.2 Các phƣơng pháp điều khiển tƣ thế vệ tinh

Phương pháp
điều khiển
Độ
chính
xác
Số trục
điều
khiển
Nhận xét
Hình ảnh minh họa
Ổn định tự quay
(Spin
stabilization)
0.1-1.0
độ
2
Là phƣơng pháp thụ
động, đơn giản, thƣờng
đƣợc sử dụng kèm theo
các phƣơng pháp khác.

Ổn định trọng
trƣờng
(Gravity
gradient)
1-5 độ
2
Thụ động, đơn giản, rẻ,
không thay đổi đƣợc tƣ
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

Thiết bị đẩy
(Thruster)
0.01-1
độ
3
Chủ động, đáp ứng
nhanh, tốn năng lƣợng,
khối lƣợng lớn

Bánh xe đối
ngẫu (Reaction
wheel)
0.001-1
độ
3
Chủ động, đáp ứng
nhanh, độ chính xác
cao, đƣợc sử dụng
nhiều. Tuy nhiên tốn
năng lƣợng, đắt, khối
lƣợng và kích thƣớc
lớn.

19
Phương pháp
điều khiển
Độ
chính
xác
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
tƣ thế vệ tinh dựa theo tài liệu [11] và [16].

Hai phân hệ nói trên phối hợp với nhau chặt chẽ, tạo thành 1 hệ ADCS thống
nhất. Có thể mô tả nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh theo sơ đồ sau:
Các thuật toán điều
khiển tư thế vệ tinh
Cơ cấu chấp hành
Cảm biến
Các thuật toán xác
định tư thế vệ tinh
Tư thế vệ tinh
trong không
gian
Phân hệ xác định tư thế vệ tinh
Phân hệ điều khiển tư thế vệ tinh
Tư thế
mong
muốn
Tư thế
tính toán

Hình 1.3 Sơ đồ nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh
Nhƣ vậy hệ thống ADCS có thể phân ra thành hệ thống bao gồm phần cứng
(các cảm biến và cơ cấu chấp hành) và phần mềm (phần mềm xử lý tín hiệu để xác
định tƣ thế vệ tinh và phần mềm lập lệnh để điều khiển tƣ thế vệ tinh). Với các máy
tính ngày nay có tốc độ tính toán nhanh và bộ nhớ lớn, các phần mềm này thƣờng
đƣợc thực hiện trên một máy tính trên khoang (OBC) đồng thời với việc xử lý các dữ
liệu của các phân hệ khác (phân hệ TT&C, C&HDS…). Vì vậy ngƣời ta thƣờng không
xếp OBC riêng vào phân hệ nào.
20
1.3 Hệ thống ADCS trên vệ tinh nhỏ QSTĐ
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
khoảng 0,1 độ/s-0,4 độ/s. Cũng cần nói thêm là các yêu cầu về độ chính xác và tốc độ

đổi hƣớng trỏ đối với góc chúc ngóc (roll) và góc nghiêng (pitch) không nhất thiết phải
nhƣ nhau. Ví dụ, theo thiết kế, độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload
quang học của vệ tinh VNREDSat-1 đƣợc mô tả trong Bảng dƣới đây:
Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload quang học của vệ tinh
VNREDSat-1

Góc roll
Góc pitch
Độ chính xác định vị so với Nadir từ độ
cao 680km
1000m
300m
Tốc độ đổi hƣớng trỏ
30độ/90s
30độ/70s
1.3.1 Các cảm biến
Để xác định tƣ thế vệ tinh quan sát Trái Đất, ngƣời ta thƣờng sử dụng các loại
cảm biến sau đây: cảm biến hƣớng Mặt Trời (Sun sensor), cảm biến hƣớng sao (star
sensor), cảm biến hƣớng Trái Đất (Earth sensor, còn gọi là cảm biến đƣờng chân trời -
horizon sensor), từ kế (magnetometer), cảm biến con quay (gyros).
Cảm biến từ kế đo vectơ từ trƣờng Trái Đất (theo nguyên lý đơn giản nhƣ la bàn từ
- magnetic compass), có khác là la bàn chỉ xác định vectơ từ trƣờng trong mặt phẳng
ngang địa phƣơng, còn từ kế trên vệ tinh xác đinh cả góc chúc ngóc (so với mặt phẳng
ngang địa phƣơng). Từ kế đơn giản, gọn nhẹ và rẻ tiền, tuy nhiên độ chính xác không
cao (khoảng 0,5-5 độ). Để tăng độ chính xác của từ kế ngƣời ta có thể dùng cơ sở dữ
liệu về từ trƣờng Trái Đất ở các toạ độ khác nhau nạp vào máy tính trên khoang.
21
Cảm biến con quay loại 3 bậc tự do có thể xác định đƣợc tƣ thế góc của khí cụ bay
nhƣ máy bay, tên lửa với độ chính xác khá cao, tuy nhiên ít sử dụng trên vệ tinh vì có
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
0

thì dễ dàng tính đƣợc vecto s (xem Hình 1.4)

a) b)
Hình 1.4 Phần tử quang của cảm biến Mặt Trời
a) phần tử quang đơn; b) hai phần tử quang để đo góc α trong mặt phẳng
22
Loại cảm biến chế tạo trên nguyên lý này đƣợc gọi là cảm biến Mặt Trời hai
trục. Để tăng độ chính xác, loại cảm biến này thƣờng sử dụng cấu trúc 4 tế bào quang
đƣợc định vị trên cùng một đầu đọc. Các cảm biến kiểu tƣơng tự có nhƣợc điểm là độ
chính xác thấp nếu góc lệch α lớn, vì khi đó dòng điện cảm ứng (điện áp) rất bé. Khi
đó, ngƣời ta sử dụng cảm biến Mặt Trời kiểu số, với độ chính xác cao tới 0,017
0
. Về
bản chất, các cảm biến Mặt trời kiể số cũng sử dụng hiệu ứng quang điện, tuy nhiên
với nhiều phần tử quang đƣợc sắp xếp trong 1 hộp có khe định hƣớng ánh sáng (xem
Hình 1.5).


Hình 1.5 Nguyên lý cảm biến Mặt Trời kiểu số
1.3.1.2 Cảm biến hướng sao
Các cảm biến hƣớng sao đƣợc thiết kế dựa trên các kỹ thuật có thể sử dụng để
tìm kiếm sao và phân biệt ngôi sao này với ngôi sao khác, đó là độ sáng của sao (tính
bằng thông năng), phổ của sao và bản đồ sao. Phát hiện các ngôi sao là phƣơng pháp
quang học chính xác nhất đƣợc sử dụng trong quá trình xác định tƣ thế vệ tinh. Lý do
là, chúng là các vật thể cố định, thứ 2 là chúng là các vật thể có kích thƣớc nhỏ nhất
khi nhìn từ hệ Mặt trời. Với những thuộc tính chính này, các ngôi sao cho phép xác
định tƣ thế với độ chính xác cỡ arc giây (=1/60 arc phút=1/3600 độ).
Nguyên tắc hoạt động của phần mềm của cảm biên hƣớng sao đều dựa trên
thuật toán tra cứu bản đồ và danh mục các sao trên máy tính OBC. Các ngôi sao đƣợc
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