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

MỞ ĐẦU Việc giám sát và điều khiển chuyển động và tư 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

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

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

MỤC LỤC 1

DANH SÁCH HÌNH 3

DANH SÁCH BẢNG 6

BẢNG THUẬT NGỮ VÀ KÝ HIỆU VIẾT TẮT 7

MỞ ĐẦU 9

CHƯƠNG 1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ 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 tư 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 tư thế và điều khiển tư thế 28

1.3.4 Hệ ADCS của một số vệ tinh nhỏ QSTĐ 29

1.4 Ứng dụng phương pháp mô phỏng trong thiết kế và chế tạo hệ thống ADCS 30

1.4.1 Phương pháp mô phỏng 30

1.4.2 Thiết bị mô phỏng ADCS và quá trình thiết kế chế tạo hệ thống ADCS 31

CHƯƠNG 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 hướng 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

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 ưu điểm chính 71

CHƯƠNG 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 lượng 75

4.2.4 Bộ mô phỏng cảm biến hướng mặt trời SS-1 76

CHƯƠNG 5 KẾT LUẬN 79

TÀI LIỆU THAM KHẢO 81

Phụ lục: i

Một số hệ thống AOCS/ADCS đang được sử dụng trên các vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất i

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 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 tư 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 hướng sao 22

Hình 1.7 Cảm biến hướng 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 trượt khối lượng 42

Hình 2.13 Sơ đồ mạch công suất điều khiển thanh trượt 42

Hình 2.14 Hệ thống điều khiển dùng bánh xe động lượng 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 phương 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 2.21 Bàn gá trước 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 thước 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 đường cong tải lý thuyết và thực nghiệm đo 73

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 lượng 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 lượng) 76

Hình 4.9 Thử nghiệm bộ mô phỏng cảm biến hướng mặt trời SS-1 77

Bảng 1.1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật 17

Bảng 1.2 Các phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh 18

Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hướng 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 hướng thu nhận trên máy tính 78

Bảng 5.1: Bảng thông số đặc tính kỹ thuật của bộ mô phỏng ADCS cải tiến 79

Ký hiệu Viết tắt Tiếng Việt Tiếng Anh

AOCS Hệ thống điều khiển tư thế và qũy

ADS Hệ thống xác định tư thế Attitude Determination System

ACS Hệ thống điều khiển tư thế Attitude Control System

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 phương vị

azimuth-elevation coordinate system

Earth sensor, horizon sensor con quay [hồi chuyển] gyro, gyroscope

thanh từ lực, bộ tạo momen từ [trường]

magnetic torquer

magnetometer từ kế, cảm biến từ trường trương động (của con quay, của

MỞ ĐẦU

Việc giám sát và điều khiển chuyển động và tư 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 tư thế của vệ tinh trong phạm vi cho phép theo thiết kế và tạo điều kiện cần thiết để thiết bị payload thực hiện được chức năng quan sát, anten của hệ thống truyền dữ liệu có hiệu quả và pin mặt trời làm việc bình thường

Để giám sát và điều khiển chuyển động và tư thế vệ tinh cần xem xét 3 phân hệ của vệ tinh: phân hệ xác định và điều khiển tư 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 được phân tích tương 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, đưa vệ tinh vào quỹ đạo định trước 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 tư 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 được 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 tư thế vệ tinh khi bay sẽ vẫn giữ nguyên

tư thế ban đầu trong hệ tọa độ quán tính Ngoài ra, chuyển động của vệ tinh có thể bị nhiều yếu tố bên ngoài như mômen do gradient trọng trường 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 tư thế ban đầu Chức năng chính của ADCS là xác định chính xác tư thế của

vệ tinh tại mọi thời điểm, ổn định chuyển động của vệ tinh khi bị nhiễu động và điều khiển nó về tư thế mong muốn (chẳng hạn hướng ống kính vệ tinh quan sát một vùng xác định trên mặt đất), hơn nữa phải làm được các điều đó một cách tối ưu, nghĩa là phải đạt độ chính xác cần thiết và tiêu tốn thời gian, năng lượng it nhất Điều này đương 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 đưa 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) được thực hiện chủ yếu nhờ hệ thống động cơ phản lực Trong khi đó, điều khiển tư 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, người ta thường không quan tâm đến quỹ đạo của

vệ tinh nữa mà chỉ tập trung vào việc xác định và điều khiển tư thế của nó Do đó

trong các tài liệu đề cập đến bài toán này thường 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 ước lượng và lập lệnh điều khiển, khối các cơ cấu chấp hành Khối cảm biến xác định các tham số về tư thế của vệ tinh, trên cơ sở đó khối ước lượng và lập lệnh điều khiển tạo ra các tín hiệu điều

khiển tương 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 được giám sát bởi các cảm biến của vệ tinh tạo thành vòng điều khiển kín của ADCS theo nguyên lý điều khiển tư thế vệ tinh như sau:

Như vậy, việc thiết kế một hệ ADCS tối ưu 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 đưa vệ tinh về tư thế mong muốn sau thời gian chấp nhận được, với tiêu hao năng lượng 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 như 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 lượng 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

Phương pháp chủ yếu để phân tích và thiết kế hệ AOCS là phương pháp mô hình hoá toán học và mô phỏng Đương nhiên, để nghiên cứu bài toán xác định và điều khiển quỹ đạo vệ tinh phải hoàn toàn sử dụng phương pháp tính toán và mô phỏng trên máy tính Trong khi đó, đối với bài toán điều khiển tư thế, người 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 dưới mặt đất các chức năng

chính của hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh theo thiết kế, đặc biệt là thử nghiệm

và tối ưu hoá các thuật toán điều khiển, trước khi lắp đặt cho vệ tinh để phóng lên không gian Các hệ mô phỏng này cũng được 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 được đặc biệt quan tâm nghiên cứu trong 20 năm gần đây tại nhiều trường 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 tư thế vệ

tinh” nhằm các mục tiêu & nội dung chính sau đây:

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 tư 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, thường được gọi là bộ mô phỏng (simulators) hoặc bàn thử nghiệm (test-bed), được 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 trưng 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 trường trái đất hoặc ánh sáng mặt trời Để mô phỏng điều kiện cơ học trên quỹ đạo, phương pháp được sử

dụng hiệu quả nhất cho đến nay là khớp cầu đệm khí (air-bearing), trong đó mô hình

vệ tinh được đặt đúng trọng tâm trên một khớp cầu chuyển động xoay hầu như 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 được 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 như 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 được đặt ra và bước đầu tiếp cận giải quyết ở nước ta hiện nay

Trong bản luận văn thạc sĩ này sẽ trình bày tổng hợp các kết quả đạt được theo các nội dung nghiên cứu của luận văn đã nêu trên đây, đồng thời đề xuất các phương hướng tiếp tục nghiên cứu về chủ đề ADCS trong thời gian tới

CHƯƠNG 1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU

KHIỂN TƯ 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 trước, các vệ tinh được phóng đều thuộc loại nhỏ, trọng lượng dưới 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 được trang bị các thiết bị quan sát ngày càng tối tân với thời gian sống ngày càng dài, dẫn đến khối lượng của vệ tinh ngày càng lớn Ví dụ, bắt đầu năm 1972 với vệ tinh Landsat 1 có trọng lượng gần 1000kg được 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 lượng trên 2000kg -2200kg Các vệ tinh quan sát trái đất của Châu Âu như ERS (ESA), sêri vệ tinh Spot của Pháp, sêri vệ tinh IRS của Ấn Độ, RESURS của Nga, v.v đều có trọng lượng trên dưới 2000kg Các vệ tinh quan sát trái đất của Nhật như Adeos, Adeos II và Alos phóng trong thời gian 1996-2006 có trọng lượng 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 thước 26m x 10m x 5m nặng 8.5 tấn, được 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 cường quốc vũ trụ như Mỹ, Châu Âu, Nga, Trung quốc, Ấn Độ

và Nhật Bản (xem Hình 1.1)

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 thước ngày một nhỏ nhẹ nhưng với tính năng kỹ thuật không hề thua kém các thiết bị to nặng trước đây Từ đó, các vệ tinh nhỏ quan sát trái đất thế hệ mới

ra đời và nhanh chóng trở thành một hướng 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) được coi là một trong những chiếc nôi đầu tiên của các vệ tinh nhỏ thế hệ mới Do các vệ tinh nhỏ có ưu thế vượt trội về chi phí sản xuất rẻ, thời gian chế tạo ngắn và giá phóng hợp lý vì có khối lượng nhỏ và thường được phóng kèm với các vệ tinh lớn (piggy-

back), các cường 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 ưu 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 nước nhỏ hiện chưa có nền công nghiệp vũ trụ phát triển Lần lượt các nước như 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 được chế tạo và đưa lên quỹ đạo

