Tóm tắt Luận án Tiến sĩ Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa: Ước lượng tư thế vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất bằng việc hợp nhất hóa dữ liệu của cảm biến tốc độ góc và cảm biến sao

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO

VIỆN HÀN LÂM KHOA HỌC
VÀ CÔNG NGHỆ VIỆT NAM

HỌC VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ
-----------------------------

NGÔ DUY TÂN

ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH NHỎ QUAN SÁT
TRÁI ĐẤT BẰNG VIỆC HỢP NHẤT HÓA DỮ LIỆU
CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC VÀ CẢM BIẾN SAO
Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa
Mã sỗ: 62 52 02 16

TÓM TẮT LUẬN ÁN TIẾN SĨ
KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA

Hà Nội – 2018
1


Công trình được hoàn thành tại: Học viện Khoa học và Công nghệ - Viện
Hàn lâm Khoa học và Công nghệ Việt Nam.

Người hướng dẫn khoa học 1: PGS.TS Thái Quang Vinh
Người hướng dẫn khoa học 2: TS. Bùi Trọng Tuyên

Phản biện 1: …
Phản biện 2: …

Phản biện 3: ….

Luận án sẽ được bảo vệ trước Hội đồng đánh giá luận án tiến sĩ cấp Học
viện, họp tại Học viện Khoa học và Công nghệ - Viện Hàn lâm Khoa
học và Công nghệ Việt Nam vào hồi … giờ ..’, ngày … tháng … năm
201….

Có thể tìm hiểu luận án tại:
- Thư viện Học viện Khoa học và Công nghệ
- Thư viện Quốc gia Việt Nam

2


DANH MỤC CÔNG TRÌNH CỦA TÁC GIẢ
1. Dự đoán tư thế vệ tinh quan sát Trái đất bằng phương pháp hợp
nhất dữ liệu đa cảm biến, Kỷ yếu Hội thảo khoa học “Nghiên cứu
phát triển và ứng dụng công nghệ vũ trụ - 2011”, Viện Công nghệ
vũ trụ, 2011.
2. Hợp nhất dữ liệu cảm biến tốc độ quay và cảm biến sao để dự đoán
tư thế vệ tinh nhỏ, Kỷ yếu Hội thảo quốc gia lần thứ XV: Một số
vấn đề chọn lọc của Công nghệ thông tin và truyền thông- Hà Nội,
03-04/12/2012
3. Xác định tư thế bằng bộ kết hợp cảm biến sao và con quay hồi
chuyển trên vệ tinh VNREDSat-1, Kỷ yếu Hội thảo Công nghệ vũ
trụ và Ứng dụng – Hà Nội, 19/12/2014
4. Hiệu chỉnh quỹ đạo cho vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất trên quỹ đạo
đồng bộ Mặt trời, Kỷ yếu Hội thảo Công nghệ vũ trụ và Ứng dụng
– Hà Nội, 19/12/2014.
5. Small satellite attitude determination by gyroscope and star

tracker fusion, International Conference on Information and
Convergence Technology for Smart Society - Ho Chi Minh, 1/2016
6. A New Approach for Small Satellite Gyroscope and Star Tracker
Fusion, Indian Journal of Science and Technology, Volume 9,
Issue 17, 5/2016 (tạp chí thuộc danh mục SCOPUS).
7. Xác định quỹ đạo vệ tinh viễn thám phù hợp với điều kiện Việt Nam,
Tạp chí Khoa học đo đạc và bản đồ, số 34-12/2017.
8. Proposed design of a fault-tolerance attitude estimator for small
earth observation satellite, International Journal of Mechanical
Engineering & Technology (IJMET), Volume 9, Issue 1, 1/2018
(tạp chí thuộc danh mục SCOPUS).
9. Study on the needs and proposal for high and very high resolution
satellite remote sensing systems in Viet Nam, International Journal
of Civil Engineering & Technology (IJCIET), Volume 9, Issue 1,
1/2018 (tạp chí thuộc danh mục SCOPUS).

3


MỞ ĐẦU
Các dữ liệu từ các cảm biến đo tư thế trên vệ tinh (cảm biến đo
hướng, đo tốc độ góc) cần được hợp nhất lại với nhau để thành một số
liệu tin cậy cung cấp cho bộ điều khiển, đây chính là nhiệm vụ của bộ
ước lượng tư thế vệ tinh.
Một số thách thức và ràng buộc như sau:
-

Hạn chế về nguồn năng lượng.

-

Năng lực xử lý: các bộ phận xử lý trên vệ tinh chủ yếu sử dụng
các chip FPGA (mảng logic khả trình) hoặc SoC (System on Chip)
để lập trình thực hiện các chức năng mong muốn.

-

Ảnh hưởng của các môi trường và bức xạ vũ trụ: đây là đặc thù
của môi trường vũ trụ ảnh hưởng rất lớn đến thiết kế và lựa chọn
linh kiện điện tử cho vệ tinh.

