Tổng quan thông tin vệ tinh và ứng dụng phân tích quỹ đạo địa tĩnh vào vệ tinh Vinasat 1

Tổng quan thông tin vệ tinh và ứng dụng phân tích quỹ đạo địa tĩnh vào vệ tinh Vinasat 1 Tổng quan thông tin vệ tinh và ứng dụng phân tích quỹ đạo địa tĩnh vào vệ tinh Vinasat 1 Tổng quan thông tin vệ tinh và ứng dụng phân tích quỹ đạo địa tĩnh vào vệ tinh Vinasat 1 luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp luận văn tốt nghiệp,luận văn thạc sĩ, luận văn cao học, luận văn đại học, luận án tiến sĩ, đồ án tốt nghiệp

Nguy ễn Hải Phong

ĐỀ TÀI : TỔNG QUAN THÔNG TIN VỆ TINH VÀ ỨNG DỤNG PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO ĐỊA TĨNH VÀO

VỆ TINH VINASAT-1

LUẬN VĂN THẠC SĨ KỸ THUẬT

K Ỹ THUẬT ĐIỆN TỬ VIỄN THÔNG

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC

MỤC LỤC 1

LỜI CAM ĐOAN 3

DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT 4

MỤC LỤC HÌNH VẼ 7

LỜI MỞ ĐẦU 9

CHƯƠNG 1: THÔNG TIN VỆ TINH 11

1.1 Nguyên lý thông tin vệ tinh 11

1.2 Trạm mặt đất 12

1.2.1 Cấu trúc trạm mặt đất 13

1.2.2 Anten trạm mặt đất 14

1.2.3 Bộ khuếch đại tạp âm nhỏ LNA 17

1.2.4 Bộ khuếch đại công suất lớn HPA 18

1.3 Vệ tinh thông tin [1] 19

1.3.1 Phần tải tin 20

1.3.2 Phần Bus 22

1.4 Kết luận chương 26

CHƯƠNG 2: LÝ THUYẾT CHUNG PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO VỆ TINH ĐỊA TĨNH 27

2.1 Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnh 27

2.1.1 Quỹ đạo đồng bộ, quỹ đạo địa tĩnh 27

2.1.2 Vệ tinh địa tĩnh 28

2.2 Các thông số quỹ đạo 29

2.2.1 Hệ tọa độ 29

2.2.2 Hình dạng và các thông số xác định quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinh 33

2.3 Kết luận chương 37

CHƯƠNG 3: QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢO QUỸ ĐẠO CHO VỆ TINH ĐỊA TĨNH 38

3.1 Các lực nhiễu tác động lên vệ tinh địa tĩnh và ảnh hưởng của chúng 38

3.2 Nguyên lý điều khiển vệ tinh 38

3.2.1 Các quy ước về lực đẩy và tên gọi các loại tên lửa tương ứng với các mặt vệ tinh chứa chúng 38

3.2.2 Các quá trình điều khiển vệ tinh địa tĩnh 41

3.3 Các hoạt động điều khiển hỗ trợ 63

3.3.1 Điều khiển vệ tinh trong box giới hạn 63

3.3.2 Chương trình máy tính hỗ trợ 65

3.3.3 Hiện tượng che khuất 66

3.3.4 Đặc điểm các vệ tinh địa tĩnh cùng vị trí (Co-located) 68

3.4 Kết luận chương 83

CHƯƠNG 4: MÔ PHỎNG SỰ THAY ĐỔI CÁC THAM SỐ QUỸ ĐẠO VỆ TINH VINASAT-1 SAU ĐIỀU KHIỂN 84

4.1 Phần mềm OASYS và các định nghĩa 84

4.1.1 Phần mềm OASYS 84

4.1.2 Các định nghĩa 85

4.2 Các quá trình phân tích quỹ đạo 88

4.2.1 Lập kế hoạch cho một quá trình điều khiển 88

4.3 Công cụ mô phỏng di chuyển của vệ tinh trên quỹ đạo: Vinasat_Plots 98 4.3.1 Cơ sở và mục đích 98

4.3.2 Ứng dụng mô phỏng 98

4.3.3 Giải thuật mô phỏng: 99

4.3.4 Kết quả và phân tích 99

4.4 Kinh nghiệm phân tích 103

4.4.1 Sử dụng dữ liệu đo xa từ trạm dự phòng khi trạm chính không làm việc 103

4.4.2 Thay đổi kế hoạch điều khiển khi có sự cố(bao gồm cả kì nghỉ) 103

4.4.3 Xử lí khi quỹ đạo gần rìa và ra ngoài giới hạn quy định 104

4.5 Kết luận chương 106

KẾT LUẬN 107

TÀI LIỆU THAM KHẢO 108

PHỤ LỤC: CÁC REPORT CỦA QUÁ TRÌNHPHÂN TÍCH 109

LỜI CAM ĐOAN

Tôi tên là Nguyễn Hải Phong - học viên lớp Cao học Kỹ thuật điện tử 2 - Khoá 2010-2012 - Khoa Điện tử viễn thông- Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội Tôi xin cam đoan bản luận văn thạc sỹ khoa học này do tôi tự làm, không sao chép nguyên

bản của ai Các nguồn tài liệu là do tôi thu thập và dịch từ các tài liệu chuẩn nước ngoài

Nếu có bất cứ sai phạm nào tôi xin chịu trách nhiệm trước hội đồng tốt nghiệp và nhà trường

Học viên cao học:

Nguyễn Hải Phong

DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT

AD Attitude Determine Xác định tư thế

ADJ Adjust TAC file Dữ liệu sau điều chỉnh

BM Backward Maneuver Lần điều khiển trước

ECF Earth Centered Fixed Hệ tọa độ lấy tâm trái đất cố

định ECI Earth Centered Inertial Hệ tọa độ địa tâm

EWSK East West StationKeeping Điều khiển Đông Tây

G/T Gain/Temperature Hệ số phẩm chất anten

GSAM Geostationary Analysis Module Hệ thống phân tích địa tĩnh HPA High Power Amplifier Khuếch đại công suất cao

Tần số trung tần

ISI Integral Systems Incorporated Tên công ty

LNA Low Noise Amplifier Khuếch đại tạp âm thấp

NOR/NORAD North American Aerospace

Defense Command

Cơ quan hàng không vũ trụ Bắc Mỹ

NSSK North South StattionKeeping Điều khiển Bắc Nam

OASYS Orbit Analysis SYStem Hệ thống phân tích quỹ đạo

OD Orbit Determination Xác định quỹ đạo

OPR Orbit Plane Radial Mặt phẳng quỹ đạo bán kính OPS Orbit Plane Solar Mặt phẳng quỹ đạo mặt trời OPT Orbit Plane Tangenial Mặt phẳng quỹ đạo tiếp tuyến

PM Present Maneuver Lần điều khiển hiện tại

PVT Pressure/Volume/Temperature Áp suất/Thể tích/Nhiệt độ

RCS Reaction Control System Hệ thống điều khiển phản lực REA Rocket Engine Assembly Thiết bị động cơ tên lửa

RWA Reaction Wheel Assembly Thiết bị bánh xe phản lực

SES Satellite Earth Station Trạm điều khiển mặt đất

SK Station Keeping Thực hiện điều khiển tại trạm

TAC Thruster Attitude Control Điều khiển tư thế tên lửa TLE Two- Line Element Thành phần hai dòng

TT&C Tracking Telemetry and Control Bám, đo xa và điều khiển TWTA Traveling Wave Tube Amplifier Đèn khuếch đại sóng chạy

MỤC LỤC HÌNH VẼ

Hình 2.1 Quỹ đạo địa tĩnh 28

Hình 2.2 Hệ tọa độ địa tâm 31

Hình 2.3 Hệ tọa độ tâm vệ tinh 31

Hình 2.4 Hệ tọa độ quĩ đạo 32

Hình 2.5 Mối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâm 32

Hình 2.6 Các thành phần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse 34

Hình 2.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và các thành phần ngoài của nó 35

Hình 3.1 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Bắc, Nam 40

Hình 3.2 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Đông, Tây 41

Hình 3.3 Các thành phần véc-tơ ảnh hưởng tới quỹ đạo 43

Hình 3.5 Sự thay đổi mặt phẳng quỹ đạo bởi North Thrust, tạo ∆V >0 44

Hình 3.6 Hình chiếu các thành phần véc tơ độ nghiêng lên mặt phẳng quỹ đạo 45

Hình 3.7 Ảnh hưởng va chạm của lực các lực đẩy lên cánh pin mặt trời tại các thời điểm trong năm 47