Tính năng kỹ thuật của các vệ tinh nhỏ được cải tiến và nâng cao rất nhanh: nếu các vệ tinh cách đây 5-8 năm (như Beijing-1 (2005), UK-DMC (2003), NigeriaSat-1 (2003), BilSat-1 (2003), …) được trang bị phổ biến các payload quang học có độ phân giải không gian 32m MS/10m PAN, thì các vệ tinh nhỏ được thiết kế và phóng gần đây (như Thailand/Theos (2009), Algeria/Alsat-2A (2010), Malaysia Razaksat (2010), Chile/SSOT (2011), ) đều đã được 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 lượng 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 lượng vài gram MVS được dùng để chụp ảnh các vệ tinh khác trên quỹ đạo Các vệ tinh pico chỉ nặng chừng 1kg, hình lập phương kích thước mỗi cạnh 10cm nên được gọi là CubeSat Loại vệ tinh này được các trường đại học nhiều nước trên thế giới quan tâm phát triển và sử dụng chúng như những phương 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 bước đầu được trang bị các loại cảm biến mặt trời và bánh xe phản lực siêu nhỏ làm nhiệm vụ xác định và điều khiển tư 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 được chế tạo bằng cách lắp ráp nhiều bộ phận (phân hệ) khác nhau nhưng 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) như mô tả trong Hình 1.2 Sau đây chúng tôi dùng các thuật ngữ

playload và platform vì các từ dịch chưa mô tả đủ nội hàm của các thuật ngữ tiếng

Anh

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 thưc hiện các nhiệm vụ xác định

trước: 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 như 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 lượng lớn, khó đưa lên vệ tinh Do đó, phần lớn các bộ cảm biến viễn thám trên vệ tinh quan sát Trái Đất thường 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 thường (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 như hệ thống anten và hệ thống pin Mặt Trời Phân hệ này phải đảm bảo chịu được các tác động cơ học và môi trường, đặc biệt trong các giai đoạn phóng và đưa 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 trường đối với vệ tinh thường 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 trường chân không, nhiệt độ thay đổi lớn, bức xạ vũ trụ… Vật liệu được 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 được 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 thường ít sử dụng vì tiêu tốn năng lượng, 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

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 thường được 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 đất1; - 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 được và truyền cho các phân hệ khác trên vệ tinh; - Xử lý các dữ liệu của payload thu được (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 lượng điện để payload và các phân hệ trên vệ tinh hoạt động Phân hệ này thường 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 tư thế vệ tinh phù hợp để đảm bảo tư 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 như

một chất điểm – toàn bộ khối lượng được giả thiết là tập trung ở tâm khối Khi xét đến

tư thế vệ tinh ta phải coi vệ tinh như 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 trước lúc bay qua Bắc Ninh cần ra lệnh cho camera (hoặc cả vệ tinh) nghiêng về phía để có thể chụp ảnh được khu vực Hà Nội Ví dụ khác: tác động của từ trường Trái Đất hoặc của bức

xạ Mặt Trời ảnh hưởng đến tư 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 thường xảy ra trong thời gian dài (vài chục phút đến vài ngày) còn điều khiển tư thế thì thường xảy ra nhanh hơn (trong vài chục giây đến vài phút) Về mặt thiết bị, để điều khiển hoặc hiệu chỉnh quỹ đạo thường phải sử dụng các động cơ phản lực và tốn năng lượng khá nhiều Trong khi đó để điều khiển tư thế vệ tinh trên quỹ đạo có thể dùng các cơ cấu chấp hành để tạo mômen điều khiển nhỏ và tốn ít năng lượng

Vì vậy, khi nghiên cứu các phân hệ của vệ tinh, đôi khi người ta tách riêng phân

hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem, có chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo) và phân hệ điều khiển tư thế (ADCS-Attitude Determination and Control Subsystem) Gần đây,

thuật ngữ AOCS (AOCS – Attitude and Orbit Control Subsystem) được 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 được sử dụng cho cả 2 chức năng - hiệu chỉnh quỹ đạo và điều khiển tư 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 tư thế thì các động cơ phản lực hoạt động như một

cơ cấu chấp hành của phân hệ ADCS, tạo ra vectơ lực đẩy theo các hướng ngược nhau

1 Các thông tin này thường được gọi là dữ liệu đo xa (telemetric data) dễ gây hiểu nhầm là dữ liệu “đo

cự ly” hoặc “đo khoảng cách” nhưng thực ra đây là thông tin viễn trắc (được đo từ xa).

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 thường PS dành ưu tiên hơn cho chức năng điều khiển quỹ đạo Điều này sẽ trình bày kỹ hơn dưới 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 tư 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 tư thế vệ tinh, trong đó phân hệ đẩy cũng được sử dụng như một cơ cấu chấp hành tạo mômen quay (tuy nhiên với lưu ý là phân hệ đẩy chủ yếu được sử dụng để điều khiển quỹ đạo) Để tránh hiểu lầm, cũng có khi chúng ta sẽ dùng thuật ngữ AOCS/ADCS, người đọc sẽ vận dụng tuỳ theo ngữ cảnh của vấn đề

để đảm bảo quỹ đạo vệ tinh như thiết kế Ngoài ra, như vừa nêu ở trên, phân hệ này thường được sử dụng như một trong các hệ thống cơ cấu chấp hành của phân hệ điều khiển tư thế vệ tinh

Đối với vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất, phân hệ đẩy thường có những nhiệm vụ sau:

- Chuyển đổi quỹ đạo (orbit transfer) được thực hiện sau khi tên lửa đẩy đưa vệ tinh vào quỹ đạo với sai số nhất định, vì vậy cần hiệu chỉnh quỹ đạo để đạt được các tham số trong phạm vi cho phép; sai số ban đầu càng lớn thì càng tốn nhiều năng lượng để hiệu chỉnh quỹ đạo;

- Duy trì quỹ đạo (orbit correction hoặc station keeping) được thực hiện sau từng khoảng thời gian nhất định (thông thường một năm không quá 10 lần, tuỳ theo hoạt động của Mặt Trời ảnh hưởng đến tầng ngoại quyển của Trái Đất);

- Huỷ quỹ đạo (deorbitation) được 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 ước quốc tế) Quá trình huỷ quỹ đạo cũng khá tốn kém về mặt năng lượng (chiếm khoảng 1/3 tổng nhiên liệu dự trữ trên vệ

tinh)

Về mặt cấu tạo và nguyên lý hoạt động, phân hệ đẩy thường 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 lượng bị đẩy ra (luồng phụt) thì sẽ có một lực tác dụng theo hướng ngược lại Nguồn năng lượng để tạo ra luồng phụt thường là năng lượng do phản ứng hoá học tạo ra Cũng có thể sử dụng các nguồn năng lượng khác như khí nén, đồng vị phóng xạ hoặc năng lượng điện (luồng phụt dưới 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, nhưng để hoạt động bình thường, chúng đều cần đến 7 phân hệ trên

1.2.2 Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tư thế (ADCS)

Như đã nêu trong phần mở đầu, đối tượng nghiên cứu chính của luận văn là hệ thống xác định và điều khiển tư thế vệ tinh, viêt tắt là ADCS, có chức năng xác định

chính xác tư thế của vệ tinh tại mọi thời điểm và điều khiển nó về tư thế mong muốn một cách tối ưu Đối với các vệ tinh nhỏ (dưới 500kg), ADCS thường phải đáp ứng các yêu cầu sau đây:

- Phải đảm bảo độ chính xác cần thiết;

- Đảm bảo tiêu hao năng lượng ít nhất, kích thước và khối lượng ít nhất trong phạm vi có thể;

- Đảm bảo độ tin cậy cao nhất có thể trong môi trường vũ trụ, có khả năng làm việc liên tục trong thời gian dài;

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

hình

Nhận xét

lúc bị Trái Đất che khuất

thường phải quét, giá khá cao

đạo; Chỉ dùng được cho quỹ đạo thấp; Độ chính xác không cao

Cảm biến hướng sao 1 arcsec-1 arcmin

(1 arcmin = 1/60 của 1độ)