-

Thông tin liên lạc giữa vệ tinh và trạm mặt đất: các vệ tinh quan
sát Trái đất có thời gian liên lạc với vệ tinh rất hạn chế.

-

Tính thời gian thực.

-

Phức tạp trong các phép chuyển đổi hệ tọa độ hoặc phép quay
trong các hệ quy chiếu: để giải quyết các nhiệm vụ trên vệ tinh.
Các thuật toán/phần mềm dự đoán tư thế vệ tinh thường được thực

hiện bởi các chip FPGA. Đây cũng là lý do quan trọng để lựa chọn các
thuật toán đơn giản, hiệu quả và tối ưu về phần cứng trên vệ tinh.
Các thuật toán hay phương pháp của bộ xác định tư thế vệ tinh
phải đảm bảo các yêu cầu sau đây:

-

Tính ổn định về hoạt động.

-

Độ tin cậy về kết quả đầu ra.

4


-

Có cơ chế phản ứng với các tình huống đặc biệt trên quỹ đạo như
nhiễu hay lỗi cảm biến.

-

Tối ưu về hiệu năng và tài nguyên hạn chế trên vệ tinh (nguồn
năng lượng, dung lượng bộ nhớ, năng lực xử lý).
Như vậy, việc nghiên cứu và đề xuất các phương pháp ước lượng

tư thế có khả năng thích nghi cao với môi trường làm việc đặc thù và
yêu cầu chặt chẽ là định hướng quan trọng trong công nghệ vệ tinh.
Việc triển khai các thuật toán thích nghi đòi hỏi phải cân nhắc về độ
ổn định và tính đơn giản về mặt tính toán để phù phù hợp với nguồn
tài nguyên hữu hạn. Do vậy, các cơ chế thích nghi đơn giản nhưng tối
ưu về mặt tính toán cần phải được lựa chọn. Đây cũng là ưu điểm của
cơ chế thích nghi bằng thuật toán logic mờ.
Từ những phân tích trên, tác giả đã lựa chọn nghiên cứu luận

án: “Ước lượng tư thế vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất bằng việc hợp
nhất hóa dữ liệu của cảm biến tốc độ góc và cảm biến sao”.
MỤC TIÊU CỦA ĐỀ TÀI LUẬN ÁN
Luận án được thực hiện với mục tiêu tổng quát là: nghiên cứu và
đề xuất một phương pháp ước lượng tư thế vệ tinh bằng việc hợp nhất
hóa dữ liệu các cảm biến sao và cảm biến tốc độ góc trên vệ tinh nhỏ
quan sát Trái đất có khả năng thỏa mãn các ràng buộc về phần cứng
và môi trường hoạt động của các phần cứng chuyên dụng trên vệ tinh.

5


CHƯƠNG 1 -

TỔNG QUAN

1.1. Tư thế vệ tinh
Thuật ngữ “tư thế vệ tinh” được sử dụng để nói về hướng trỏ của
vệ tinh trong một hệ quy chiếu đã cho và vận tốc góc của vệ tinh quanh
các trục trong hệ quy chiếu đó. Một vệ tinh làm việc trên quỹ đạo cần
phải đáp ứng được nhiều yêu cầu về hướng trỏ trong không gian như
hướng ăng-ten về phía trạm điều khiển trên mặt đất, hướng các tấm
pin Mặt Trời về phía Mặt Trời để nạp ắc-quy và định hướng thiết bị
chụp ảnh và đảm bảo độ chính xác khi chụp ảnh trên mặt đất.
Để có thể dự đoán và điều khiển được tư thế của vệ tinh theo nhiệm
vụ cụ thể lập trình sẵn thì phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh
(ADCS) cần phải có thông tin chính xác, tin cậy từ nhiều loại cảm biến
tư thế khác nhau như: cảm biến hướng mặt trời, cảm biến sao, cảm
biến tốc độ góc, cảm biến từ trường,… Điểm đáng lưu ý là mỗi loại
cảm biến tư thế này có rất nhiều đặc trưng khác nhau như tốc độ lấy

mẫu, độ chính xác, độ tin cậy, phép đo phụ thuộc và vị trí hiện tại của
vệ tinh. Do đó: Hợp nhất dữ liệu đa cảm biến là quá trình kết hợp
dữ liệu từ nhiều cảm biến khác nhau với mục đích cho ra kết quả cuối
cùng tốt hơn khi sử dụng từng cảm biến độc lập.
1.2. Các hệ tọa độ trong khảo sát chuyển động của vệ tinh
Để phân tích chuyển động của vệ tinh, ta cần xác định các hệ trục
toạ độ mô tả chuyển động của vệ tinh. Các hệ tọa độ này bao gồm hệ
tọa độ quán tính i , hệ toạ độ quỹ đạo LHLV o và hệ tọa độ vệ tinh

b . Trong luận án này, tác giả giả thiết vệ tinh là một vật rắn bay
quanh quỹ đạo hình tròn xung quanh trái đất.
6