Hình 3.8 Sự thay đổi của hình chiếu véc tơ i sau 1 năm 48

Hình 3.10 Sự thay đổiđộ nghiêng hàng năm và ∆V yêu cầu 49

Hình 3.11 Hệ tọa độ xác định vị ảnh hưởng của hiện tượng coupling 50

Hình 3.12 Ảnh hưởng của cross-coupling tới độ lệch tâm 50

Hình 3.13 Sự thay đổi trọng tâm của vệ tinh 51

Hình 3.14 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục x 51

Hình 3.15 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục y 52

Hình 3.16 Sự thay đổi của kinh độ sau các lần điều khiển Đông-Tây 53

Hình 3.17 Sự thay của tốc độ trôi sau các lần điều khiển Đông-Tây 53

Hình 3.18 Sự thay của độ lệch tâm sau các lần điều khiển Đông-Tây 54

Hình 3.19 Chu kì điều khiển vệ tinh 54

Hình 3.20 Quá trình bắn theo hướng Đông và hướng Tây 55

Hình 3.21 Sự thay đổi của tốc độ trôi trong quá trình điều khiển Đông-Tây 2 phần55 Hình 3.22 Sự thay đổi của kinh độ trong quá trình thực hiện điều khiển Đông- Tây 2 phần 56

Hình 3.23 Lực đẩy theo hướng Đông với ba trục cố định của vệ tinh được nhìn từ cực Bắc 57

Hình 3.24 Lực đẩy theo hướng Đông ở chế độ xung với một trục quay cố định được nhìn từ cực Bắc 57

Hình 3.25 Sự mở rộng quỹ đạo khi sử dụng Lực đẩy hướng Đông 57

Hình 3.26 Sự thay đổi độ trôi kinh độ do Lực đẩy hướng Đông 60

Hình 3.27 Sự thay đổi của độ lệch tâm và độ trôi theo thời gian 63

Hình 3.28 Mô tả hệ thống tọa độ trên vệ tinh 64

ệ thống điều khiển tư thế của vệ tinh 65

Hình 3.32 Hai quỹ đạo có độ nghiêng khác nhau (vecto độ nghiêng _inclination)

giao nhau tại hai điểm 69

Hình 3.33 SK tương quan giữa hai vệ tinh với một phần deadband longitude chồng lên nhau trong suốt một chu trình longitude 76

Hình 3.34 Hai vệ tinh co-location theo phương pháp 3 với một phần deadband chồng lên nhau với dao động của longitude bị ảnh hưởng từ ecc 77

Hình 3.35 Hai vệ tinh Co-location theo phương pháp 3 trong 3 ngày, biểu thị hình chiếu dao động của vệ tinh lên mặt phẳng xích đạo 77

Hình 3.36 Phân chia mặt phẳng xích đạo theo ecc 79

Hình 3.37 Sự chuyển động của vệ tinh 1 tương quan với vệ tinh 2 trong hệ thống chuyển động quanh trái đất 80

Hình 3.38 Hai, ba và bốn vệ tinh co-location được phân chia mặt phẳng quỹ đạo theo ecc, phương pháp 4 81

Hình 4.1 Đồ thị sự thay đổi của kinh độ quỹ đạo 101

Hình 4.2 Đồ thị sự thay đổi của độ nghiêng quỹ đạo 101

Hình 4.3 Đồ thị sự thay đổi của độ nghiêng quỹ đạo trong cả năm 102

Hình 4.4 Đồ thị biểu thị sự thay đổi của kinh độ vệ tinh trong cả năm 103

Hình 4.5 Trường hợp độ nghiêng ở rìa vòng tròn tới hạn 105

Hình 4.6 Trường hợp độ trôi ở rìa vòng tròn tới hạn 105

LỜI MỞ ĐẦU

Vinasat-1 là vệ tinh viễn thông địa tĩnh đầu tiên của Việt Nam được phóng vào vũ

trụ lúc 22 giờ 16 phút ngày 18 tháng 4 năm 2008 Vệ tinh Vinasat-1 được đưa vào

hoạt động, không chỉ đảm bảo khả năng cung cấp các dịch vụ viễn thông - thông tin đến mọi miền Tổ quốc kể cả vùng sâu, vùng xa, hải đảo; mà còn giúp hoàn thiện hạ

tầng viễn thông quốc gia, khẳng định chủ quyền của Việt Nam trong không gian

Để sử dụng và khai thác được vệ tinh một cách hiệu quả thì quá trình điều khiển vệ tinh là vô cùng quan trọng, nhằm đảm bảo vệ tinh nằm trong quỹ đạo tối ưu Quá trình điều khiển vệ tinh có hai công đoạn chính: (1) Dự đoán, xác định quỹ đạo; (2)

Gửi lệnh điều khiển và giám sát trạng thái của vệ tinh; trong đó quá trình dự đoán

quỹ đạo bao gồm việc tính toán và phân tích các dữ liệu thu thập từ hệ thống thời gian thực và đưa lại hệ thống này những thông số cần thiết cho quá trình điều khiển

Nhằm phục vụ công việc thực tế trong việc khai thác và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1, luận văn với đề tài: “Tổng quan thông tin vệ tinh và ứng dụng phân

phần chính:

- C hương 1: Thông tin vệ tinh

- Chương 2: Lý thuyết chung phân tích quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh

- Chương 3: Quá trình điều khiển đảm bảo quỹ đạo cho vệ tinh địa tĩnh

- Chương 4: Mô phỏng sự thay đổi các tham số quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1 sau

điều khiển

Trong đề tài, em cũng đã tập hợp và đúc rút những kinh nghiệm phân tích quỹ đạo được tích lũy trong suốt quá trình làm việc và học tập tại “ Đài điều khiển vệ tinh Vinasat-1” Đề tài này cũng sẽ đóng vai trò là tài liệu tham khảo, góp phần hữu ích cho việc giải quyết những tình huống công việc hàng ngày trong quá trình điều khiển, giám sát hoạt động vệ tinh

Em xin chân thành gửi lời cảm ơn tới các chuyên gia phân tích quỹ đạo: Kent Mitchell, Steve Simpson cũng như lãnh đạo đài điều khiển vệ tinh Vinasat-1; đặc

ểu và nghiên cứu và hoàn thành luận văn này

Học viên thực hiện : Nguyễn Hải Phong

CHƯƠNG 1: THÔNG TIN VỆ TINH

Ngày nay, cùng với sự phát triển của khoa học-kĩ thuật, thông tin vệ tinh ngày càng được sử dụng nhiều trong cuộc sống Chương 1 của đề tài sẽ giới thiệu những lý thuyết cơ bản về thông tin vệ tinh

1.1 Nguyên lý thông tin vệ tinh

Thông tin vệ tinh- TTVT, là hình thức truyền thông tin giữa các trạm thông tin mặt đất, gọi tắt là trạm mặt đất –SES bằng cách chuyển tiếp tín hiệu qua vệ tinh thông tin như Hình 1.1 Các trạm mặt đất dùng để phát tín hiệu lên vệ tinh va thu nhận tín hiệu từ vệ tinh phát về Đường hướng từ trạm mặt đất A1 lên vệ tinh gọi là đường lên và đường hướng từ vệt tinh về trạm mặt đất A2 gọi là đường xuống

Hình 1.1 Nguyên lý hệ thống thông tin vệ tinh

Một tổ hợp các trạm mặt đất và vệ tinh thông tin cùng làm việc để đảm bảo thông tin gọi là hệ thống TTVT: Sơ đồ cấu trúc của hệ thống TTVT như Hình 1.1 và gồm

Ph ần mặt đất: Thực chất là các trạm thu, phát tín hiệu trên mặt đất gồm: Anten thu,

phát và các thiết bị điều khiển bám vệ tinh, ống dẫn sóng, các bộ chia và ghép công

suất, máy thu tạp âm thấp, các bộ điều chế, giải điều chế, các bộ biến đổi tần tuyến lên và bộ đổi tần tuyến xuống, bộ khuếch đại công suất lớn

Ph ần không gian: Gồm có vệ tinh thông tin, hệ thống TT&C đảm bảo các chức

năng đo xa, bám, điều khiển nhằm duy trì hoạt động bình thường cho vệ tinh Trong

hệ thống TTVT thì vệ tinh thực chất là một trạm lặp tín hiệu của tuyến thông tin siêu cao tần

Hoạt động của sơ đồ Hình 1.1 như sau:

Đường lên: Tín hiệu băng tần cơ sở- BB như: Thoại, Fax, Video… qua bộ điều chế

MOD được điều chế lên thành tín hiệu trung tần IF, sau đó qua bộ đổi tần lên U/C

trở thành tín hiệu cao tần RF và được khuếch đại công suất nhờ bộ khuếch đại công

suất lớn HPA rồi được phát lên vệ tinh thông qua Anten phát của trạm mặt đất

T ại vệ tinh: Tín hiệu của trạm mặt đất được Anten thu của vệ tinh thu nhận và được

khuếch đại bởi bộ khuếch đại tạp âm thấp LNA Tín hiệu RF sau bộ khuếch đại này được biến đổi tần số thành tần số RF tuyến xuống, sau đó lại được khuếch đại công

suất lớn để phát xuống mặt đất thông qua Anten phát của vệ tinh

Đường xuống: Tín hiệu từ vệ tinh phát vệ được Anten thu trạm mặt đất thu nhận,

sau khi qua bộ khuếch đại tạp âm thấp tín hiệu được được đưa tới bộ đổi tần xuống Tín hiệu đầu ra bộ đổi tần xuống là tín hiệu trung tần Tín hiệu IF sau đó được giải điều chế thành tín hiệu băng tần cơ sở nhờ bộ giải điều chế DEM