1.2.2.2 Phân hệ điều khiển tư thế:

Bảng 1.2 Các phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh

Phương pháp

xác

Số trục điều khiển

Phương pháp

điều khiển

Độ chính xác

Số trục điều khiển

Điều khiển tư thế vệ tinh được chia làm 2 phương pháp chính, đó là điều khiển

thụ động (passive control) và điều khiển tích cực (active control) Phương pháp điều

khiển thụ động không có cơ cấu chấp hành, được sử dụng cho các vệ tinh có nhiệm vụ không cần độ chính xác cao, như vệ tinh ổn định tự quay (spin stablization), vệ tinh ổn định theo gradient trọng trường trái đất (gravity gradient stablization) và vệ tinh ổn định bằng nam châm vĩnh cửu Điều khiển thụ động không tiêu tốn năng lượng, tương đối đơn giản và rẻ tiền Phương pháp điều khiển tích cực là sử dụng các cơ cấu chấp hành gắn trên vệ tinh như các thiết bị đẩy, các bánh xe đối ngẫu hay thanh từ lực để thay đổi các góc xác định tư thế vệ tinh Phương pháp này được sử dụng đối với các vệ tinh quan sát Trái Đất, khi cần hướng 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 phương pháp điều khiển

tư 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 tư 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

Hình 1.3 Sơ đồ nguyên lý điều khiển tư thế vệ tinh

Như 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 tư thế vệ tinh và phần mềm lập lệnh để điều khiển tư thế vệ tinh) Với các máy tính ngày nay có tốc độ tính toán nhanh và bộ nhớ lớn, các phần mềm này thường được 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 người ta thường không xếp OBC riêng vào phân hệ nào

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 như 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 lượng và số

lượng 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 hướng xuyên tâm -

thường gọi là hướng nadir), sai số 1 độ của trục quang học sẽ tương ứng với sai số

định vị trên mặt đất khoảng hơn 12 km Khi nhìn lệch so với hướng xuyên tâm thì sai

số định vị sẽ lớn hơn Như vậy, trong ví dụ trên, nếu muốn đạt độ chính xác định vị khu vực chụp đến 10m thì sai số hướng trỏ trục quang học của camera phải nhỏ hơn

tinh càng cao Thông thường các vệ tinh quan sát Trái Đất có độ chính xác hướng trỏ vào khoảng 10-3 đến 10-1 độtuỳ theo mục đích sử dụng Ngoài ra, để có thể chụp ảnh

được rõ nét, hệ thống ADCS phải duy trì tư thế vệ tinh ổn định, tránh làm camera bị độ rung lắc mạnh (dao động tần số cao-jitter) Một thông số đặc trưng 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 hướng trỏ là 0,1 độ/s Tốc

độ này càng nhanh thì vệ tinh được sử dụng càn linh hoạt hơn và diện tích trên mặt đất

mà vệ tinh có khả năng chụp được 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 thường tốc độ đổi hướng 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 hướng trỏ đối với góc chúc ngóc (roll) và góc nghiêng (pitch) không nhất thiết phải như nhau Ví dụ, theo thiết kế, độ chính xác và tốc độ đổi hướng trỏ của payload quang học của vệ tinh VNREDSat-1 được mô tả trong Bảng dưới đây:

Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hướng trỏ của payload quang học của vệ tinh

Cảm biến từ kế đo vectơ từ trường Trái Đất (theo nguyên lý đơn giản như la bàn từ

- magnetic compass), có khác là la bàn chỉ xác định vectơ từ trường trong mặt phẳng ngang địa phương, còn từ kế trên vệ tinh xác đinh cả góc chúc ngóc (so với mặt phẳng ngang địa phương) 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 người ta có thể dùng cơ sở dữ liệu về từ trường Trái Đất ở các toạ độ khác nhau nạp vào máy tính trên khoang

Cảm biến con quay loại 3 bậc tự do có thể xác định được tư thế góc của khí cụ bay như 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 thường lên tới vài năm Vì vậy muốn sử dụng con quay để đo góc cần phải thường xuyên hiệu chỉnh bằng cảm biến hướng sao, hoặc cảm biến hướng Mặt Trời

Để đảm bảo chất lượng điều khiển không những cần các cảm biến đo các góc xác định tư thế vệ tinh trong không gian, mà còn phải đo cả tốc độ góc quay quanh 3 trục

Về nguyên tắc nếu đã đo được 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 được có sai số rất lớn, trong khi ta cần đo các tốc độ quay rất nhỏ (khoảng dưới 1độ/s) Vì vậy cần có các cảm biến trực tiếp đo tốc độ góc, thường 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 được 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 hướng Mặt Trời và cảm biến hướng sao

1.3.1.1 Cảm biến hướng Mặt Trời

Cảm biến hướng Mặt Trời (Sun sensor) dùng để xác định hướng 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 được tư thế

vệ tinh so với các hệ toạ độ khác Đây là loại cảm biến được sử dụng phổ biến trên hầu hết các vệ tinh vì có các ưu điểm: Giá thành thấp, năng lượng tiêu tốn thấp (hoặc bằng 0), khối lượng và kích thước nhỏ, dễ dàng kết nối với nhiều hệ thống và có độ chính xác chấp nhận được (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 được định hướng chuẩn so với Mặt Trời

Nguyên lý hoạt động của của cảm biến hướng Mặt Trời rất đơn giản Loại cảm biến hướng Mựt trời tương 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,

thường 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 được 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

Loại cảm biến chế tạo trên nguyên lý này được gọi là cảm biến Mặt Trời hai trục Để tăng độ chính xác, loại cảm biến này thường sử dụng cấu trúc 4 tế bào quang được định vị trên cùng một đầu đọc Các cảm biến kiểu tương tự có nhược điểm là độ

chính xác thấp nếu góc lệch α lớn, vì khi đó dòng điện cảm ứng (điện áp) rất bé Khi

đó, người ta sử dụng cảm biến Mặt Trời kiểu số, với độ chính xác cao tới 0,0170 Về bản chất, các cảm biến Mặt trời kiể số cũng sử dụng hiệu ứng quang điện, tuy nhiên với nhiều phần tử quang được sắp xếp trong 1 hộp có khe định hướng 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 hướng sao được 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 phương pháp quang học chính xác nhất được sử dụng trong quá trình xác định tư thế vệ tinh Lý do

là, chúng là các vật thể cố định, thứ 2 là chúng là các vật thể có kích thước nhỏ nhất khi nhìn từ hệ Mặt trời Với những thuộc tính chính này, các ngôi sao cho phép xác định tư 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 hướng sao đều dựa trên thuật toán tra cứu bản đồ và danh mục các sao trên máy tính OBC Các ngôi sao được chọn theo từng nhiệm vụ cụ thể, vị trí của chúng được xác định theo hệ tọa độ gắn với cảm biến Hình 1.6 chỉ ra các nhiệm vụ của phần mềm của cảm biến hướng sao

Hình 1.6 Các thành phần phần mềm của cảm biến hướng sao

Về phần cứng, các cảm biến hướng 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 tư thế vệ tinh Hệ quang học gồm các thấu kính có khả năng hội tụ ánh sáng

Cảm biến sao Phần mềm xác định tư thế

Bảng tra sao Thu thập và nhận

dạng sao

Bám theo sao Hiệu chỉnh và xử

lý tư thế

từ các ngôi sao vào tiêu cự của đầu quang học, nơi đặt bộ cảm biến ánh sáng và cung cấp bộ lọc bước sóng để giúp phân biệt được các ngôi sao theo đặc tính phổ của chúng

Bộ cảm biến ánh sáng có chức năng

Hình 1.7 Cảm biến hướng sao sử dụng CCD

phát hiện ra ảnh của các ngôi sao và tọa độ của chúng trên ma trận bảng Hộp thiết bị điện tử chứa các modun cần thiết để vận hành cảm biến như nguồn điện, bộ điều khiển, khuếch đại … cũng như CPU và bộ nhớ cho xử lý tín hiệu Xử lý tín hiệu của cảm biến hướng sao diễn ra trong hai pha chính Đầu tiên một ngôi sao được nhận dạng theo bảng tham chiếu ở OBC, sau đó ngôi sao được bám phân tích tọa độ trên mặt phẳng của ma trận ảnh CDC

Hình 1.8 Tính toán các thành phần của vectơ sao trong hệ tọa độ cảm biến

1.3.2 Các cơ cấu chấp hành

Các cơ cấu chấp hành để điều khiển tư thế vệ tinh thường là các bánh xe trao đổi

động lượng (bánh xe đối ngẫu – còn gọi là phản lực, bánh xe động lượng), thanh từ lực, con quay tạo mômen điều khiển CMG, hệ thống động cơ phản lực Riêng hệ thống động cơ phản lực có vị trí đặc biệt vì vừa dùng để điều khiển quỹ đạo và vừa dùng để điều khiển tư thế và nếu tính cả nhiên liệu cho các động cơ này hoạt động thì khối lượng của hệ thống này chiếm đến khoảng 1/3 tổng khối lượng của vệ tinh