1.3. Biễu diễn tư thế vệ tinh
Các phương pháp biểu diễn tư thế vệ tinh gồm có:
 Ma trận quay DCM (Direct Cosine Matrix)
 Phép quay RPY (Roll, Pitch, Yaw)
 Góc và trục quay Euler
 Biểu diễn tư thế vệ tinh bằng quaternion
 Các tham số MRP (Modified Rodrigues Parameters)
 Biểu diễn tư thế vệ tinh bằng các tham số Pivot (đây là phương
pháp mới hiện nay).
Sai lệch tư thế vệ tinh
Khi sử dụng quaternion ta xác định sai lệch tư thế q có dạng:
 v
q  qdq   d
 q4 d

q4 1  vd   v 

 
vTd   q4 

 q1d 
q 
trong đó
 v  là quaternion mong muốn
q d   2d    d 
 q3d   q4d 
 
 q4d 

và

 q1 
q 
v
q   2   
 q3   q4 
 
 q4 

là quaternion thực tế.

Do những ưu điểm của phương pháp biểu diễn tư thế bằng
quaternion, nên đây là phương pháp phổ biến và hiệu quả cho các thuật
toán xác định và tư thế trên vệ tinh nhỏ.
1.4. Các chỉ tiêu chính của phân hệ xác định và điều khiển tư thế
vệ tinh
Một số chỉ tiêu về xác định và điều khiển tư thế vệ tinh:

7


-

Các tham số về độ chính xác tư thế vệ tinh, bao gồm sai số về xác
định và sai số về điều khiển tư thế:
o Sai số chỉ hướng: là sai lệch góc trên từng trục giữa tư thế thực
của vệ tinh và tư thế mong muốn: (θreal  θcmd )
o Sai số ước lượng: là sai lệch trên từng trục giữa tư thế ước lượng
được và tư thế thực: (θ flt  θcmd )
o Sai số tốc độ góc: là sai lệch về tốc độ góc giữa tốc độ góc thực
của vệ tinh và tốc độ góc mong muốn: (ωreal  ωt arg et ) .

-

Độ ổn định về tư thế

-

Tốc độ đáp ứng: bao gồm tốc độ chuyển tiếp và tốc độ hội tụ.

-

Khả năng thích nghi và kháng lỗi.
Sai số về điều khiển tư thế ảnh hưởng đến độ chính xác về vị

trí chụp ảnh trên mặt đất và chất lượng hình học của ảnh thu được. Do
vậy, các yêu cầu về sai số và độ ổn định về hướng và điều khiển tư thế

vệ tinh luôn là chỉ tiêu quan trọng hàng đầu của các nhiệm vụ quan sát
Trái đất.
1.5. Thuật toán ước lượng tư thế và những ràng buộc trên vệ tinh
Thuật toán ước lượng tư thế trên vệ tinh sử dụng hai nguồn dữ liệu
đầu vào là cảm biến tốc độ góc và cảm biến sao. Do vậy, để xây dựng
và thiết kế được bộ ước lượng hiệu quả có khả năng thích nghi hay
kháng lỗi thì phải nghiên cứu tác động của từng loại cảm biến này lên
bộ dự đoán để xây dựng các kịch bản mô phỏng sát với thực tế. Các
trường hợp điển hình sau đây được nghiên cứu:
-

Đối với cảm biến tốc độ góc: tác động của độ trượt của cảm
biến và hỏng cảm biến

-

Đối với cảm biến sao: tác động của nhiễu và không đo được
tư thế (do ảnh hưởng bởi các vật sáng).
8


Một trong những đặc điểm và cũng là ràng buộc quan trọng của
thiết kế các hệ thống xác định và điều khiển tư thế của vệ tinh đó là tối
ưu với phần cứng có năng lực xử lý hạn chế.
Các kết quả nghiên cứu chỉ ra rằng, bộ lọc Kalman (cụ thể là bộ
lọc EKF) có ưu điểm vượt trội so với các phương pháp truyền thống
như TRIAD hay QUEST về tối ưu với phần cứng trên vệ tinh. Các
phương pháp thích nghi có khả năng áp dụng với điều kiện các thông
số kỹ thuật của vệ tinh biến động hoặc trong trường hợp các cảm biến
lỗi. Tuy nhiên, do các yêu cầu đặc thù của vệ tinh hoạt động trên quỹ

đạo với nhiều ràng buộc về độ tin cậy, độ chính xác và nguồn tài
nguyên tính toán hạn chế nên các phương pháp thích nghi vẫn chưa
được áp dụng phổ biến.
Trong các hệ thống điều khiển thì phương pháp logic mờ được sử
dụng rất phổ biến để thực hiện các cơ chế thích nghi. Logic mờ được
lựa chọn do những ưu điểm sau đây:
-

Tính linh hoạt, dễ hiều

-

Giao diện dễ sử dụng.
Tính toán đơn giản.