1.2 Trạm mặt đất

Trạm mặt đất- SES ( Satellite Earth Station) trong hệ thống TTVT có chức năng phát tín hiệu lên vệ tinh và thu tín hiệu từ vệ tinh phát về Tín hiệu sau khi vượt qua đường truyền dài cỡ 36.768 km đến anten thu của trạm mặt đất đã rất yếu

Theo qui định của Intelsat, trạm mặt đất thường được phân thành các loại A, B,

thể phân loại trạm mặt đất tùy theo dịch vụ liên lạc qua vệ tinh Thí dụ, với dịch vụ

cố định thì có trạm mặt đất cố định, còn với các dịch vụ di động thì có trạm mặt đất

di động

1.2.1 Cấu trúc trạm mặt đất

Trạm mặt đất TTVT có cấu trúc cơ bản như Hình 1.2 bao gồm các hệ thống sau: Hệ

thống anten, hệ thống phát, hệ thống điều khiển và giám sát CMA, hệ thống cung

cấp nguồn và điều hòa…

Hình 1.2 Cấu trúc trạm mặt đất

Nguyên lý thu phát tín hiệu đã được mô tả trong mục 1, ở đây ta điểm qua chức năng các hệ thống chưa đề cập và một vài lưu ý với hệ thống thu, phát tín hiệu

H ệ thống anten : Bao gồm anten thu phát chung có đường kính từ 0,6m đến 30m

tùy theo từng loại trạm ứng với tiêu chuẩn qui định của Intelsat; thiết bị bám vệ tinh

để điều khiển anten trạm mặt đất bao giờ cũng hướng đúng vào vệ tinh Bộ lọc thu phát siêu cao tần Duplexer, dùng để ngăn cách ảnh hưởng lẫn nhau giữa tín hiệu phát và thu do dùng chung anten Ở đây cần lưu ý là khi thiết kế trạm, người ta cố ý

bố trí các ống dẫn sóng nối thiết bị thu phát đến anten là gần nhất để giảm tổn hao

do ống dẫn sóng gây ra Anten trạm mặt đất được một hệ thống cơ khí vững chắc đảm bảo đỡ anten trong điều kiện mưa gió to, kể cả động đất

H ệ thống thu tín hiệu: Do tín hiệu thu về rất yếu nên bộ khuếch đại tạp âm nhỏ LNA

được đặt ngay đầu thu của anten để tránh suy hao do phide Nhằm giảm nhiệt độ tạp

âm hệ thống, cố gắng chọn LNA có nhiệt tạp âm càng nhỏ càng tốt

Điều khiển Anten

Diplexer

HPA Cộng U/C

DEM D/C

Chia LNA

Mode

Băng Tần

cơ bản

H ệ thống phát tín hiệu: Công suất phát trạm mặt đất thường cỡ vài W đến vài KW

tùy theo dung lượng thông tin của trạm: Dung lượng càng lớn thì công suất phát càng lớn kể cả phải dự trữ vài dbw công suất cho trường hợp mưa lớn để dự trữ cho đường lên

H ệ thống điều khiển và giám sát: Để điều khiển và giám sát toàn bộ hoạt động trạm

mặt đất, người ta dùng hệ thống CMA ( Control Monotoring and Alarm system) được điều khiển bằng hệ thống máy tính tính năng cao có các phần mềm ứng dụng chuyên dụng để kiểm soát hệ thống giúp người khai thác hệ thống nắm vững tình

trạng tức thời của trạm mặt đất Các chức năng của CMA gồm:

+ Theo dõi và điều khiển công suất phát theo tiêu chuẩn

+ Theo dõi công suất tín hiệu thu, tức tỷ số C/N

+ Theo dõi và điều khiển hệ thống tự động bám vệ tinh

+ Theo dõi các thiết bị xử lý tín hiệu như MODERM IDR, thiết bị đổi tần lên,

xuống

+ Theo dõi chất lượng tín hiệu hình…

H ệ thống nguồn và điều hòa: Để đảm bảo thông tin liên lạc trạm mặt đất được cung

cấp nguồn bằng nguồn điện không bị ngắt UPS ( Uninterapted Power Supply) UPS

phải có dự phòng và cung cấp nguồn ổn định cho phép đủ công suất cho toàn bộ thiết bị trong trạm mặt đất

Tất cả các thiết bị trong trạm mặt đất đều bắt buộc làm việc trong điều kiện môi trường tốt: nhiệt độ 200C và độ ẩm 45%, để đảm bảo an toàn, duy trì tuổi thọ và

chất lượng thông tin

1.2.2 Anten trạm mặt đất

Anten là thiết bị quan trọng nhất trong TTVT, đặc biệt là với trạm mặt đất, nó chiếm tới 50% giá thành trạm và thậm chí còn hơn thế Bản thân anten quyết định

cấu hình và hoạt động khai thác của trạm mặt đất cũng như của vệ tinh thông tin Vì

thế, để đảm bảo chất lượng thông tin anten trong TTVT phải đáp ứng các yêu cầu

• Hệ số định hướng và hiệu suất cao:

H ệ số định hướng:Hệ số định hướng của anten được tính theo công thức sau:

A- Diện tích hiệu dụng của anten (m)

λ- Bước sóng công tác (m)

η- Hiệu suất anten

Đối với anten gương tròn với đường kính D(m) thì (1-1) trở thành:

Hi ệu suất anten: Với công nghệ chế tạo hiện nay, hiệu suất anten Parabol có

thể đạt 50%- 70% Các yếu tố ảnh hưởng đến hiệu suất anten Parabol như sau:

+ Tổn hao mặt phản xạ chính do mất mát công suất ra mép ngoài mặt phản

xạ chính làm hiệu suất anten giảm

+ Tổn hao mặt phản xạ phụ gây ra cho bức xạ sơ cấp từ Feedhorn bị mất mát

một phần công suất ra mép ngoài mặt phản xạ phụ làm giảm hiệu suất anten

+ Tổn hao mặt phản xạ phụ gây ra bởi mặt phản xạ phụ và các thanh đỡ mặt

D f

21

Các búp sóng phụ, đặc biệt là búp sóng phụ phía sau, cách 1800 so với búp sóng chính, búp sóng này làm tăng nhiệt tạp âm anten và giảm tính định hướng của anten nên phải giảm búp sóng phụ càng nhỏ càng tốt

• Tạp âm nhỏ: Tạp âm anten được đánh giá qua nhiệt tạp âm anten Nhiệt tạp

âm nhỏ sẽ góp phần đảm bảo tỷ số G/T theo yêu cầu

• Đặc tính phân cực tốt: Anten cần có tính phân cực tốt để việc sử dụng lại tần

số một cách hiệu quả bằng cách ghép các sóng phân cực ngang và đứng thành phân

cực vuông góc hoặc thành các sóng phân cực tròn trái và tròn phải

• Góc quay và độ chính xác cơ khí cao: Intelsat qui định anten trạm mặt đất

phải có khả năng quay tối thiểu 100 cho cả góc phương vị và góc ngẩng xung quanh đường thẳng tưởng tượng nối từ trạm mặt đất tới vệ tinh thông tin Ngày nay, các anten có thể quay 3600 – tức là quan sát toàn bộ bầu trời, với các cơ cấu cơ khí gọn

nhẹ nhưng chắc chắn Ngoài ra, để đạt tính định hướng và hiệu suất cao thì các mặt

phản xạ chính, phụ phải có độ chính xác bề mặt cao đồng thời anten phải có độ chắc

chắn cơ học cao để tránh các tác động bên ngoài như gió, bão, động đất…

Mặc dù vệ tinh được đặt trên quĩ đạo địa tĩnh, coi như đứng yên so với trái đất nhưng trên thực tế do sức hút trái đất, mặt trăng, mặt trời nên vị trí và độ nghiêng

của nó trên quĩ đạo bị thay đổi Để đảm bảo chất lượng TTVT, anten trạm mặt đất

phải hướng đúng vào vệ tinh Hiện nay có 4 phương pháp bám vệ tinh được dùng như sau:

Phương pháp bám theo kiểu xung đơn: Phương pháp này dựa trên cơ sở thu và quan

sát các kiểu sóng đứng làm việc trong các feedhorn phụ đặt xung quanh feedhorn chính Tách các kiểu sóng đang làm việc dựa vào thiết bị phân tích để xác định mức