1.3.2.1 Các vấn đề chung của cơ cấu chấp hành

Như đã nêu ở phần tổng quan các vệ tinh quan sát Trái Đất cần hướng thiết bị quan sát vào một vùng cụ thể trên mặt đất với độ chính xác cao vì vậy không thể dùng

các phương pháp điều khiển thụ động mà cần phải sử dụng phương pháp điều khiển tích cực, tức là phải sử dụng các cơ cấu chấp hành gắn trên vệ tinh như các động cơ phản lực (thiết bị đẩy-thruster), các bánh xe đối ngẫu hay thanh từ lực để thay đổi các góc xác định tư thế vệ tinh Trên Hình 1.9 trình bày ví dụ về độ lớn mômen điều khiển của các loại cơ cấu chấp hành kiểu thanh từ lực và bánh xe động lượng tạo ra và có so

sánh với các mômen nhiễu động (do bức xạ mặt trời tác động không đối xứng với các phần của vệ tinh, do gradient trọng trường – phía gần mặt đất của vệ tinh bị lực hấp dẫn mạnh hơn, do lực cản khí động tác động không đối xứng với các phần của vệ

tinh) Ta thấy đối với vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo khoảng 600-700 km thì yếu tố nhiễu động chính là do gradient trọng trường gây ra Mômen này có xu hướng kéo vệ tinh nằm theo hướng “nặng xuống dưới-theo hướng xuyên tâm (nadir), nhẹ lên trên – theo

Nm) tuy nhiên khi thời gian tác động dài (vài giờ đến vài ngày) thì có thể dẫn đến sai lệch đáng kể hướng trỏ của thiết bị quan sát của vệ tinh Vì vậy thanh từ lực hoặc bánh

xe động lượng với mômen điều khiển khoảng 10-3

đến 10-2 Nm là đủ để thắng các mômen nhiễu động này, đủ để duy trì tư thế cần thiết của vệ tinh Tuy nhiên, vẫn cần các cơ cấu chấp hành mạnh hơn, có thể tạo ra mômen điều khiển lớn hơn vì những lý

do sau:

Hình 1.9 Độ lớn các loại mômen điều khiển và mômen nhiễu động

- để đảm bảo tốc độ đổi hướng trỏ (slew rate) cần thiết;

- để đảm bảo, trong khoảng thời gian nhất định, đưa vệ tinh về tư thế cần thiết khi

hệ thống động cơ hiệu chỉnh quỹ đạo làm việc (do hướng vectơ lực đẩy tác động có sai

số, lệch so với tâm khối của vệ tinh, hoặc do tâm khối không chính xác và có thay đổi trong thời gian trên quỹ đạo do tiêu hao nhiên liệu, v.v… ), thông thường mômen này

có thể mạnh gầp hàng chục đến hàng trăm lần các nhiễu động thường xuyên nói trên nhưng chỉ tác động trong khi có lực đẩy để hiệu chỉnh quỹ đạo (vài chục phút đến vài giờ);

- đảm bảo khử bão hoà (desaturation) cho bánh xe động lượng: bánh xe động

lượng để tạo ra mômen điều khiển bắt buộc phải tăng hoặc giảm tốc độ quay, sau một thời gian làm việc, tốc độ quay có thể vượt ra ngoài giới hạn cho phép (“bão hoà”), vì

Chú thích:

Torque: Mômen [Nm]

Solar radiation: Bức xạ Mặt Trời Gravity –gradient: Gradien trọng trường Aerodynamic drag: Lực cản khí động Coil control torque: Mômen thanh từ lực Wheels control torque: Mômen của các

loại bánh xe Altitude: Độ cao [km]

vậy cần có nguồn mômen điều khiển khác để khử bão hoà cho bánh xe động lượng

này

1.3.2.2 Các tính năng kỹ thuật của cơ cấu chấp hành

từ các bánh xe động lượng và bánh xe đối ngẫu Bánh xe đối ngẫu về bản chất là các động cơ mômen với rôto có quán tính cao Chúng có thể quay theo chiều bất kỳ và tạo

ra một trục điều khiển cho mỗi bánh xe Bánh xe động lượng là các bánh xe đối ngẫu

có tốc độ vòng quay danh định lớn hơn không để cung cấp mômen động lượng gần như không đổi Mômen động lượng này tạo ra hiệu ứng con quay cho hai trục (ổn định vectơ mômen động lượng trong không gian quán tính), trong khi mômen của động cơ

có thể được điều khiển để trỏ chính xác xung quanh trục thứ ba (chính là trục quay của bánh xe động lượng)

Độ lớn mômen của các bánh xe thường được xác định bởi các yêu cầu tốc độ đổi hướng trỏ hay nhu cầu điều khiển đối với mômen nhiễu động đỉnh để các bánh xe duy trì độ chính xác hướng trỏ

Đối với việc điều khiển 3 trục cần ít nhất 3 bánh xe có các trục quay của chúng không đồng phẳng Thông thường, bánh xe dự phòng thứ tư được mang theo trong trường hợp một trong ba bánh xe ban đầu không làm việc

Bảng 1.4 Tính năng kỹ thuật các cơ cấu chấp hành điển hình

Cơ cấu chấp hành Dải làm việc điển

hình

Trọng lượng (kg)

Công suất tiêu thụ

Không có số liệu Không có số liệu

Bánh xe động lượng và

bánh xe đối ngẫu

0,4 đến 400Nm đối với bánh xe động lượng ở tốc độ 1200 đến 5000 vòng;

mô men tối đa từ 0,01 đến 1 Nm

* Nhân với cánh tay đòn (thông thường 1 đến 2 m) để nhận được mômen

‡ Đối với quỹ đạo 700 km và cường độ từ trường Trái Đất tối đa là 0,4 Gauss thì

Nếu các bánh xe không trực giao (và không có bánh xe dự trữ) thì có thể cần thiết mômen và mômen động lượng bổ sung để bù lại hình dạng hình học bất lợi Thông thường người ta cũng sử dụng các bánh xe lớn hơn so với bánh xe nhỏ nhất theo yêu cầu để sử dụng thiết bị tiêu chuẩn (ví dụ theo tính toán chỉ cần bánh xe nặng 1kg nhưng thị trường chỉ có thể cung cấp loại 0,8 kg và 1,2 kg thì người ta chọn loại 1,2 kg)

Đối với các ứng dụng sử dụng mômen lớn thì các con quay tạo mômen điều khiển (gọi tắt là con quay CMG – control moment gyros) có thể được sử dụng thay cho các bánh xe đối ngẫu Đó là các bánh xe có một trục các đăng hoặc hai trục các đăng quay với tốc độ không đổi Bằng cách quay trục các đăng ta có thể nhận được mômen đầu ra lớn, độ lớn của nó phụ thuộc vào tốc độ của rôto và tốc độ quay của các đăng Các hệ thống điều khiển có các CMG có thể tạo các mômen lớn xung quanh tất

cả 3 trục trực giao của vệ tinh, vì thế chúng ta thường sử dụng chúng cho các cơ động tốc độ cao Chúng đòi hỏi quy luật điều khiển phức tạp và sự trao đổi động lượng để khử bão hòa Các nhược điểm khác là giá thành và khối lượng cao

Các vệ tinh còn sử dụng các thanh tạo mômen từ trưòng (còn gọi là thanh từ lực) - tiếng Anh là magnetic torquers, làm cơ cấu chấp hành Các thanh từ lực này có các cuộn dây hay các nam châm điện để tạo ra từ trường Từ trường này tương tác với

từ trường Trái Đất tạo ra mômen Các thanh từ lực này có thể bù cho từ trường dư của

vệ tinh hoặc độ trôi tư thế do các mômen nhiễu động nhỏ gây ra Chúng còn có thể khử bão hòa các hệ thống trao đổi động lượng nhưng thường đòi hỏi nhiều thời gian hơn so với các động cơ đẩy Thanh từ lực tạo ra mômen tỷ lệ (và vuông góc) với từ trường thay đổi của Trái Đất Các nam châm điện có ưu điểm là không cần các bộ phận chuyển động mà chỉ cần một từ kế để đo từ trường và một thanh nam châm điện

có quấn dây dẫn ở mỗi trục Bởi vì chúng sử dụng từ trường tự nhiên của Trái Đất nên chúng kém hiệu quả ở các quỹ đạo cao Ta có thể dễ dàng xác định cường độ từ trường

dụng nào

1.3.2.3 Các động cơ phản lực

Các động cơ phản lục tạo ra lực đẩy bằng luồng phụt và không bị chi phối bởi các vấn đề như đối với các thiết bị lưu trữ động lượng nói trên Nhược điểm của các động cơ này là luồng phụt của chúng có thể va đập vào vệ tinh, làm bẩn các bề mặt, và chúng cần có lượng nhiên liệu tiêu hao quyết định đến tuổi thọ của vệ tinh Ưu điểm của chúng là có thể tạo ra các mômen lớn, tức thời tại điểm bất kỳ trên quỹ đạo Trong khi thiết kế các hệ ADCS phải xem xét sự cần thiết sử dụng các động cơ đẩy, cần bao nhiêu cái, và đặt chúng ở đâu Đối với các ứng dụng đòi hỏi sự điều khiển chính xác từ phía các động cơ đẩy, còn phải xác định độ rộng xung (thời gian tác động) tối thiểu từ một xung đơn của động cơ đẩy – thông thường là 20 ms hoặc lớn hơn