-

Dễ kiểm tra
Kết luận chương: Hiệu năng của chức năng ước lượng tư thế

nói riêng hay phân hệ xác định và điều khiển tư thế nói chung phụ
thuộc vào các yếu tố chính sau đây:
-

Phương pháp biểu diễn tư thế.

-

Ràng buộc trên vệ tinh.

-

Các thuật toán ước lượng tư thế.

9


CHƯƠNG 2 - MÔ HÌNH VỆ TINH VÀ CẢM BIẾN TƯ THẾ TRONG
BÀI TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH
1.6. Xây dựng mô hình động lực học của vệ tinh với các bánh xe
động lượng và điều khiển tư thế vệ tinh
2.1.1 Xây dựng mô hình động lực học của vệ tinh với các bánh xe
động lượng
Phương trình động lực học của vệ tinh như sau:

Với

hw là mô men động lượng của các bánh xe
Ne là lực tác động từ bên ngoài
Nc là lực điều khiển
Is là ma trận quán tính của vệ tinh
Nếu tách phần tử vô hướng q4, các phần tử còn lại của vec tơ tư
thế vệ tinh được gọi là vec tơ Gibbs

Chọn vec tơ trạng thái

Lực điều khiển đầu vào là u=Nc. Phương trình trạng thái của vệ
tinh như sau:
)
10

2.1.2

Luật điều khiển tư thế cho vệ tinh quan sát Trái đất

Để đơn giản trong quá trình nghiên cứu và mô phỏng, luật điều
khiển tư thế vệ tinh sau đây được lựa chọn:
u  K pqe - K dωe

Trong đó: u là lực yêu cầu để điều khiển tư thế vệ tinh, lực này được
tạo ra từ các bánh xe động lượng
K p , K d : các

hệ số điều khiển

qe , ωe : các sai số về hướng và tốc độ góc giữa giá trị ước lượng được
và giá trị mong muốn và được tính như sau:

Trong đó: qs, qr là các ma trận tư thế tức thời và tư thế mong muốn
ωe và ωr là các ma trận tốc độ góc tức thời và tốc độ góc mong muốn.
Trong chế đội duy trì hướng trỏ về Trái đấy thì nhiệm vụ của bộ
xác định và điều khiển tư thế vệ tinh là điều khiển và duy trì tốc độ
quay của vệ tinh theo trục pitch để quả vệ tinh luôn luốn hướng về trái
đất với:
0 

2*  (rad/s)
To

Và To là chu kỳ quay của vệ tinh quanh Trái đất
Đối với vệ tinh quat sát Trái đất có quỹ đạo đồng bộ mặt trời thì
chu kỳ To có thời gian khoảng 90 phút.

11


Ở chế độ chụp ảnh, tư thế vệ tinh được bám theo các quỹ đạo được
tính toán sẵn (có thể tính toán từ phần mềm dưới mặt đất gửi lên hoặc
tự động tính toán trên vệ tinh).
Mô hình vệ tinh được tuyến tính hóa quanh tốc độ góc hướng Trái
đất [0, -ωo, 0]:
x(t) = Ax(t) + Bu Nc (t) + Bd Ndist

Trong đó: x(t) là ma trận trạng thái và được xác định là [ω q h]
h mô men động lượng góc của các bánh xe động lượng
Nc lực yêu cầu
Ndist các lựa nhiễu động bên ngoài
A, B là các ma trận trạng thái.
Cảm biến tư thế vệ tinh

2.2
2.2.1

Cảm biến tốc độ góc
Mô hình theo ba trục của cảm biến này trong miền thời gian liên

tục như sau:

ω = ω + β + ηv

β = ηu
Trong đó: ω là tốc độ đo được, β là độ trôi theo thời gian và
ηu và ηv là

hai quá trình nhiễu trắng độc lập Gau-xơ có giá trị trung

bình bằng không.

2.2.2

Cảm biến sao

Cảm biến sao là một thiết bị quang học để xác định tư thế của vệ
tinh bằng cách chụp ảnh các sao với độ chính xác cao. Cảm biến sao

12


chụp ảnh các sao trong vũ trụ từ vệ tinh rồi so sánh với bản đồ sao sẵn
có trong thiết bị, từ sai số này thiết bị tính ra được tư thế của vệ tinh.
Cảm biến sao được mô tả như sau:
qs

q q

Trong đó:,
q s là

quaternion đầu ra của cảm biến sao,

q là quaternion thực tế
q là nhiễu của cảm biến, có kỳ vọng bằng không và

phương sai là :

E q s (t )

0

E q s (t )qTs (t )