độ lệch hướng của anten trạm mặt đất với vệ tinh Phương pháp này có độ chính xác cao nhưng hệ thống bám phải làm việc liên tục làm cho kết cấu cơ khí của anten chóng bị mài mòn và vì thế ít được dùng trong thông tin vệ tinh thương mại

Phương pháp bám theo kiểu từng nấc: Theo nguyên lý bám này thì vệ tinh phát

xuống mặt đất tín hiệu dẫn đường (Beacon) có các tần số thường dùng: 3947,5; 3948; 3952; 3953,5 ( MHz) Trong đó 2 tần số thường dùng trong hoạt động thông

là đưa vệ tinh vào đúng vị trí quĩ đạo, thiết bị bám vệ tinh sẽ giám sát tín hiệu beacon của vệ tinh tại những khoảng thời gian nhất định, thiết bị sẽ lấy mẫu ở một

số thời điểm trong cửa sổ Mức điện của các mẫu sẽ được đem so sánh để xác định xem vệ tinh có đúng trọng tâm cửa sổ không Bộ điều khiển sẽ ra lệnh cho anten quay đúng về hướng có mức beacon lớn nhất và trong trường hợp tín hiệu beacon

bất ngờ tụt xuống dưới mức chuẩn đã định thì thiết bị bám sẽ được khởi động lại ngay lập tức Theo phương pháp này, anten trạm mặt đất không phải liên tục được điều khiển để bám theo vệ tinh như kiểu bám xung đơn nên đỡ tốn năng lượng và ít làm mòn các kết cấu cơ khí nhưng ít chính xác hơn, phương pháp bám vệ tinh này đang được sử dụng phổ biến trong TTVT thương mại

Phương pháp bám vệ tinh theo chương trình: Phương pháp này dựa trên số liệu

thiên văn của các vị trí quĩ đạo vệ tinh được đoán trước do Intelsat cung cấp cho các

trạm mặt đất Các số liệu này thường được thông báo trước 2 tuần Nó được phần

mềm xử lý và đưa ra các tín hiệu điều khiển anten bám vệ tinh Phương pháp này thích hợp và không cần có các thiết bị xử lý tín hiệu beacon và không cần có các thiết bị xử lý tín hiệu kèm theo nên kinh tế hơn các phương pháp khác

Phương pháp bám vệ tinh kiểu nhân công: Phương pháp này chỉ thực hiện ở các

trạm mặt đất nhỏ vì anten ở đấy có búp sóng lớn nên anten chỉ cần điều chỉnh hàng

tuần hàng tháng theo kiểu bật điện cho các mô tơ chạy hoặc chỉnh bằng tay trong các lần bảo dưỡng định kỳ

1.2.3 Bộ khuếch đại tạp âm nhỏ LNA

Điều kiện làm

việc

Làm lạnh khí Heli

Làm lạnh nhiệt điện

Không làm lạnh nhiệt độ trong phòng

Làm lạnh nhiệt điện Làm lạnh nhiệt điện

Băng Băng

4GHz

Xấp xỉ 15K

Xấp xỉ 32K

Xấp xỉ 55K Xấp xỉ

45K

Xấp xỉ 52K

tần Băng

12GHz

hoặc thấp hơn

180K hoặc thấp hơn Xấp xỉ 120K

300K hoặc thấp hơn 200K hoặc thấp hơn Xấp xỉ 160K

Tính năng Tạp âm thấp, băng

tần rộng Chất lượng gần bằng khuếch đại tham số, kích thước nhỏ,

trọng lượng nhẹ, giá thành thấp

Tạp âm thấp, kích thước vô cùng nhỏ, giá thành thấp

Hình 1.3 Các lo ại LNA

Tính hiệu thu về từ vệ tinh rất yếu Vì thế chất lượng tín hiệu rất kém, quá thấp về

mức tín hiệu và lớn về tạp âm Để đảm bảo chất lượng thông tin, cần phải giảm tạp

âm trong tầng khuếch đại Vì vậy, các bộ khuếch đại dải rộng (500MHz) phải được

chế tạo sao cho tạp âm nội thấp và không làm tăng nhiệt tạp âm hệ thống, đảm bảo

tỉ số tín/tạp Bộ khuếch đại đó là gọi là bộ khuếch đại tạp âm nhỏ - LNA Hiện nay

có 3 loại bộ khuếch đại tạp âm nhỏ được dùng là: Bộ khuếch đại tham số, bộ khuếch đại dùng GaAs FET và bộ khuếch đại dùng HEMT Trong đó phổ biến nhất

là các bộ khuếch đại tham số

1.2.4 Bộ khuếch đại công suất lớn HPA

Để khuếch đại tín hiệu đủ mức công suất để đưa ra anten phát lên vệ tinh các trạm

mặt đất thường sử dụng các bộ khuếch đại công suất lớn HPA có công suất từ vài

chục W đến vài KW tùy theo dung lượng thông tin của trạm mặt đất

Làm lạnh không khí khi công suất lên đến vài KW Làm lạnh bằng nước khi công suất ra khoảng 10KW

Làm lạnh bằng không khí tự nhiên

Hình 1.4 So sánh các b ộ khuếch đại công suất lớn

Phụ thuộc vào công suất ra và băng tần sử dụng, các bộ khuếch đại công suấtthường dùng hiện nay là: Đèn sóng chạy TWTA; đèn Klistron; tranzitor trường FET

1.3 Vệ tinh thông tin [1]

Vệ tinh thông tin là thiết bị quan trong và đắt tiền nhất trong hệ thống TTVT, nó

thực chất là một trạm chuyển tiếp tích cực của tuyến thông tin siêu cao tần mặt đất –

vệ tinh – mặt đất Vệ tinh thông tin là một hệ thống được thiết kế, lắp đặt và phóng

bằng các công nghệ tiên tiến, do vậy có nhiều chức năng thỏa mãn các yêu cầu để

tồn tại trên quĩ đạo và nối thông tin liên lạc giữa các trạm mặt đất khác nhau

Cấu trúc của vệ tinh thông tin rất phức tạp, bao gồm nhiều phân hệ: Phân hệ tải tin (Payload), phân hệ điều khiển tư thế, phân hệ điều khiển nhiệt, phân hệ nguồn, phân

hệ lệnh và đo xa, phân hệ phần mềm điều khiển Các phân hệ này được điều khiển

và giám sát bởi một máy tính được cài phần mềm điều khiển trên vệ tinh Theo chức năng phục vụ thì vệ tinh thông tin có thể được chia làm hai phần chính: Phần tải tin

và phần bus Trong đó phần bus là tất cả các phân hệ còn lại trừ phân hệ tải tin

Hình 1.5 C ấu trúc vệ tinh thông tin

1.3.1 Phần tải tin

Phân hệ tải tin có chức năng như một bộ chuyển tiếp các tín hiệu của các trạm phát

mặt đất đến các trạm thu mặt đất Để thực hiện được chức năng đó thì phân hệ tải

chứa các thành phần sau:

của vệ tinh, nó được cấu tạo từ các phần tử tích cực và hoạt động như các bộ khuếch

đại lặp tín hiệu Bộ phát đáp thu tín hiệu từ tuyến lên, tín hiệu này rất yếu cần được

khuếch đại bởi LNA, và được đổi tần xuống tần số sóng mang tuyến xuống rồi lại

được khuếch đại công suất để đưa ra anten phát trở lại trạm mặt đất thu Khi truyền

qua bộ phát đáp tín hiệu tin tức có thể bị ảnh hưởng do các nguyên nhân sau:

- Bộ khuếch đại có đặc tuyến biên độ - tần số không tuyến tính do vậy sẽ gây ra

hiện tượng xuyên điều chế khi nó khuếch đại đồng thời nhiều sóng mang

ễu do các sóng mang trong các băng tần con của bộ phát đáp

Anten truyền lệnh và đo xa Anten truyền lệnh và đo xa Điều khiển quĩ đạo

Điều khiển và đo xa

Điều khiển Anten

Nhiên

liệu Bộ thu

Ổn định quay

Mã hóa

đo xa Giải mã lệnh

Máy phát

Máy thu

Bộ phối hợp

Hệ thống điều khiển quĩ đạo

và độ cao Hệ thống truyền lệnh và đo xa Hệ thống thông tin

- Pha và biên độ của tín hiệu bị biến đổi khi đi qua các bộ lọc

Về nguyên lý thì khi bộ phát đáp vệ tinh được ghép chặt các sóng mang thì không

có bộ khuếch đại nào có khả năng cung cấp đủ công suất cho tất cả các sóng mang

Hơn nữa, do tính phi tuyến của các bộ khuếch đại để tránh hiện tượng xuyên điều

chế khi có nhiều sóng mang đồng thời được khuếch đại người ta sử dụng phương

pháp lùi công

Hình 1.6 Sơ đồ bộ phát đáp

Tuy nhiên, lúc đó công suất đầu ra sẽ giảm, và số sóng mang làm việc cũng phải

giảm, hiệu suất làm việc của bộ khuếch đại cũng giảm Để khắc phục hiện tượng

này người ta thực hiện phương pháp khuếch đại tín hiệu 2 lần:

- Đưa tất cả các sóng mang thu được từ anten vào khuếch đại ở thiết bị thu băng

rộng, thực chất đây là một bộ tiền khuếch đại có băng tần rộng 500Mhz

- Sau đó tín hiệu được chia ra thành các băng tần nhỏ hơn 36, 54, 72 HHz và được

khuếch đại riêng rẽ bởi các bộ khuếch đại công suất

Bộ lọc

Bộ thu băng rộng

Bộ thu băng rộng

Bộ cupler

Bộ tách kênh

Bộ ghép kênh HPA

6 Ghz

4 Ghz

b) Các anten phân hệ tải tin: Các anten này là các anten thuộc băng C, băng K

được sử dụng để thu nhận tín hiệu tin tức tuyến lên và để phát tín hiệu tin tức tuyến xuống Nó cũng được sử dụng để thu các tín hiệu lệnh điều khiển được phát lên từ các trạm điều khiển mặt đất

1.3.2 Phần Bus

Phần này bao gồm tất cả các phân hệ khác có nhiệm vụ hỗ trợ các yêu cầu về nhiệt

độ, nguồn điện, tư thế… cho phân hệ tải tin thực hiện chức năng của nó Phần bus bao gồm các phân hệ:

a) Phân h ệ giám sát, đo xa và điều khiển: Phân hệ này thực hiện các chức năng

bảo đảm việc liên lạc giữa vệ tinh và trạm mặt đất điều khiển Nó có các khối chức năng để tiếp nhận và thực hiện lệnh đồng thời cũng có các khối chức năng để gửi dữ

liệu Telemetry về trạm điều khiển mặt đất Anten được sử dụng cho phân hệ này là anten vô hướng hoặc anten râu Trong hoạt động thông thường thì phân hệ này sẽ

nhận lệnh từ các Anten băng C của phân hệ payload, nhằm tận dụng hệ số khuếch đại cao Trong các tình huống khẩn cấp các anten vô hướng và anten râu sẽ được sử

dụng vì nó có vùng phủ tần nhìn rộng hơn.

b) Phân h ệ điều khiển tư thế: Nhiệm vụ của hệ thống này là duy trì tư thế của vệ

tinh và vị trí của nó trên quỹ đạo Hệ thống này phải liên tục điều khiển tư thế của

vệ tinh trong suốt quá trình vệ tinh làm việc trên quỹ đạo, để đảm bảo độ tin cậy thì người ta lắp thêm các thiết bị dự phòng các bộ xử lí điều khiển và chuyển mạch tự động

Trạng thái của vệ tinh được duy trì theo một hệ thống tọa độ gồm 3 trục đều xuất phát từ trọng tâm của vệ tinh: trục YAW hướng vào tâm của trái đất, trục PITCH vuông góc với trục YAW và hướng về phía nam, trục ROLL vương góc với mặt

phẳng của 2 trục kia và hướng dọc theo vectơ tốc độ chuyển động của vệ tinh

Khi vệ tinh thông tin ở trên quỹ đạo địa tĩnh, nó chịu ảnh hưởng của rất nhiều yếu tố gây nhiễu có thể làm thay đổi tư thế và vị trí của vệ tinh Đó là lực hút của mặt trăng, mặt trời, tính không cầu hoàn toàn của trái đất, áp suất bức xạ mặt trời Để

dụng trên vệ tinh Một sai lệch nhỏ bất kỳ về tư thế bay của vệ tinh đều được hệ

thống sensor này phát hiện Nằm trong hệ thống điều khiển trạng thái bay của vệ tinh còn có con quay hồi chuyển có chức năng nhận biết những thay đổi quán tính trong hướng mặt phẳng của trục quay, hướng của trục quay của các con quay này luôn duy trì ổn định, nó được sử dụng để duy trì tư thế quán tính cho vệ tinh Sau khi các sensor phát hiện sai lệch vị trí, bộ xử lí trên vệ tinh (hoặc trung tâm điều khiển mặt đất) sẽ đưa ra các lệnh điều khiển tới hệ thống điều khiển bay gồm: Các bánh xe momen, các bánh xe phản hồi, cuộn momen từ, các động cơ phản lực để tạo

ra các lực thích hợp nhằm cân bằng trạng thái bay và cố định hướng anten của vệ tinh

Yêu cầu chung với hệ thống điều khiển tư thế và vị trí của vệ tinh là phải đảm bảo

độ chính xác cao, điều khiển linh hoạt, tốn ít nhiên liệu Nói chung, yêu cầu tối thiểu về ổn định vệ tinh là ≤ 0,10 hướng Bắc-Nam và ≤0.050 hướng Đông- Tây

c) Phân h ệ nguồn điện: Chức năng chính của hệ thống này là cung cấp nguồn

năng lượng điện cho các thiết bị trên vệ tinh hoạt động trong thời gian vệ tinh làm

việc

Hình 1.7 H ệ thống cung cấp nguồn điện

Hệ thống cung cấp nguồn bao gồm:

Ngu ồn sơ cấp: Ta đã biết nguồn năng lượng bên ngoài duy nhất trên vệ tinh là

nguồn năng lượng bức xạ từ ánh sáng mặt trời, vì thế trên tất cả các loại vệ tinh đều

sử dụng các tấm pin mặt trời lớn để nhận và chuyển đổi năng lượng ánh sáng mặt

trời thành năng lượng điện cung cấp cho các thiết bị của vệ tinh Hai loại vật liệu

chủ yếu được sử dụng để chế tạo Pin mặt trời là: GaAs và Si Việc triển khai các tế

bào pin mặt trời cũng khác nhau tùy thuộc vào loại vệ tinh địa tĩnh Với Vinasat-1 là

vệ tinh ổn định 3 trục, có nhiều kiểu tấm pin mặt trời được sử dụng trên vệ tinh này

Những tấm pin mặt trời có độ dẻo cao thì được cuộn lại và nếu hơi cứng thì gấp lại

bằng các bản lề và đặt trong tên lửa đẩy trong thời gian phóng Khi lên tới quỹ đạo địa tĩnh chúng sẽ được trải ra như thiết kế Những tấm pin mặt trời cứng, rộng(phải thích hợp với tên lửa đẩy)được ghép nối thành từng nhóm 3 hoặc 4, tạo thành 1

“cánh” của vệ tinh (tấm pin mặt trời Việc triển khai 2 “cánh” pin mặt trời của vệ tinh trên quỹ đạo nhờ sự hoạt động của các nhíp, các trục, tời và các bộ hiệu chỉnh cường độ để đảm bảo tốc độ và hướng quay Đối với vệ tinh ổn định thân 2 “cánh” pin mặt trời thẳng hàng với nhau và với trục PITCH

Ngu ồn thứ cấp: Vệ tinh thông tin trên quỹ đạo có thời gian che khuất xảy ra khoảng

90 ngày trong 1 năm Vì thế cần phải duy trì một hệ thống nguồn thứ cấp tích trữ năng lượng để dành cho vệ tinh làm việc trong thời gian này, cũng như cung cấp cho hoạt động của các tên lửa đẩy trong khi làm maneuver giữ trạm theo hướng Nam- Bắc Hệ thống nguồn thứ cấp lấy năng lượng từ nguồn sơ cấp khi nguồn này đang làm việc(nạp năng lượng) và phát năng lượng khi nguồn sơ cấp yếu hoặc làm

việc không liên tục Các nguồn thứ cấp này là Ắc quy Nikel-Cadimium(Nicd) hoặc

ắc quy Nikel- Hydrozen(NiH2) Ngày nay, với các vệ tinh thông tin dùng Ắc quy NiH2 thay thế cho Nicd hay dùng trước đây vì nó có đặc tính năng lượng cao và

thời gian làm việc dài hơn, vì thế làm tăng thời gian sống của vệ tinh Các Ắc quy thường có hình trụ và được nối song song với nhau Bình thường, khi các tấm pin

mặt trời hoạt động thì một phần năng lượng được nạp cho các ắc quy

Các m ạch bảo vệ và điều khiển: Trong thời gian che khuất, năng lượng của Pin

cung cấp nguồn cho vệ tinh hoạt động Ngay sau thời gian che khuất, nguồn điện từ các tấm pin mặt trời sẽ nạp cho các Pin Điều này được thực hiện nhờ các mạch điều khiển nạp Bên cạnh các mạch điều khiển nạp thì trong phân hệ nguồn điện cũng có các mạch điều khiển xả của Pin để cung cấp năng lượng cho các hoạt động của vệ tinh khi cần thiết Việc điều khiển nạp, xả của Pin được thực hiện thông qua việc