Phân hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem) thường có cả hai chức năng : hiệu chỉnh quỹ đạo và điều khiển tư thế Khi làm chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo thì các động cơ phản lực cùng tạo vectơ lực đẩy về một phía để tạo lực tổng hợp nhằm thay đổi vectơ vận tốc của tâm khối vệ tinh Khi làm chức năng điều khiển tư thế thì các động cơ tạo ra vectơ lực đẩy theo các hướng ngược nhau để tạo ra mômen điều khiển quanh tâm khối vệ tinh Như vậy hướng của vectơ lực đẩy của từng động cơ có thể thay đổi trong khi thực hiện các chức năng khác nhau Để điều khiển được vectơ lực đẩy có thể sử dụng nhiều biện pháp khác nhau, tuy nhiên nội dung này vượt ra ngoài

phạm vi của luận văn này Dưới đây sẽ trình bày một số cơ sở lý thuyết và giới thiệu tóm tắt về nguyên lý hoạt động của các đông cơ phản lực dùng trên vệ tinh

Động cơ phản lực là thiết bị tạo lực đẩy chủ yếu bằng nguyên lí phản lực, tức

là bằng cách tăng tốc độ của một khối lượng vật chất phụt ra phía sau Nếu động cơ phản lực không cần dùng không khí (có thể làm việc trong chân không) tức là tất cả các chất tham gia để tạo ra lực đẩy đều nằm trên khí cụ bay (tên lửa, vệ tinh, ) thì động cơ phản lực đó được gọi là động cơ kiểu tên lửa (thường gọi tắt là động cơ tên

lửa-rockets) Nếu động cơ phản lực cần dùng không khí tham gia vào quá trình cháy

để tạo ra lực đẩy thì động cơ phản lực đó được gọi là động cơ phản lực không khí

(air-breathing jet engine) Động cơ phản lực không khí có thể có hệ thống máy nén khí và turbin - thường gọi là động cơ turbin phản lực (turbojet), cũng có thể sử dụng

áp suất do bản thân sự dồn nén dòng không khí vào có vận tốc lớn - gọi là động cơ

phản lực không khí dòng thẳng- gọi tắt là động cơ dòng thẳng (ramjet) Các động cơ

phản lực không khí chắc chắn là không thể dùng cho các khí cụ bay trong khoảng không vũ trụ, nhưng được sử dụng rất phổ biến cho các máy bay và tên lửa hành trình

có thể chia thành : loại nhiệt, loại điện, loại hạt nhân Các loại động cơ sử dụng năng lượng dạng điện (ion, plasma ) có hiệu suất cao nhưng lại có tỷ lệ công suất trên khối lượng rất nhỏ vì vậy chỉ thích hợp với các ứng dụng cần công suất nhỏ với thời gian dài (như để đưa từ quỹ đạo gần trái đất lên quỹ đạo địa tĩnh) Các loại động cơ sử dụng năng lượng hạt nhân (nguồn phóng xạ, hoặc phản ứng hạt nhân) có nhiều vấn đề về giá thành và môi trường cho nên hiện tại vẫn chưa được ứng dụng trên các khí cụ bay Các động cơ dùng năng lượng nhiệt có thể phân loại theo dạng nguồn tạo ra nhiệt: hoá học, hạt nhân, mặt trời, laze

Ngoài ra còn loại động cơ phản lực dùng năng lượng khí nguội được nén sẵn trong bình rồi xả ra để tạo thành lực đẩy phản lực (cold gas propulsion systems) và loại

động cơ dùng nhiên liệu lỏng hyđrazin Đây là các loại động cơ thường dùng nhất

trong các hệ thống điều khiển tư thế vệ tinh

Động cơ dùng khí nén nguội

trơ (nitơ, acgông, freon), hoặc cácbua hyđrô thể khí (như propan) ở áp suất cao và cung cấp cho một số lượng nhất định các động cơ nhỏ Động năng của dòng khí phụt

ra qua loa phụt được xác định bởi áp suất khí chứa trong bình, không cần có phản ứng cháy hoặc toả nhiệt nào cả Hệ thống này có ưu điểm là bảo quản đơn giản và luồng phụt của nó ít ảnh hưởng đến các bộ phận khác của vệ tinh (như pin mặt trời, các sensor, các thiết bị quan sát ) Lực đẩy của các động cơ loại này thường chỉ vào khoảng 10-3 N, xung lượng nhỏ nhất thường chỉ vào khoảng 10-4 Ns, dùng để chỉnh vị trí góc với độ chính xác cao (sai số không quá 0,1o) cần cho các vệ tinh nghiên cứu khoa học Xung riêng của động cơ loại này không cao (khoảng 500 Ns/kg) Tuy nhiên, với mục đích để tinh chỉnh thì điều này không quá quan trọng Để thực hiện các nhiệm vụ cần xung lượng lớn hơn, đương nhiên cần quan tâm đến xung riêng của động

cơ nhằm giảm khối lượng của vệ tinh

Động cơ dùng nhiên liệu hyđrazin

phản ứng cháy (có chất cháy và chất ôxy hoá ) mới toả nhiệt, hyđrazin (dạng không ngậm nước-anhydrous) khi tự phân huỷ thành nitơ tạo thành khí ammoniac và hyđrô

(do có chất xúc tác hoặc do nhiệt độ) có toả nhiệt Vì vậy hyđrazin thuộc loại nhiên liệu đơn thể (monopropellant), khác với nhiên liệu nhị thể (bi-propellant) cần phải có

chất cháy và chất ôxy hoá để xảy ra phản ứng cháy Sự dãn nở các sản phẩm khí này trong loa phụt tạo ra luồng phụt với vận tốc khá lớn (xung riêng đạt tới 2000-2500 Ns/kg) Thông thường hyđrazin được chứa dưới dạng lỏng trong bình có áp suất khí trơ (nitơ hoặc hêli)

Hình 1.10 là sơ đồ động cơ hyđrazin điện-nhiệt (electrothermal)-kích hoạt bằng màng điện trở sợi đốt Phản ứng phân huỷ nhiệt độ thấp được tăng cường bằng các màng lưới bằng sợi kim loại xúc tác đồng thời là điện trở (thường là platin/iriđi) có diện tích tiếp xúc rất lớn, hoặc bởi một khối ôxyt nhôm xốp (có nhiều lỗ li ti - porous) Tính năng của động cơ có thể được nâng cao nếu tăng nhiệt độ phản ứng, tuy nhiên khi

đó sẽ kéo theo sự tổn thất nhiệt và vấn đề chịu nhiệt của vật liệu Mức lực đẩy khoảng

10 N có thể dùng cho các nhiệm vụ điều khiển trên quỹ đạo và thường được dùng kết hợp một số động cơ có các mức lực đẩy khác nhau

Hình 1.10 Sơ đồ động cơ dùng nhiên liệu hyđrazin

1.3.3 Phần mềm xác định tư thế và điều khiển tư thế

Như đã nêu trên cả hai phân hệ xác định tư thế và điều khiển tư thế đều có phần mềm Các phần mềm này thường được xử lý trong một máy tính trên khoang (onboard computer-OBC), đồng thời với các phần mềm xử lý khác của các phân hệ khác của vệ tinh

Các nhiệm vụ chính của phần mềm của ADCS là:

- Thu thập, xử lý thô các thông tin từ các sensors, lọc nhiễu các loại, đưa các luợng hiệu chỉnh (ví dụ hiệu chỉnh theo nhiệt độ, hiệu chỉnh theo toạ độ hiện thời của

vệ tinh…), phối hợp các cảm biến (sensors fusion) nhằm giảm sai số và tăng độ tin cậy xác định tư thế vệ tinh;

- Căn cứ vào thông tin về tư thế vệ tinh hiện thời và thông tin về tư thế mong muốn, lập lệnh điều khiển theo những thuật toán nhất định

Các lệnh điều khiển này dưới dạng số được biến đổi thành tín hiệu analog và khuyếch đại công suất đủ lớn để tác động vào các cơ cấu chấp hành tạo ra mômen quay vệ tinh về tư thế mong muốn Thông tin về tư thế mong muốn có thể được nạp sẵn dưới dạng chương trình bay vào máy tính trên khoang từ trước khi phóng và được cập nhật khi cần thiết qua đường truyền từ trạm mặt đất lên vệ tinh (phân hệ TT&C)