σ 2s (t

)I 4 x 4

Kết luận chương: Mô hình đặc trưng của phân hệ ADCS mô tả
vệ tinh sử dụng các bánh xe động lượng làm cơ cấu chấp hành để điều
khiển tư thế của vệ tinh, đồng thời sử dụng các cảm biến tư thế đầu
vào là cảm biến sao và cảm biến tốc độ góc. Việc lựa chọn mô hình
với các cơ cấu chấp hành và cảm biến đo này nhằm đảm bảo tính thực
tế và xu hướng thiết kế của các vệ tinh quan sát Trái đất cỡ nhỏ.
CHƯƠNG 3 - ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH BẰNG HỢP NHẤT
DỮ LIỆU ĐA CẢM BIẾN
Xác định tư thế trên vệ tinh thực ra là một bài toán ước lượng tối
ưu từ các nguồn dữ liệu khác nhau. Thuật toán ước lượng này phải
đánh giá được mức độ tin cậy của từng nguồn dữ liệu đo từ từng cảm
biến đơn lẻ để từ đó đưa ra được một hệ số, còn gọi là độ tin cậy, để
từ đó làm cơ sở để hợp nhất các cảm biến.
13

Một số phương pháp ước lượng tư thế vệ tinh phổ biến:
 Ước lượng tư thế bằng sử dụng phương pháp trọng số
 Sử dụng bộ lọc Kalman mở rộng (Extended Kalman Filter - EKF)
 Sử dụng thuật toán QUEST (Quaternion Estimation)
 Ứng dụng phương pháp Pivot (phương pháp mới).
 Phương pháp thích nghi.
Phương pháp thích nghi đặc biệt có ý nghĩa trong trường hợp các
tham số của hệ thống không biết chính xác. Tuy nhiên, việc áp dụng
các phương pháp thích nghi vào các thuật toán trên vệ tinh có nhược
điểm là sử dụng thêm bộ nhớ, giảm tốc độ tính toán và tăng công suất
tiêu thụ. Đây cũng chính là các ràng buộc nhằm đảm bảo tính tức thời
của các thao tác điều khiển tư thế trên vệ tinh.
Kết luận chương: Trong chương này, tác giả đã trình bày mô hình
của bộ ước lượng tư thế ứng dụng cho vệ tinh quan sát Trái đất cỡ nhỏ.
Đồng thời, đã mô hình hóa được các bộ ước lượng tư thế sử dụng bộ
lọc Kalman và Kalman mở rộng. Đây chính là mô hình cơ bản để ứng
dụng cơ chế thích nghi nhằm nâng cao tính kháng lỗi của bộ ước lượng
tư thế nói riêng và của phân hệ xác định và điều khiển tư thế nói chung.
CHƯƠNG 4 - ĐỀ XUẤT PHƯƠNG PHÁP ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ BÙ
ĐỘ TRƯỢT CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC
4.1 Xây dựng bộ hợp nhất cảm biến tư thế có bù độ trượt
Vec-tơ trạng thái cho bộ dự đoán được lựa chọn như sau:

Trong đó: q=[q1 q2 q3 q4] là quaternion tư thế vệ tinh. β= [βx βy βz]
là vec-tơ độ lệch của cảm biến tốc độ góc.

14

Bộ hợp nhất dữ liệu bằng bộ lọc EKF được mô tả như sau:

Bảng 4.1. Bộ lọc EKF hợp nhất tư thế vệ tinh có bù độ trượt cảm
biến tốc độ góc
4.2 Kết quả mô phỏng
Các tham số đầu vào:
-

Ma trận quán tính của vệ tinh:
J

13.5

0

0

0

12.8

0

0

0

18.8

kg.m2

-

Nhiễu của cảm biến sao: [96” 16” 16”] (lần lượt theo các trục
X,Y và Z) (3σ)

-

Tốc độ trượt của cảm biến tốc độ góc: 6o/h.

-

Nhiễu ngẫu nhiên của cảm biến tốc độ góc (ARW): 0.15o/ h
.

-

Tốc độ góc trỏ hướng Trái đất:
𝑟𝑎𝑑/𝑠 (với chu kỳ quay
90∗60
của vệ tinh: T=90 phút)

-

Tốc độ góc mong muốn khi chụp ảnh: [-0.0036
0.0032] rad/s

-

Giai đoạn chụp ảnh: To+200 đến To+300 (giây).

2∗𝜋

15

-0.0074


-

Mo men tác động bên ngoài: τ=[0 0 0];

-

Điều kiện ban đầu: x=[1 0 0 0 0 0 0];

-

Thuật toán điều khiển: PID

-

Góc mong muốn điều khiển đến: quay vệ tinh quanh trục
quay (roll) một góc 30o.