áp Pin, độ lớn của dòng nạp, dòng xả… Các chuyển mạch chế độ nạp và xả của pin

sẽ được kích hoạt chuyển sang chế độ hoạt động thích hợp khi một trong các tham

số của Pin vượt qua một ngưỡng chuyển chế độ đã được thiết lập trước

d) Phân h ệ điều khiển nhiệt: Hệ thống điều khiển nhiệt có nhiệm vụ duy trì cho

các thiết bị trên vệ tinh làm việc trong dải nhiệt độ thích hợp nhất Việc ổn định nhiệt độ là cần thiết để cho các thiết bị trên vệ tinh hoạt động chính xác cũng như đảm bảo tuổi thọ của các thiết bị Hệ thống này bao gồm các ống thoát nhiệt, các bộ phát nhiệt, mạng phân phối nhiệt độ, các bộ cảm biến nhiệt Hệ thống ổn nhiệt trên các vệ tinh hoạt động một cách tự động thông qua phần mềm trên vệ tinh Thông tin

về nhiệt độ thu được từ các bộ cảm biến nhiệt sẽ được so sánh với các ngưỡng nhiệt

độ qui định cho từng thiết bị trên vệ tinh Nếu nhiệt độ cao hơn nhiệt độ cho phép thì nhiệt độ sẽ được tán xạ ra môi trường xung quanh bởi các ống dẫn nhiệt, và ngược lại khi nhiệt độ thấp hơn ngưỡng cho phép thì các bộ cấp nhiệt sẽ được bật Dưới đây là dải nhiệt độ làm việc của một số thiết bị trên vệ tinh

e) Phân h ệ đẩy: Chức năng của phân hệ đẩy là tạo ra các lực đẩy nhằm đưa vệ

tinh vào đúng vị trí được ấn định trên quĩ đạo trong giai đoạn phóng và hiệu chỉnh

tư thế, vị trí của vệ tinh trên quĩ đạo trong giai đoạn hoạt động trên quĩ đạo Có hai

loại động cơ đẩy trên vệ tinh

- Các bộ đẩy công suất thấp từ vài Milinewton tới vài Newton được sử dụng cho

việc điều chỉnh tư thế và vị trí của của vệ tinh

- Các bộ đẩy công suất trung bình và lớn từ vài trăm Newton tới hàng chục ngàn Newton được sử dụng cho việc thay đổi quĩ đạo trong giai đoạn phóng, đó là các

động cơ viễn điểm LAE Thông thường các động cơ đẩy nhỏ có công suất vài Milinewton thì nhiên liệu là ở dạng ion, điện từ trường Các động cơ có công suất đẩy từ 0.5 Newton đến vài trăm Newton thì nhiên liệu thường là khí NO3 và Hydrazin được Các động cơ đẩy có công suất lớn vài chục ngàn Newton thì nhiên

liệu thường ở thể rắn như hỗn hợp oxidiser, titanium và đặc biệt là lưỡng chất đẩy

CHƯƠNG 2: LÝ THUYẾT CHUNG PHÂN TÍCH QUỸ

ĐẠO VỆ TINH ĐỊA TĨNH

Số lượng vệ tinh địa tĩnh ngày càng tăng nhanh mạnh mẽ Kể từ khi vệ tinh đầu tiên được phóng vào năm 1963, đến năm 1980 đã có trên 100 vệ tinh và trên 200 vệ tinh vào năm 1990 Số lượng vệ tinh sẽ còn tiếp tục tăng chừng nào nhu cầu thông tin liên lạc của con người vẫn chưa bảo hòa Để hiểu rõ hơn về loại vệ tinh này chúng

ta sẽ nghiên cứu trong chương này

2.1 Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnh

2.1.1 Quỹ đạo đồng bộ, quỹ đạo địa tĩnh

Qu ỹ đạo đồng bộ (Geosynchronous): là quỹ đạo có chu kỳ chính xác bằng một

vòng quay hoàn chỉnh của trái đất (23 giờ 56 phút) Mặt phẳng quỹ đạo này có thể

tạo với mặt phẳng xích đạo 1 giá trị góc nghiêng bất kỳ, và có hình dạng tròn hoặc elipse

Qu ỹ đạo địa tĩnh (Geostationary) : là quỹ đạo đồng bộ tròn với góc nghiêng bằng 0°

(được đặt tại mặt phẳng xích đạo) và độ lệch tâm nhỏ

Một quỹ đạo địa tĩnh hoàn toàn là một khái niệm chỉ có trong lý thuyết với giả thiết

vệ tinh trên quỹ đạo này chỉ chịu tác dụng từ lực hấp dẫn của trái đất và lực ly tâm

của chuyển động quay của vệ tinh xung quanh trái đất mà không chịu tác động của

lực nào khác vào vệ tinh.Cùng giả thiết trái đất là hình cầu hoàn toàn Khi đó ta có:

Lực hấp dẫn của trái đất lên vệ tinh là : Fhd = gmM/ r2

Lực ly tâmcủa vệ tinh khi chuyển động trên quỹ đạo là: Flt = mrΨ2

Chuyển động của vệ tinh trên quỹ đạo là chuyển động tròn đều nên lực hấp dẫn phải cân bằng với lực ly tâm :

Với tốc độ quay của trái đất Ψ = 360.985647 ˚ / 1 ngày Nên ta suy ra bán kính của

quỹ đạo địa tĩnh r = 42164.5 (km)

Tuy nhiên một quỹ đạo địa tĩnh hoàn toàn là không có trong thực tế, do ngoài tác động của hai lực trên vệ tinh trên quỹ đạo địa tĩnh còn chịu tác động của nhiều lực tác động khác như lực hấp dẫn của mặt trăng, mặt trời, áp suất bức xạ mặt trời Và

thực tế là trái đất không phải là một hình cầu hoàn toàn

2.1.2 Vệ tinh địa tĩnh

Vệ tinh địa tĩnh là vệ tinh chuyển động trên quỹ đạo địa tĩnh mà trên quỹ đạo đó vệ tinh gần như không chuyển động trong mối tương quan với chuyển động quay của trái đất Tức là khi quan sát từ một điểm

trên trái đất, thì vị trí của vệ tinh gần như

không thay đổi theo thời gian Loại vệ

tinh này chủ yếu được sử dụng với mục

đích thông tin liên lạc, truyền thông,

ngoài ra một số cũng được dùng để quan

sát và thực hiện một số nhiệm vụ khoa

học

Hình 2.1 Qu ỹ đạo địa tĩnh

Trong hoạt động thực tế của vệ tinh trên quĩ đạo địa tĩnh, do không địa tĩnh hoàn toàn nên vệ tinh luôn chịu các lực tác dụng làm lệch ra khỏi vị trí danh định của nó

Do vậy khi vận hành và khai thác vệ tinh chúng ta luôn thường xuyên theo dõi

những thay đổi về vị trí này để thực hiện những điều chỉnh kịp thời

Vệ tinh địa tĩnh chuyển động trên quỹ đao địa tĩnh có một số ưu điểm sau:

• Luôn xuất hiện cùng một vị trí trên bầu trời với 1 trạm mặt đất nên dễ dàng cho việc điều khiển

• Có kết nối thẳng liên tục

• Có thể nhìn thấy vùng phủ sóng từ khoảng +/-81.3 vĩ độ, vùng phủ sóng hiệu

quả tối đa cho hệ thống thông tin là xấp xỉ +/-70 vĩ độ Số lượng lớn anten đơn giản có thể được định hướng tới vệ tinh với độ tin cậy cao (được sử

dụng trong truyền hình quảng bá trực tiếp)

Tuy nhiên, vệ tinh địa tĩnh cũng có một số nhược điểm:

• Vệ tinh địa tĩnh có đường truyền xa tới mặt đất

• Trên quỹ đạo chi phí tên lửa phóng đẩy vệ tinh trên một đơn vị khối lượng cao

• Tầm nhìn của vệ tinh địa tĩnh bị hạn chế trong vùng địa cực

Vinasat-1, vệ tinh đầu tiên của Việt Nam là vệ tinh địa tĩnh hoạt động trên quỹ đạo địa tĩnh tại vị trí 132° kinh độ Đông với kinh độ chính xác là: 131.94+/- 0.04 độ Đông Nhiệm vụ chính của Vinasat-1 là cung cấp các dịch vụ truyền hình, thông tin liên lạc cho Việt nam và các nước Đông nam á khác, Ấn Độ, Nhật Bản và Australia

2.2 Các thông số quỹ đạo

• Để có thể tập hợp dữ liệu đo xa phục vụ việc xác định quỹ đạo vệ tinh, vị trí

vệ tinh tương quan với vị trí trạm mặt đất

• Phương trình chuyển động mô tả quỹ đạo bay của vệ tinh chỉ thỏa mãn trong

một hệ quán tính

• Vị trí của mặt Trời, mặt Trăng phải được mô phỏng trong một hệ tọa độ đã

biết sao cho lực hấp dẫn của chúng lên vệ tinh có thể được tính toán đến

Những yêu cầu này không thể được thỏa mãn bởi một hệ tọa độ vì vậy người ta phải đưa ra nhiều loại hệ tọa độ phù hợp với từng yêu cầu trên.Tuy nhiên, đối với vệ tinh địa tĩnh việc định nghĩa một hệ tọa độ sẽ dễ dàng hơn so với các loại vê tinh khác