Chi tiết hơn về thuật toán để xác định và điều khiển tư thế có thể xem ở mục 3.2 – 3.4, về các phần mềm tương ứng xem ở mục 4.3

cụm lưới mịn

Hyđrazin N2H4

Trên Hình 1.11 trình bày sơ đồ một kênh của vòng điều khiển kín của hệ thống ADCS (quay quanh một trục của vệ tinh) Thông thường vệ tinh quan sát Trái Đất được điều khiển theo cả 3 trục

Chú thích: Reference : tham chiếu (trị số mong muốn), sensor dynamics : động lực

học của cảm biến, noise: tạp, time: thời gian, control computer : máy tính điều khiển, control torque generator: bộ tạo mômen điều khiển, command : lệnh (từ mặt đất),

dynamics: động lực học của vệ tinh (đối tượng điều khiển)

Hình 1.11 Sơ đồ một kênh của vòng điều khiển kín của ADCS

1.3.4 Hệ ADCS của một số vệ tinh nhỏ QSTĐ

Như đã trình bày ở trên, mọi hệ ADCS đều bao gồm các cảm biến và các cơ cấu chấp hành, được xử í và điều khiển bởi các thuật toán và phần mềm được cài đặt sẵn trong các máy tính trên boong (OBC) hoặc từ trạm điều khiển mặt đất thông qua phân

hệ TT&C Tuy nhiên không phải mọi loại cảm biến và cơ cấu chấp hành đều được sử dụng trong hệ ADCS của một vệ tinh Việc lựa chọn loại cảm biến và cơ cấu chấp hành nào, mỗi loại bao nhiêu cái và lắp đặt chúng ở vị trí nào trên vệ tinh, là bài toán thiết kế mà nhà chế tạo phải giải quyết nhằm đáp ứng tối ưu các yêu cầu về tính năng

kỹ thuật của vệ tinh Đối với các vệ tinh QSTĐ, các yêu cầu quan trọng nhất là khả năng ổn định tư thế, độ chính xác hướng trỏ, tốc độ và tính linh hoạt trong thay đổi tư thế, độ ổn định chống rung lắc của vệ tinh, phạm vi góc quét, v.v Trong phạm vi yêu cầu về tính năng kỹ thuật, tuổi thọ của vệ tinh, khối lượng danh định và giá thành cho phép, các nhà thiết kế lựa chọn chủng loại và số loại cảm biến và cơ cấu chấp hành một cách hợp lí, tuỳ theo các chế độ hoạt động của vệ tinh mà đưa ra các chương trình

và thuật toán điều khiển để phối hợp hoạt động của chúng một cách tối ưu, đồng thời bảo đảm có dự phòng (redundancy) trong trường hợp rủi ro khi một hoặc vài cảm biến hoặc cơ cấu chấp hành bị hỏng

Ví dụ, hệ thống AOCS/ADCS của vệ tinh Alsat-1 (Algeria) được trang bị 1 bánh

xe động lượng, 1 bánh xe phản lực và 3 thanh từ lực đối ngẫu để điều khiển cả 3 trục, trong khi nhiệm vụ xác định tư thế thì do 2 từ kế và 4 cảm biến mặt trời đảm nhiệm [8] Vệ tinh quang học VNREDSat-1 của Việt Nam (120kg, sẽ phóng năm 2013) có

cấu hình hệ AOCS/ADCS gồm 3 cảm biến mặt trời 2 trục (BASS), 1 từ kế 3 trục, 1 cảm biến sao và 3 cảm biến gia tốc (gyros) để xác định tư thế vệ tinh, trong khi khối các cơ cấu chấp hành điều khiển tư thế bao gồm 4 bánh xe phản lực (có trục không vuông góc, 1 redundancy), 3 thanh từ lực và một modul thiết bị đẩy phản lực bằng hydrazine [2]

Phụ lục 1 đưa ra một số ví dụ về các hệ thống AOCS/ADCS đang được sử dụng trên các vệ tinh nhỏ QSTĐ trên thế giới

1.4 Ứng dụng phương pháp mô phỏng trong thiết kế và chế tạo hệ thống

ADCS

1.4.1 Phương pháp mô phỏng

Mô phỏng (simulation) hiểu theo nghĩa rộng là tạo giả một vật thật, một trạng

thái công việc hoặc một quá trình Việc mô phỏng một đối tượng nào đó thường phải làm sao phản ánh được những nét chủ yếu của đối tượng đó tuỳ theo mục đích mô phỏng Ngày nay, phương pháp mô phỏng được ứng dụng rộng rãi trong nghiên cứu khoa học, phát triển công nghệ, trong thử nghiệm, trong huấn luyện và đào tạo do hiệu quả rất cao so với chi phí bỏ ra, ví dụ như thiết kế các công trình kiến trúc bằng mô phỏng 3D, “thử bom hạt nhân” trên máy tính, thí nghiệm khí động học máy bay bằng cách “thổi” trên máy tính, huấn luyện phi công trong các thiết bị mô phỏng bay, diễn tập tham mưu-chỉ huy trên mạng máy tính với hệ thống mô phỏng các tình huống chiến đấu v.v…

Có thể phân biệt một số dạng mô phỏng chính sau đây:

Mô phỏng toán học: thường được thực hiện bằng cách giải trực tiếp trên máy tính

bằng phương pháp số các hệ phương trình mô tả các quá trình chủ yếu của đối tượng cần mô phỏng và hiển thị trực quan các kết quả tính toán dưới dạng các hình ảnh 3D2;

Mô phỏng vật lý: thường được thực hiện với đối tượng nhỏ hơn (mô hình vật lý)

nhưng trong điều kiện có tác động các yếu tố vật lý như trong đối tượng thật, ví dụ như thử nghiệm các mô hình tàu thuỷ trong bể nước…

Mô phỏng bán vật lý: (semiphysical simulation hoặc hardware-in-the loop simulation) kết hợp mô phỏng vật lý với mô phỏng toán học: thường được áp dụng

trong quá trình phát triển các hệ thống điều khiển Ví dụ: để thử nghiệm và hoàn thiện các hệ thống điều khiển bay tự động của phương tiện bay (một phần của vòng điều khiển kín – chuyển động thật của các đối tượng điều khiển được mô phỏng bằng mô hình toán học, còn bản thân các bộ phận của hệ thống điều khiển thì bằng các thiết bị thật hoăc thiết bị mô phỏng vật lý);

Mô phỏng có tương tác (interactive simulation hoặc human-in-the-loop simulation) thường là kết hợp cả mô phỏng toán học, mô phỏng vật lý và thêm yếu tố

con người: ví dụ như trong các thiết bị tập lái máy bay hoặc ô tô;

2 Đôi khi, riêng việc hiển thị (vizualization) 3D cũng được gọi là mô phỏng, thực ra nếu quá trình hiển thị này không dựa trên việc giải các hệ phương trình toán học mô tả đối tượng mô phỏng thì chỉ là quá trình hiển thị bằng kỹ thuật đồ hoạ máy tính Trong báo cáo này không xét dạng mô phỏng này

Trong phạm vi luận văn này sử dụng các phương pháp mô phỏng toán học động lực học của quỹ đạo vệ tinh và động lực học vòng điều khiển kín ADCS, đồng thời sử dụng phương pháp mô phỏng bán vật lý hệ thống ADCS

Dưới đây sẽ trình bày sâu hơn về thiết bị mô phỏng ADCS (ADCS simulator)

1.4.2 Thiết bị mô phỏng ADCS và quá trình thiết kế chế tạo hệ thống ADCS

Như đã nêu trên, ta thấy hệ thống ADCS là một hệ thống cơ điện tử phức tạp, vì vậy cách tiếp cận kinh điển trong chế tạo máy bình thường là không phù hợp Trên Hình 1.12 trình bày tóm tắt một ví dụ về tiến trình thiết kế chế tạo hệ thống ADCS của vệ tinh theo cách tiếp cận đối với các hệ thống cơ điện tử