4.2.1

Kết quả mô phỏng phương pháp ước lượng bằng trọng số

Hình 4.1. Kết quả ước lượng tư thế vệ

Hình 4.2. Sai số trỏ hướng của vệ tinh

tinh (Roll, Pitch, Yaw) bằng phương

phương pháp ước lượng tư thế bằng

pháp trọng số.

phương pháp trọng số

Hiệu năng của phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh
được thể hiện bằng các chỉ số về sai số chỉ hướng:
Trục/chỉ số

Roll (rad)

Pitch (rad)

Yaw (rad)

Giá trị trung

0.0003805

0.0007924

0.0005978

0.0002736

0.0004816

0.0003729

bình (mean)
Độ lệch chuẩn
(std)

Bảng 4.2 Bảng xác định độ chính xác trỏ hướng của vệ tinh khi sử
dụng phương pháp ước lượng tư thế bằng trọng số.

16


4.2.2

Kết quả mô phỏng phương pháp ước lượng bằng bô lọc
Kalman mở rộng

Hình 4.3. Kết quả ước lượng tư thế (Roll,

Hình 4.4. Sai số trỏ hướng của vệ tinh khi

Pitch, Yaw) có bù độ trượt cảm biến tốc

dùng bộ lọc Kalman mở rộng có bù độ

độ góc bằng bộ lọc Kalman mở rộng

trượt cảm biến tốc độ góc.

Các chỉ số đánh giá độ sai số chỉ hướng của vệ tinh khi sử
dụng thuật toán điều khiển tư thế có sử dụng bộ lọc EKF để bù độ trượt
như sau:
Trục/chỉ số

Roll (rad)

Pitch (rad)

Yaw (rad)

Giá trị trung bình (mean)

-4.81 e-05

1.48 e-06

-1.66 e-05

Độ lệch chuẩn (std)

0.0001515

0.0001493

0.0001348

Bảng 4.3 Bảng xác định độ chính xác trỏ hướng của vệ tinh khi sử

dụng phương pháp ước lượng tư thế có bù độ trượt của cảm biến tốc
độ góc.
Kết luận chương: Đánh giá hai thuật toán ước lượng tư thế: sử
dụng trọng số và bù độ trượt của cảm biến tốc độ góc. Kết quả cho
thấy, bộ lọc Kalman nếu được sử dụng hợp lý hoàn toàn có khả năng
ước lượng và bù độ trượt của cảm biến tốc độ góc, từ đó tăng tính tin
cậy và kháng lỗi của phân hệ xác định và điều khiển tư thế của vệ tinh.

17


CHƯƠNG 5 - ĐỀ XUẤT THUẬT TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ
KHÁNG LỖI TRÊN VỆ TINH QUAN SÁT TRÁI ĐẤT
5.1

Thiết kế bộ hợp nhất dữ liệu tư thế vệ tinh sử dụng bộ lọc
Kalman
Bộ dự đoán tư thế (GSE) hoạt động dựa trên nguyên lý lọc

Kalman ước lượng trạng thái của hệ thống:
Khởi tạo

q(0)

q0

β(0)

β0

Dự đoán tư thế dựa trên phương

ωk

ω k ,Gyro

trình động học.

βˆ k

1

βˆ k

qˆ k

1

qˆ k

ωk ,Gyro : số đo từ cảm biến gyro

Tính toán sai số bằng cách nhân

1

zk

βˆ k

q(ω k 1 )

2qk , SST

1

qˆ k

1

(quaternion) giữa giá trị đo SST và
tư thế dự đoán
qk , SST : giá trị đo SST.

Hiệu chỉnh tư thế và độ trượt

Xk ,Cor

-

Hệ số hiệu chỉnh tư thế qk ,Cor

-

Hệ số hiệu chỉnh độ trượt gyro
dk ,Cor

q k ,Cor
d k ,Cor

qˆ k

1, Cor

qˆ k

βˆ k

1,Cor

βˆ k

1

K GSE z k

1

q k ,Cor
d k ,Cor

5.2 Sử dụng thuật toán fuzzy để điều chỉnh bộ hợp nhất dữ liệu
Đề xuất sử dụng thuật toán fuzzy logic để giám sát và bù các
thông số

Q k và R k của

bộ lọc:
Qk _ new

Q0

2( k 1)

R k _ new

R0

2( k 1)

(5.1)

18


Trong đó
thông thường,

1 là hệ số điều chỉnh, nếu

Q0 , R 0 là

1 thì là bộ lọc EKF

các ma trận hằng số.

Thuật tuán fuzzy sẽ được xây dựng với hai đầu vào là giá trị
trung bình và phương sai của sai số thặng dư, đầu ra sẽ là hệ số hiệu
chỉnh

.

Khởi tạo

q(0)

q0

β(0)

β0

P ( k0 )

P0

R ( k0 )

R0

Dự đoán tư thế dựa trên phương

ωk

trình động học.

βˆ k

1

βˆ k

qˆ k

1

qˆ k

ωk ,Gyro : số đo từ cảm biến gyro

Tính toán sai số bằng cách nhân

zk

qk , SST : giá trị đo SST.