Lí do là vị trí địa tĩnh được định nghĩa trong cùng một hệ tọa độ thì sự đo đạc được

thực hiện dễ dàng chuyển đổi hơn

Có bốn hệ trục tọa độ được sử dụng cho việc điều khiển và xác định tư thế của vệ tinh địa tĩnh: Hệ tọa độ quán tính địa tâm, hệ tọa độ vệ tinh (là hệ tọa độ lấy vệ tinh làm gốc), hệ tọa độ quĩ đạo, và hệ tọa độ đích Sau đây chúng ta sẽ đi nghiên cứu các hệ tọa độ này

Hệ tọa độ quán tính địa tâm là hệ tọa độ tham chiếu được sử dụng cho lịch thiên văn

mặt trời và lịch thiên văn vệ tinh, hệ tọa độ này gồm có 3 trục XECI, YECI, ZECI Hệ

tọa độ này có hướng không đổi trong không gian quán tính Hệ thống xác định tư

thế sẽ tính toán các phép chuyển đổi từ hệ tọa độ quán tính sang hệ tọa độ vệ tinh Trong hệ tọa độ quán tính địa tâm, trục XECI có hướng song song với giao điểm của

mặt phẳng xích đạo của trái đất và mặt phẳng hoàng đạo (quĩ đạo trái đất quanh mặt

trời) Trục dương của XECI theo hướng từ trái đất tới mặt trời tại điểm xuân phân (Ngày đầu tiên của mùa xuân trên bán cầu bắc) Trục ZECI có phương trùng với phương đường thẳng nối cực nam và cực bắc của trái đất Trục YECI sẽ hình thành

một hình chóp “bên tay phải” như hình vẽ dưới Vì bản thân trái đất không phải

là cố định quán tính (trục quay của nó chuyển động tịnh tiến chậm so với một ngôi sao cố định), nên hệ tọa độ địa tâm phải được gắn với một thời điểm thời gian nhất định Đối với vệ tinh, hệ tọa độ địa tâm được xác định theo hướng

của trái đất tại trưa ngày 1 tháng 1 năm 2000 Đây cũng chính là thời điểm tham chiếu “0” của đồng hồ trên vệ tinh

Hình 2.2 H ệ tọa độ địa tâm

Hệ tọa độ tâm vệ tinh (XB, YB, ZB ) được gắn cố định so với vệ tinh và quay cùng

với vệ tinh Gốc của hệ tọa độ này là tâm hình học của mặt phẳng đế trên vệ tinh

Hệ tọa độ này là tham chiếu cho việc căn chỉnh hướng của các bộ cảm biến và các

bộ giữ vai trò điều khiển (được gọi là các bộ Actuator)

Hình 2.3 H ệ tọa độ tâm vệ tinh

Hệ tọa độ tâm vệ tinh còn là hệ tọa độ tham chiếu cho việc tính toán mô men điều khiển Trục XB vuông góc với mặt phẳng đế, và có hướng dương là hướng đi xa

khỏi vệ tinh Trục YB vuông góc với mặt phía đông của vệ tinh và hướng dương là hướng về phía đông Trục ZB vuông góc với mặt phía bắc và cùng với hai trục kia

tạo nên hình chóp tam giác “tay phải”

c) Hệ tọa độ quĩ đạo

Hệ tọa độ quĩ đạo định hướng trái đất (XO, YO, ZO) xác định tư thế danh định của vệ tinh Hướng của nó trong không gian quán tính phụ thuộc vào vị trí quĩ đạo của vệ tinh Phần mềm bay trên vệ tinh sẽ sử dụng lịch thiên văn trên vệ tinh và thời gian

hiện tại để xác định hệ tọa độ này

Hình 2.4 H ệ tọa độ quĩ đạo

Trục XO hướng theo hướng thiên đỉnh, Trục ZO vuông góc với mặt phẳng quĩ đạo dương, và trục YO hướng theo hướng của véc tơ vận tốc trong quĩ đạo tròn Trong quĩ đạo hoạt động, không có sai số về tư thế thì hệ tọa độ khung vệ tinh (XB, YB,

ZB) sẽ trùng với hệ tọa độ quĩ đạo (XO, YO, ZO)

Hình 2.5 M ối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâm

Trong hoạt động thông thường, hệ thống điều khiển sẽ điều chỉnh hệ tọa độ tâm vệ tinh theo hướng của hệ tọa độ “đích” (XT, YT, ZT) Hướng của hệ tọa độ đích được xác định là các độ lệch hướng của vệ tinh so với hệ tọa độ quĩ đạo vệ tinh Khi

không có sai lệch về hướng của vệ tinh so với hướng mong muốn thì hệ tọa độ đích trùng với hệ tọa độ quĩ đạo

2.2.2 Hì nh dạng và các thông số xác định quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinh

Xét một chuyển động không chịu tác động của ngoại lực (unpertubed motion): là

chuyển động chỉ chịu ảnh hưởng của trọng lực trái đất đối xứng cầu hoàn hảo Sử

dụng hệ tọa độ MEGSD, khi đó vị trí của vệ tinh trong hệ tọa độ này được xác định

bởi véc tơ vị trí – là một hàm của thời gian Trọng lực của trái đất, đặt tại gốc tọa

độ là vecto lực : và gia tốc vệ tinh là:

Nghiệm của phương trình vecto vi phân trên phụ thuộc vào giá trị của vị trí vệ tinh ( ) và vận tốc ( ) của một chất điểm trên elipse, parabol hay một hyperbola

với trái đất nằm tại vị trí của một trong hai tiêu điểm Giải phương trình vi phân này

ta chỉ thu được các nghiệm elliptic và trường hợp đặc biệt của nó tròn là phù hợp cho mục đích hiện tại

Xét quỹ đạo tổng hợp nằm trên mặt phẳng đi qua tâm của trái đất vì vecto momen góc là không đổi cho tới khi đạo hàm thời gian của nó bằng 0, khi đó phương trình mô tả gia tốc trọng trường ở trên chứa cả đạo hàm bậc 2 của

Phương trình vi phân được chỉ ra trong mặt phẳng tọa độ cực Thành phần góc ν (the true anomaly) có thể dễ dàng tính được bằng cách lấy tích phân bậc 1 Kết quả thu được là một biến độc lập, như ν trong biểu thức vi phân với thành phần bán kính

r, sau đó nó được thay bằng chính thành phần nghịch đảo của nó Kết quả của biểu thức là dao động điều hòa Nghiệm của nó có thể được biểu diễn theo các thành phần quỹ đạo a và e (dưới đây) như là hằng số của phép tích phân:

Nhìn chung, một biểu thức vecto vi phân ba chiều và 2 chiều cần 6 hằng số tích phân để xác định nghiệm riêng của nó Một nghiệm riêng của phương trình chuyển động của vệ tinh được gọi là quỹ đạo và 6 hằng số tích phân có thể được gọi như 6 thành phần quỹ đạo hoặc như là vecto trạng thái 6 chiều Một vecto trạng thái bao

gồm 3 tọa độ vị trí và ba tọa độ vận tốc: (x, y,z, dx/dt, dy/dt, dz/dt) = ( , ) được xác định tại mỗi thời điểm thời gian Một thời điểm được sử dụng như là một vectơ trạng thái tham chiếu hay nhưng thành phần quỹ đạo được gọi là epoch Một đặc điểm quan trọng của quỹ đạo không chịu tác động là thực tế nó nằm trên mặt phăng

đi qua tâm của trái đất và có hình dạng là một ellipse có kích thước, hình dạng và hướng không đổi trên mặt phẳng đó

Như vậy, với một chuyển động chịu tác động, ta sẽ có thể miêu tả quỹ đạo của nó như là một ellipse và ở đó tất cả những đặc điểm của chuyển động không chịu tác động cũng như tính đa hướng của mặt phẳng thay đổi chậm theo thời gian, nhưng mặt phẳng đó vẫn phải đi qua tâm của trái đất

Như trên ta đã biết, với một chuyển động chịu tác động của các lực nhiễu xung quanh thì quỹ đạo của nó được mô tả như là một ellipse Dưới đây ta sẽ đưa ra 6 thông số Kepler (a, e, i, Ω, ω, ν) như là một bộ các thông số hoàn chỉnh được sử

dụng để mô tả chuyển động của vệ tinh:

Hình 2.6 Các thành ph ần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse

• Bán trục chính a= semimajor axis ( km)

Trên quỹ đạo ellipse, vị trí trên quỹ đạo mà tại đó vệ tinh gần trái đất nhất được gọi