Máy tính nhúng Mô hình vật lý

Cơ cấu chấp hành, đối tượng, cảm biến Thuật toán

Bước 1: Mô phỏng toán học Xác định mục tiêu

thiết kế

Mô phỏng

Bộ ước lượng điều khiển

Cơ cấu chấp hành Máy tính

Bước 2: Mô phỏng bán vật lý

Bước 3: Thiết kế chế tạo hệ ADCS thử nghiệm

trong điều kiện mặt đất

Đưa vào thử nghiệm

I, III, V: Tiến trình thiết kế phần ước lượng và

điều khiển

II, IV, VI: Tiến trình thiết kế phần cơ cấu chấp

hành - đối tượng - cảm biến

Hình 1.12 Tiến trình thiết kế hệ thống ADCS của vệ tinh

Bước 1 là xây dựng mô hình toán học mô tả động lực học của vệ tinh như một cơ

hệ có chứa tham số điều khiển và sử dụng mô hình để phân tích các bài toán cơ bản về xác định tư thế vệ tinh và điều khiển tư thế vệ tinh bằng cơ cấu chấp hành như: bài toán quan sát, bài toán xây dựng các điều khiển mạch kín và mạch hở để đưa vệ tinh

về tư thế mong muốn, …Một số nội dung nâng cao có thể cần nghiên cứu thông qua việc sử dụng mô hình toán học như xem xét vệ tinh như một cơ hệ đàn hồi, phân tích các yêu tố nhiễu động bên ngoài tác động vào vệ tinh dưới dạng các bài toán điều khiển hệ thống chịu nhiễu Dựa vào các mô hình toán học nói trên, ta có thể xây dựng môđun phần mềm để ước lượng và điều khiển (estimation & control software modul) Bước 2 là xây dựng các thuật toán và phần mềm mô phỏng dựa trên mô hình toán học và mô hình vật lý để phân tích thiết kế hệ ADCS Trong giai đoạn này sẽ tiến hành

tổng hợp, thực hiện ước lượng và điều khiển trong thời gian thực của cơ cấu chấp hành, đối tượng điều khiển và các cảm biến Trong mô hình này có thể có một số thiết

bị thật, tuy nhiên một số thiết bị chưa phải là thật mà chỉ là dưới dạng mô hình vật lí và một số yếu tố vẫn phải mô phỏng bằng toán học Trong quá trình mô phỏng bán vật lí này thường sử dụng các phần mềm nhúng và các công cụ MATLAB/Simulink và Real Time Workshop, mô hình vật lí của vệ tinh với một số thiết bị thật Phương pháp mô hình hoá và mô phỏng nói trên là rất hiệu quả để đạt được mục đích thiết kế bởi nhờ công cụ đó sẽ tiết kiệm được rất nhiều thời gian và chi phí thiết kế chế thử vì trong các giai đoạn tiếp theo sử dụng thiết bị thật sẽ rất tốn kém và gặp nhiều khó khăn nếu cần phải chỉnh sửa

Bước 3 là bước thực hiện thiết kế chế tạo hệ ADCS và thử nghiệm trên mặt đất trong điều kiện gần đúng với môi trường vũ trụ (ví dụ như thử nghiệm trong buồng chân không - nhiệt) có gắn các cảm biến để đánh giá tổng hợp chất lượng của các mô đun cũng như các bộ phận có liên quan của hệ ADCS

Với việc lựa chọn phần cứng và phần mềm, quá trình tổng hợp và thiết kế chương trình của môđun ước lượng và điều khiển được thực hiện xuyên suốt từ “Mô hình toán học - mô phỏng - lập trình - chạy hiệu chỉnh - thực hiện thực tế” Quá trình này sẽ thực hiện vài bước lặp lại, với sự thay đổi cấu trúc hoặc tham số điều khiển để đạt được mục đích thiết kế, có thể phải chỉnh sửa lại cả kết cấu cơ khí, cơ cấu chấp hành và các cảm biến Thực hiện quá trình thiết kế trên cơ sở tiến trình này sẽ tạo ra hệ thống cơ điện tử có chất lượng và độ tin cậy cao, giảm được thời gian thiết kế và giá thành, nâng cao độ chính xác, giảm tiêu hao năng lượng cho điều khiển tư thế vệ tinh Chế tạo một vệ tinh nhỏ QSTĐ và phóng vệ tinh lên quỹ đạo rất tốn kém (lên đến hàng trăm triệu USD) Khác với các thiết bị ở mặt đất, vệ tinh sau khi đưa lên quỹ đạo rồi thì không thể sửa chữa được, vì vậy không được phép có bất kỳ sai sót nào trong việc chế tạo các hệ thống của vệ tinh nói chung và hệ thống ADCS nói riêng Do đó việc kiểm tra và thử nghiệm hệ thống ADCS trước khi lắp lên vệ tinh là một khâu cực

kỳ quan trọng Thiết bị kiểm tra ADCS này thường được gọi là ADCS test-bed, thực chất là một thiết bị mô phỏng vật lý hoặc bán vật lý cho nên còn gọi là ADCS simulator

Ngoài ra để thử nghiệm các giải pháp phần mềm và phần cứng của hệ thống ADCS cũng cần có thiết bị mô phỏng Mô phỏng toán học thường không phản ánh được hết các “tiểu tiết” ví dụ độ rơ, độ nhạy của các cảm biến, độ phi tuyến của các phần tử trong hệ thống…, trong thực tế nhiều khi hệ thống bị mất ổn định chính vì những “tiểu tiết này” Vì vậy mô phỏng toán học có ý nghĩa ở giai đoạn nghiên cứu ban đầu có thể thử rất nhiều giải pháp khác nhau, tuy nhiên để kết luận các giải pháp phần mềm và phần cứng có ứng dụng được trong một hệ thống cụ thể thì vẫn cần thử nghiệm bằng các thiết bị mô phỏng vật lý hoặc bán vật lý Hơn nữa các thiết bị này là một công cụ hữu hiệu phục vụ cho công tác đào tạo Vì vậy, trên thế giới hiện nay có khá nhiều thiết bị mô phỏng ADCS ở các cơ sở công nghệ vệ tinh và các khoa hàng không-vũ trụ của trường đại học lớn trên thế giới

- Mô hình cơ học của vệ tinh (Kết cấu cơ khí có các đặc trưng động lực

Máy tính giám sát và điều khiển

Hình 1.13 Sơ đồ tổng thể của thiết bị mô phỏng ADCS

Hình trên là sơ đồ tổng thể của thiết bị mô phỏng ADCS Thiết bị này bao gồm: phần mô phỏng vật lý và phần mô phỏng toán học

Phần mô phỏng vật lý thường bao gồm những bộ phận sau:

- Mô hình cơ học của vệ tinh (tốt nhất là kết cấu cơ khí của vệ tinh thật có các đặc trưng khối lượng, tâm khối, mô men quán tính, đặc tính đàn hồi gần giống vệ tinh đang chế tạo) mô hình được đặt trên giá đỡ qua một khớp cầu

có ma sát rất nhỏ, tâm của khớp cầu phải trùng đúng tâm khối của vệ tinh (xem thêm phần tiếp theo dưới đây);

- Trên mô hình nói trên có lắp các cảm biến, cơ cấu chấp hành, máy tính trên khoang (OBC), máy tính nói trên được nối với 1 môđem VTĐ; Ngoài ra, có thể có mô phỏng che khuất cảm biến hướng Mặt Trời;

- Máy tính trên mặt đất (mô phỏng trạm mặt đất) kết nối với 1 môđem VTĐ, dùng để giám sát và điều khiển mô hình vệ tinh trên giá đỡ nói trên;

- Tất cả mô hình vật lý nói trên đặt trong buồng kín gió (để khỏi gây nhiễu động đối với mô hình vệ tinh

Phần mô phỏng toán học thường bao gồm các môđun phần mềm sau:

- Phần mềm trong máy tính trên khoang: bao gồm môđun ước lượng và điều khiển tư thế, các mô đun bổ trợ (ghép nối tín hiệu vào-ra với các cảm biến, các cơ cấu chấp hành và môđem liên lạc hai chiều với máy tính mặt đất, môđun giao diện cho người sử dụng)

- Phần mềm trên máy tính mặt đất : bao gồm môđun ước lượng và điều khiển

vị trí (để hiệu chỉnh quỹ đạo), mô đun hiển thị 3D chuyển động và tư thế vệ tinh trên quỹ đạo , các môđun bổ trợ (ghép nối tín hiệu vào-ra với môđem liên lạc hai chiều với máy tính trên khoang, hiển thị các tín hiệu của các cảm biến, lệnh điều khiển của máy tính nhúng và trạng thái của các cơ cấu chấp hành , môđun tạo ra tư thế mong muốn để truyền lên máy tính trên khoang thực hiện, môđun tạo giả mômen nhiễu làm thay đổi tư thế vệ tinh, môđun giao diện cho người sử dụng);

Có thể trong phần mô phỏng vật lý có cả camera mô phỏng payload quang-điện

tử được gắn lên mô hình vệ tinh và mô phỏng luôn cả đường truyền hình ảnh xuống mặt đất thông qua thiết bị vô tuyến

CHƯƠNG 2 HỆ THỐNG THỬ NGHIỆM BỘ MÔ PHỎNG ADCS 2.1 Tổng quan về các bộ mô phỏng ADCS