1

q(ω k 1 )

2q k , SST

qˆ k

1

FLO(var( z k 1 ), mean( z k 1 ))

(quaternion) giữa giá trị đo SST
và tư thế dự đoán

βˆ k

ω k ,Gyro

1

Pk +1 = (I - K k,GSE )Pk
Rk = Ro

( 2( k 1))

K k +1,GSE = Pk +1 / (Pk +1 + R k )

FLO: hàm đánh giá
Hiệu chỉnh tư thế và độ trượt
5.3

Hệ số hiệu chỉnh tư thế

Xk ,Cor

q k ,Cor
d k ,Cor

qk ,Cor

qˆ k

1,Cor

qˆ k

Hệ số hiệu chỉnh độ trượt
gyro dk ,Cor

βˆ k

1,Cor

βˆ k

1

Kk

1,GSE

zk

1

q k ,Cor
d k ,Cor

Đề xuất cơ chế kháng lỗi cho ước lượng tư thế trên vệ tinh
quan sát Trái đất
Dựa trên các kết quả nghiên cứu trên, cơ chế kháng lỗi được

đề xuất cho bộ hợp nhất tư thế vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất như sau:

19


Khi cảm biến tốc độ góc hoạt động bình thường: Số đo của cảm

-

biến tốc độ góc được dùng để tính tư thế vệ tinh.
Khi số đo cảm biến tốc độ góc suy giảm nghiêm trọng: Vận tốc

-

góc tham chiếu được sử dụng thay cho số đo của con quay. Trong
trường hợp số đo cảm biến sao bị gián đoạn trong một khoảng thời
gian vượt quá giới hạn cho phép (do các hạt tích điện, do bị lóa…),
số đo của cảm biến tốc độ góc sẽ được chọn để tính tư thế vệ tinh.
Khi cảm biến tốc độ góc hỏng: Vận tốc góc tham chiếu được sử

-

dụng thay cho số đo của cảm biến tốc độ góc. Trong trường hợp
số đo cảm biến sao bị gián đoạn trong một khoảng thời gian vượt
quá giới hạn cho phép, tích phân của phương trình động lực học
vệ tinh sẽ được chọn để tính tư thế vệ tinh.
Mô phỏng

5.4
5.4.1

Mô phỏng vệ tinh ở chế độ tiêu chuẩn

Các thông số vệ tinh:
-

Ma trận quán tính của vệ tinh:
J

13.5

0

0

0

12.8

0

0

0

18.8

kg.m2

-

Nhiễu của cảm biến sao: [96’ 16‘ 16’] (3σ)

-

Tốc độ trượt của cảm biến tốc độ góc: 6o/h.

-

Nhiễu ngẫu nhiên của cảm biến tốc độ góc (ARW): 0.15o/ h

-

Tốc độ góc chỉ Trái đất: 2*pi/(90*60) rad/s (To=90 phút)

-

Tốc độ góc mong muốn khi chụp ảnh: [-0.0036 -0.0074
0.0032] rad/s

-

Giai đoạn chụp ảnh: To+200 đến To+300 (giây).

20


-

Mo men tác động bên ngoài: τ=[0 0 0];
Điều kiện ban đầu: x=[1 0 0 0 0 0 0];
Kết quả mô phỏng bộ lọc Kalman như sau:

Hình 5.1. Kết quả mô phỏng bằng EKF

Hình 5.2. Kết quả mô phỏng khi có

khi bị nhiễu

bù bằng thuật toán fuzzy

5.4.2

Mô phỏng vệ tinh ở chế độ chụp ảnh
Kịch bản như sau:

-

Hướng vệ tinh bắt đầu chụp ảnh: [-10; 25; 20] o

-

Tốc độ góc của vệ tinh khi chụp ảnh [-0.0035 -0.0073 0.0034]
rad/s;

- Thời gian chụp ảnh: Trong khoảng thời gian 100-200 (giây)
Kết quả mô phỏng:
1. Khi không có tác động nhiễu lên cảm biến:

Hình 5.3. Tư thế vệ tinh khi chụp ảnh

Hình 5.4. Tốc độ góc của vệ tinh khi

chụp ảnh

2. Khi có tác động của nhiễu

21


Hình 5.5. Tư thế vệ tinh khi chụp

Hình 5.6. Sai số xác định tư thế vệ

ảnh

tinh

3. Hiệu chỉnh bằng thuật toán kháng lỗi

Hình 5.7. Tư thế vệ tinh khi áp dụng

Hình 5.8. Tốc độ góc của vệ tinh

thuật toán kháng lỗi

khi áp dụng thuật toán kháng lỗi

Kết luận chương: Bộ lọc EKF rất hiệu quả khi biết rõ các tham
số của hệ thống và các quá trình nhiễu. Tuy nhiên trong thực tế có rất
nhiều các tham số không xác định nên mô hình này không thật sự hiệu
quả. Điều này càng được khẳng định khi hệ thống sử dụng nhiều loại
cảm biến khác nhau với các hệ số tin cậy không cố định (như hiện

tượng mất dữ liệu). Để khắc phục các bất thường này, thuật toán fuzzy
được áp dụng để đánh giá độ tin cậy của hệ thống từ đó có những hiệu
chỉnh phù hợp với xu hướng biến động và từ đó làm cơ sở để xây dựng
các bộ hợp nhất kháng lỗi thích nghi.