ị trí cực cận và vị trí mà vệ tinh ở xa trái đất nhất được gọi là vị trí cực viễn Gọi

khoảng cách tương ứng từ tâm trái đất tới các điểm cực cận và cực viễn là và Khi đó bán trục chính a được định nghĩa là:

• Độ lệch tâm e= eccentricity( đại lượng vô hướng)

Độ lệch tâm e là một đại lượng vô hướng, giá trị này sẽ chỉ ra cách mà hình dạng

của ellipse bị kéo dài ra Nó được tính bởi công thức:

Với 0≤ e <1, nếu e =0 ta có quỹ đạo tròn Một quỹ đạo gần địa tĩnh phải có giá trị

của e nhỏ, và với một quỹ đạo địa tĩnh hoàn hảo có e = 0

• Ω= right ascension of ascending node (độ, hoặc radian)

Ở đây ta sẽ đưa ra định nghĩa về điểm Ascending node Đây là điểm nằm trên

đường thẳng giao giữa mặt phẳng quỹ đạo và mặt phẳng xích đạo theo hướng đi lên

của mặt phẳng quỹ đạo vệ tinh Gọi tia nối từ gốc tọa độ tới điểm Ascending node

là tia OA, khi đó giá trị góc Ω được định nghĩa là góc giữa trục x của hệ tọa độ (tia

Ox) và tia OA _ góc right ascension of the ascending node Ω, với 0≤ Ω ≤ 360 Ta

cũng có định nghĩa về điểm Descending node là điểm giao về hướng dương từ bắc

sang nam của mặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo, tuy nhiên nó thường không được sử dụng như là một thành phần để xác định quỹ đạo

Hình 2.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và các thành phần ngoài của nó

• i= góc nghiêng (độ, hoặc radian)

Góc nghiêng i là giá trị góc tạo bởi mặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo của

vệ tinh, với 0≤ i ≤ 180 Một quỹ đạo địa tĩnh phải có giá trị góc i nhỏ gần bằng 0 và

với i = 0 thì là quỹ đạo địa tĩnh hoàn hảo

Chú ý rằng sự định hướng mặt phẳng quỹ đạo được chỉ rõ bởi hai góc i và Ω

Vecto trực giao của mặt phẳng quỹ đạo với chiều dương theo hướng chuyển động

của vệ tinh dọc theo quỹ đạo của nó, song song với vecto momen góc và có các thành phần: Vecto này được gọi là cực quĩ đạo hay vecto

nghiêng I ba chiều và hình chiếu của nó lên mặt phẳng x-y chính là vecto I hai chiều

• Góc ω= argument of perigee (độ, hoặc radian)

Thành phần quỹ đạo thứ 5, góc argument of perigee ω là giá trị góc có định hướng,

nằm trong mặt phẳng quỹ đạo, nó được xác định từ điểm ascending node tới vị trí điểm cực cận perigee của ellipse

• Góc ν= true anomaly (độ, hoặc radian)

Ta thấy rằng 5 thành phần quỹ đạo đã được định nghĩa đến thời điểm này là những thành phần có giá trị không đổi khi một quỹ đạo không bị ngoại lực tác động, trong khi đó thành phần quỹ đạo thứ 6, góc ν, là một hàm của thời gian Nó chỉ ra vị trí

nhất thời của vệ tinh trên elip, đó là góc từ vị trí cực cận tới vệ tinh và có đỉnh đặt

tại tâm trái đất (Xem hình 3) True anomaly thỏa mãn một phương trình khác do

Phương trình chỉ rõ rằng theo kết quả được đề cập phía trước thì momen góc của quỹ đạo là không đổi Bằng cách thêm tính phụ thuộc của giá trị tuyệt đối của vecto bán kính r = | | trong biểu thức của true anomaly ta thu được một

dạng khác của phương trình Kepler như sau:

ể giải được phương trình vi phân này để chỉ rõ ràng được giá trị ν trong

Phương trình cho ν được tính theo đơn vị radian nhưng thông thường nó cũng có thể chuyển sang giá trị độ như các loại góc khác khi giá trị số được sử dụng Trong một chu trình chuyển động của quỹ đạo, giá trị ν tăng tới 2п radian hoặc 360° Thông thường hiệu của ν với bội của 360° là giá trị ν cần lấy sao cho nó nằm trong khoảng từ (0 đến 360°)

Bây giờ ta có thể chỉ ra được vecto vị trí của vệ tinh thông qua 6 thông số quỹ đạo:

CHƯƠNG 3: QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢO

QUỸ ĐẠO CHO VỆ TINH ĐỊA TĨNH

Về mặt lý thuyết, một vệ tinh hoạt động trên quĩ đạo địa tĩnh luôn quay cùng vận

tốc với trái đất do vậy khi quan sát từ mặt đất vệ tinh địa tĩnh được coi như tĩnh tại hoàn toàn Tuy nhiên, do một số ảnh hướng mà một vệ tinh địa tĩnh luôn có xu hướng dịch chuyển khỏi vị trí cố định của nó trên khe quĩ đạo Do đó, chương 3 sẽ phân tích các ảnh hưởng đó và đưa ra các quy trình thực hiện nhằm đảm bảo sự ổn định của vệ tinh trên quỹ đạo

3.1 Các lực nhiễu tác động lên vệ tinh địa tĩnh và ảnh hưởng của chúng

Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi tư thế bao gồm:

• Áp suất bức xạ mặt trời và sự phát sóng của bộ phát đáp

• Các nguồn ảnh hưởng khác

Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi bao gồm:

• Trường hấp dẫn của trái đất

• Áp suất phát xạ tia mặt trời

• Lực hấp dẫn của mặt trăng mặt trời và các hành tinh

• Lực kéo khí quyển

3.2 Nguyên lý điều khiển vệ tinh

3.2.1 Các quy ước về lực đẩy và tên gọi các loại tên lửa tương ứng với các mặt vệ tinh chứa chúng

Vệ tinh địa tĩnh được trang bị các thruster là các tên lửa có thể được bắn bởi các câu

lệnh mặt đất hoặc hệ thống on-board tự động để thay đổi quỹ đạo theo yêu cầu Các yêu cầu thường là:

• Station acquisition: điều khiển vệ tinh về vị trí quỹ đạo địa tĩnh mong muốn

ngay khi vệ tinh bắt đầu nhiệm vụ của nó

• Station keeping: các lần maneuver phải được thực hiện theo chu kỳ trong

suốt đời vệ tinh để bù cho các nhiễu tự nhiên gây ra làm thay đổi quỹ đạo tới

quỹ đạo không địa tĩnh

• Station shifts: thỉnh thoảng phải được thực hiện để thay đổi giá trị longitude

của vệ tinh nếu nhiệm vụ của vệ tinh đòi hỏi

• Re- orbiting: dịch chuyển vệ tinh từ vòng tròn địa tĩnh ở cuối cuộc đời nhiệm

vụ của nó bằng việc nâng hoặc giảm quỹ đạo của nó vài trăm km từ bán kính địa tĩnh danh định

Các thruster nhìn chung thường được sử dụng với Hydrazine (N2H4) _ là nhiên liệu (fuel) thường được thiết kế để tạo ra lực đẩy 0.5 tới 20 N Một vệ tinh nặng vài trăm

kg có thể được gia tốc khoảng 1mm/s2 và hơn thế Hiệu suất tương tự đạt được với bi- propellance chemical propulsion, nơi mà nhiên liệu (fuel) và oxidizer phản ứng

với nhau để tạo ra lực đẩy

Các thruster được bắn sử dụng cho việc điều khiển quỹ đạo địa tĩnh theo hướng vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo hoặc theo hướng tiếp tuyến với quỹ đạo, hình A

Việc bắn các thruster theo trục bán kính rất hiếm khi được sử dụng Tuy nhiên vì

những lý do thử nghiệm khi thiết kế, đôi khi sẽ khó để xác định được các thruster nào trên vệ tinh có thể tạo ra được hướng bắn mong muốn Vecto lực phải đảm bảo

đi qua đúng trọng tâm của vệ tinh để không tạo ra bất kỳ momen nào Có thể tránh

việc tạo ra moment bằng việc bắn hai thruster đồng thời Một yêu cầu nữa là đối với anten, tấm pin mặt trời hoặc những thiết bị nhô ra khác phải tránh khỏi sự phá hủy

bởi ảnh hưởng của luồng khí nóng bắn ra từ các thruster khi bắn Có thể gây ra lực

ở hướng không mong muốn làm giảm ảnh hưởng của maneuver và có thể cũng phải

bù bởi thêm các maneuver

Maneuver tạo ra lực vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo được gọi là lực đẩy ngoài

mặt phẳng (out – of – plane thrust), lực đẩy theo hướng Bắc-Nam (NS thrust)hay điều khiển góc nghiêng (inclination maneuver) Thường được sử dụng để định

hướng cho mặt phẳng quỹ đạo, nó thay đổi góc nghiêng (inclination) và điểm