Các hệ mô phỏng bán vật lý ADCS (gọi tắt là bộ mô phỏng ADCS - ADCS simulators) là công cụ rất quan trọng trong quá trình phân tích, thiết kế và thử nghiệm

phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh ADCS Ngoài ra, chúng còn được sử dụng có hiệu quả trong nghiên cứu và đào tạo Chính vì những lý do đó mà việc nghiên cứu và phát triển các hệ mô phỏng ADCS đã được nhiều trung tâm nghiên cứu

về công nghệ vệ tinh và các trường Đại học quan tâm từ hơn 50 năm qua

Mục tiêu chủ yếu của các bộ mô phỏng ADCS là thử nghiệm trong điều kiện phòng thí nghiệm trên mặt đất các chức năng cơ bản của phân hệ ADCS:

- Xác định chính xác tư thế của vệ tinh (tức là cung cấp chính xác giá trị của các góc Ơle Roll-Pitch-Yaw và tốc độ thay đổi của chúng) tại mỗi thời điểm;

- Điều khiển vệ tinh về tư thế mong muốn trong khoảng thời gian cho trước và với độ chính xác cho phép

Các chức năng này được thực hiện nhờ các cảm biến (từ kế, cảm biến Mặt trời, cảm biến sao, cảm biến tốc độ con quay gyros, …) và các cơ cấu chấp hành (bánh xe động lượng, thanh từ lực, động cơ phản lực, …), được vận hành bởi hệ thống phần mềm dựa trên các mô hình toán học mô tả chuyển động quay của vệ tinh dưới tác động của các lực điều khiển và các thuật toán ước lượng tư thế

Do đó, khi chế tạo các bộ mô phỏng ADCS, người ta lựa chọn các loại cảm biến và cơ cấu chấp hành khác nhau để tích hợp vào hệ thống, tuỳ thuộc vào mục tiêu

thiết kế vệ tinh Thách thức lớn nhất khi chế tạo các bộ mô phỏng chính là phải mô phỏng được chuyển động của vệ tinh quanh tâm khối của nó trong điều kiện không trọng lượng Phương pháp tiết kiệm chi phí và hiệu quả nhất để thực hiện điều này là

sử dụng các khớp cầu đệm khí (air-bearing), theo đó toàn bộ bàn thí nghiệm được đặt

tựa trên một khớp cầu sao cho trọng tâm của bàn trùng với điểm đáy của khớp cầu, khe tiếp xúc giữa 2 bán cầu được phụt khí áp suất cao làm giảm ma sát trượt đến mức gần như triệt tiêu (xem Hình 2.1)

Hình 2.1 Sơ đồ nguyên tắc của các bộ mô phỏng trên khớp cầu đệm khí

Với cấu trúc như trên, các bộ mô phỏng sử dụng khớp cầu đệm khí đều cho phép

nhận giá trị bất kỳ, trong khi các góc Pitch và Roll thì tuỳ thuộc vào cấu tạo và khả năng cân bằng của mỗi bộ mô phỏng Cần nói thêm là đòi hỏi về trọng tâm của bàn thí nghiệm phải đặt đúng điểm đáy của khớp cầu, trong điều kiện lực cản ma sát của khớp

gần như triệt tiêu, đặt ra bài toán cân bằng hệ thống – một trong các thách thức cần

giải quyết trong quá trình thiết kế bộ mô phỏng, bao gồm cả cân bằng tĩnh trước khi vận hành và cân bằng động trong quá trình hoạt động của bộ mô phỏng

Các bộ mô phỏng ADCS dùng khớp cầu đệm khí thường bao gồm 1 tấm phẳng hay bàn gá (platform), khớp cầu đệm khí quay và các thiết bị có khả năng tạo ra một

hệ ba bậc tự do Có ba dạng cơ bản: dạng “mặt bàn” (tabletop), dạng “cái ô” (umbrella) và dạng “quả tạ” (dumbbell) (Hình 2.2)

Hình 2.2 Ba dạng thiết kế khớp cầu đệm khí cơ bản

Thiết kế dạng mặt bàn có các thiết bị của hệ thống mô phỏng được gắn phía trên của mặt bàn gá Dạng cái ô được thiết kế để giữ trọng tâm khối lượng của hệ thống gần với tâm quay bằng cách treo các thiết bị ở phía dưới “cái ô” Thiết kế dạng quả tạ đặt tải trọng bộ mô phỏng xa so với tâm quay, làm giảm sự can nhiễu cấu trúc

Bộ mô phỏng tư thế trên khớp cầu đệm khí đầu tiên đã được xây dựng bởi Trung tâm nghiên cứu NASA Ames (NASA Ames Research Center) vào năm 1959 (xem Hình 2.3)

Hình 2.3 Bộ mô phỏng ADCS của Trung tâm nghiên cứu NASA Ames

Từ đó cho đến nay đã có nhiều nơi, đặc biệt là các trường đại học, chế tạo các bộ

mô phỏng ADCS dựa trên khớp cầu đệm khí, với cấu trúc ngày một phức tạp và hoàn thiện hơn Dưới đây sẽ điểm qua vài bộ mô phỏng tiêu biêu nhất

Bộ mô phỏng ADCS của ĐH Công nghệ California (CalPoly) được chế tạo vào năm 2007 với 4 bánh xe động lượng được đặt theo cấu hình kim tự tháp trên khớp cầu đệm khí, có khối lượng nhỏ hơn 10kg Bộ mô phỏng động lực học tư thế vệ tinh Cal

tốc góc và gia tốc góc lần lượt là 0.1 rad/s, 0.1 rad/s2 Kết quả kiểm tra đã cho thấy độ chính xác trỏ mục tiêu của thiết bị là khoảng 2o ÷ 3o

Hình 2.4 Bộ mô phỏng của ĐH Cal Poly (CP/SADS)

Tại Đại học Công nghệ Virginia (Blacksburns), dưới sự chỉ đạo của giáo sư Ch Hall, từ năm 2004 đã phát triển một serie các bộ mô phỏng ADCS trên khớp cầu đệm khí có tên là Whorl I, Whorl II (Hình 5.5) Whorl I có cấu hình kiểu “mặt bàn” (tabletop) có thể quay 360o quanh trục Yaw nhưng trục Roll và Pitch thì chỉ hạn chế

đạt được góc quay 30o Whorl I được trang bị các cảm biến gia tốc 3 trục và từ kế để xác định tư thế; để điều khiển tư thế nó sử dụng tổng hợp 3 bánh xe động lượng đặt tại

3 trục, 1 bộ con quay hồi chuyển và hệ thống động cơ phản lực, nhờ đó tốc độ chuyển động của bộ mô phỏng khá nhanh, đạt xấp xỉ 35-40 rad/s theo cả 3 trục

Hình 2.5 Bộ mô phỏng Whorl I (a) và Whorl II (b) của Virgtech

Năm 2003, Viện Công nghệ Georgia đã triển khai bộ mô phỏng ADCS tích hợp (IACS- Integrated Attitude Control System) có tải trọng trên 130 kg (xem Hình 2.6)

Bộ mô phỏng IACS có cấu tạo kiểu mặt bàn 2 tầng Để xác định tư thế, nó được trang

bị : cảm biến mặt trời 2 trục, con quay hồi chuyển 3 trục, từ kế 3 trục và IMU Về cơ cấu chấp hành, IASC có hệ khí nén và 4 bộ con quay hồi chuyển điều khiển động lượng Nhờ thiết kế đặc biệt này, bộ mô phỏng IACS đạt các chỉ tiêu kỹ thuật khá cao

so với các bộ mô phỏng khác

Hình 2.6 Hệ thống mô phỏng IACS của ĐH Công nghệ Georgia

Một số nơi khác như Học viện cao học của Hải quân Mỹ, Trung tâm nghiên cứu Marshall của NASA, ĐH Utah, v.v cũng đã phát triển các bộ mô phỏng ADCS Nét chung là chúng đều dựa trên khớp cầu đệm khí và được trang bị bộ phận cân bằng khối lượng tự động, tuy nhiên chúng sử dụng các loại cảm biến và cơ cấu chấp hành khác nhau, kích thước cũng rất đa dạng

Bảng 2.1 dưới đây cung cấp sự so sánh về tính năng kỹ thuật của các bộ mô phỏng ADCS đã nêu trên đây [6]

Con quay hồi chuyể

n (CMG )

Bánh

xe động lượn

g (RW)

Thiết

bị đẩy (Thr uster )

Độ chín

h xác chỉ hướ

ng

Cân bằng khối lượn

g tự động

±30o

(a):

±5o(b):

±30o

Chư

a xác định