22


KẾT LUẬN
1. Về các phương pháp ước lượng tư thế vệ tinh: Ở môi trường hoạt
động bình thường thì thuật toán sử dụng bộ lọc Kalman thông thường
thể hiện hiệu quả về độ chính xác, tốc độ tính toán và đặc biệt là tính
đơn giản, gọn nhẹ, phù hợp để triển khai trên các phần cứng trên vệ
tinh với nguồn tài nguyên hạn chế.
2. Cơ chế thích nghi bằng thuật toán mờ của bộ ước lượng thể hiện
hiệu quả trong các trường hợp sau đây: chất lượng đo của cảm biến bị
suy giảm do ảnh hưởng của nhiễu đo (cảm biến hình ảnh của cảm biến
sao) hoặc do tích lũy nhiễu (độ trượt của cảm biến tốc độ góc). Khi
chất lượng tín hiệu đo không còn đủ độ tin cậy (cảm biến hỏng hoặc
nhiễu quá lớn) thì cơ chế thích nghi thực hiện nhiệm vụ như một bộ
giám sát để kích hoạt cơ chế kháng lỗi của bộ ước lượng.
3. Cơ chế kháng lỗi của bộ ước lượng tư thế vệ tinh: khi các giá trị đo
của cảm biến không còn sử dụng được thì bộ ước lượng sẽ sử dụng
các dữ liệu thay thế như: sử dụng số liệu đo của cảm biến còn sử dụng
được để ước lượng dữ liệu thay thế cho cảm biến bị lỗi; hoặc sử dụng
các dữ liệu tính toán sẵn (hướng và tốc độ góc mong muốn). Do điều
kiện hoạt động khắc nghiệt và tiêu chí an toàn cho vệ tinh, nên cơ chế
kháng lỗi chỉ đảm bảo hoạt động của vệ tinh trong một phạm vi nhất
định, về sai số gây ra do nhiễu hoặc các yếu tố bất định trên quỹ đạo
nên vệ tinh sẽ chuyển về chế độ an toàn (safe mode) khi một trong các

ngưỡng này bị vi phạm. Các giá trị ngưỡng liên quan này đòi hỏi phân
tích và tính toán rất kỹ dựa trên các thông số chính xác của quả vệ tinh
và thiết kế hệ thống.

23


KIẾN NGHỊ
-

Nghiên cứu chuyên sâu về các thuật toán xác định tư thế tối ưu
giữa hiệu năng và nguồn tài nguyên trên vệ tinh. Đặc biệt mô
phỏng trên các thiết bị phần cứng như các chip FPGA hoặc SoC
(System on Chip).

-

Nghiên cứu về ứng dụng phương pháp biểu diễn tư thế vệ tinh
bằng các tham số Pivot. Đây là một phương pháp hoàn toàn mới
cần nghiên cứu để đánh giá khả năng áp dụng cho phân hệ xác
định và điều khiển tư thế vệ tinh.
NHỮNG ĐÓNG GÓP MỚI CỦA LUẬN ÁN

-

Luận án này là công trình nghiên cứu liên quan đến thiết kế và mô
phỏng cho phân hệ ước lượng tư thế nói riêng và xác định và điều
khiển tư thế nói chung cho vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất gắn với
các thông số và kịch bản thực tế. Luận án có những đóng góp mới
như sau:

-

Trên cơ sở chức năng, hoạt động và đặc tính kỹ thuật của các cảm
biến sao và cảm biến tốc độ, tác giả đã đề xuất giải pháp hợp nhất
dữ liệu để ước lượng tư thế của vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất một
cách chính xác và tin cậy, với các thuật toán đơn giản dễ triển khai
trên các thiết bị trên vệ tinh (với nhiều ràng buộc về năng lượng,
dung lượng bộ nhớ và năng lực xử lý).

-

Đề xuất phương pháp kháng lỗi cho hợp nhất dữ liệu, cơ chế thích
nghi sử dụng fuzzy logic nhằm đảm bảo bộ ước lượng tư thế hoạt
động hiệu quả và tin cậy trong các trường hợp chất lượng đo của
các cảm biến bị suy giảm, không đủ tin cậy như độ trượt của cảm
biến tốc độ, mất tín hiệu của cảm biến sao.
24