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

ĐẠI HỌC QUỐC GIA HÀ NỘI TRƯỜNG ĐẠI HỌC CÔNG NGHỆ NGUYỄN HỮU ĐIỆP TÍCH HỢP, THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM MÔ PHỎNG 3D ĐIỀU KHIỂN VÀ GIÁM SÁT CHO BỘ MÔ PHỎNG XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ THẾ VỆ TINH LUẬN VĂN THẠC SĨ Hà Nội – 2011 ĐẠI HỌC QUỐC GIA HÀ NỘI TRƯỜNG ĐẠI HỌC CÔNG NGHỆ NGUYỄN HỮU ĐIỆP TÍCH HỢP, THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM MÔ PHỎNG 3D ĐIỀU KHIỂN VÀ GIÁM SÁT CHO BỘ MÔ PHỎNG XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ THẾ VỆ TINH Ngành: Cơ học kỹ thuật Chuyên ngành: Cơ học kỹ thuật Mã số: 60 52 02 LUẬN VĂN THẠC SĨ NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC: PGS.TS Phạm Anh Tuấn Hà Nội – 2011 MỤC LỤC MỤC LỤC ......................................................................................................... 1 DANH SÁCH HÌNH ............................................................................................. 3 DANH SÁCH BẢNG ........................................................................................... 6 BẢNG THUẬT NGỮ VÀ KÝ HIỆU VIẾT TẮT ................................................ 7 MỞ ĐẦU ......................................................................................................... 9 CHƢƠNG 1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƢ THẾ - ADCS ....................................................................................................... 12 1.1 Tổng quan về vệ tinh quan sát trái đất ................................................ 12 1.2 Cấu trúc của vệ tinh và hệ thống ADCS ............................................. 13 1.2.1 Cấu trúc chung của vệ tinh ............................................................ 13 1.2.2 Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tƣ thế (ADCS) .... 16 1.3 Hệ thống ADCS trên vệ tinh nhỏ QSTĐ............................................. 20 1.3.1 Các cảm biến ................................................................................. 20 1.3.2 Các cơ cấu chấp hành .................................................................... 23 1.3.3 Phần mềm xác định tƣ thế và điều khiển tƣ thế ............................ 28 1.3.4 Hệ ADCS của một số vệ tinh nhỏ QSTĐ ..................................... 29 1.4 Ứng dụng phƣơng pháp mô phỏng trong thiết kế và chế tạo hệ thống ADCS ............................................................................................................. 30 1.4.1 Phƣơng pháp mô phỏng ................................................................ 30 1.4.2 Thiết bị mô phỏng ADCS và quá trình thiết kế chế tạo hệ thống ADCS ....................................................................................................... 31 CHƢƠNG 2 HỆ THỐNG THỬ NGHIỆM BỘ MÔ PHỎNG ADCS ............... 34 2.1 Tổng quan về các bộ mô phỏng ADCS............................................... 34 2.2 Bộ mô phỏng ADCS ........................................................................... 38 2.2.1 Bộ điều khiển trung tâm: ............................................................... 39 2.2.2 Khớp cầu đệm khí ......................................................................... 40 2.2.3 Các cảm biến, hệ thống điều khiển và cơ cấu chấp hành ............. 41 2.2.4 Thử nghiệm bộ mô phỏng ADCS ................................................. 44 2.2.5 Bàn gá bộ mô phỏng .................................................................... 46 2.2.6 Tính toán bộ khớp cầu đệm khí..................................................... 48 2.3 Nâng cấp và cải tiến hệ thống ADCS ................................................. 52 2.3.1 Hệ thống động cơ phản lực micro (microthrusters) PLM-1 ......... 52 2.3.2 Bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 ............................... 56 2.3.3 Mạch điều khiển từ xa và mạch công suất-chuyển mạch ............. 59 2.3.4 Hệ thống cấp khí nén..................................................................... 61 CHƢƠNG 3 XÂY DỰNG VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM ASiS .................. 64 3.1 Một số phần mềm trên thế giới ........................................................... 64 3.2 Phân tích – thiết kế .............................................................................. 65 3.3 Phát triển phần mềm............................................................................ 66 3.3.1 Mô đun tính toán, mô phỏng quỹ đạo vệ tinh thấp (LEO)............ 66 3.3.2 Mô đun giao diện và đồ họa .......................................................... 67 3.3.3 Mô đun điều khiển và truyền thông .............................................. 68 3.4 Đặc tính phần mềm ASiS .................................................................... 71 3.5 Các ƣu điểm chính............................................................................... 71 CHƢƠNG 4 TÍCH HỢP VÀ THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG ............................. 72 4.1 Tích hợp các thiết bị vào Bộ mô phỏng ADCS .................................. 72 4.2 Thử nghiệm hệ thống .......................................................................... 73 4.2.1 Hệ thống đệm khí cầu ................................................................... 73 4.2.2 Hệ thống động cơ phản lực ........................................................... 74 4.2.3 Hệ thống bánh xe động lƣợng ....................................................... 75 4.2.4 Bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 ............................... 76 CHƢƠNG 5 KẾT LUẬN ................................................................................... 79 TÀI LIỆU THAM KHẢO ................................................................................... 81 Phụ lục: .......................................................................................................... i Một số hệ thống AOCS/ADCS đang đƣợc sử dụng trên các vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất .......................................................................................................... i Thank you for evaluating AnyBizSoft PDF Splitter. A watermark is added at the end of each output PDF file. To remove the watermark, you need to purchase the software from http://www.anypdftools.com/buy/buy-pdf-splitter.html DANH SÁCH HÌNH Hình 1.1. Các vệ tinh lớn quan sát trái đất .......................................................... 12 Hình 1.2 Sơ đồ cấu trúc vệ tinh và các phân hệ của nó ..................................... 14 Hình 1.3 Sơ đồ nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh .......................................... 19 Hình 1.4 Phần tử quang của cảm biến Mặt Trời ................................................ 21 Hình 1.6 Các thành phần phần mềm của cảm biến hƣớng sao .......................... 22 Hình 1.7 Cảm biến hƣớng sao sử dụng CCD ..................................................... 23 Hình 1.8 Tính toán các thành phần của vectơ sao trong hệ tọa độ cảm biến..... 23 Hình 1.10 Sơ đồ động cơ dùng nhiên liệu hyđrazin.......................................... 28 Hình 1.11 Sơ đồ một kênh của vòng điều khiển kín của ADCS........................ 29 Hình 1.12 Tiến trình thiết kế hệ thống ADCS của vệ tinh ................................. 31 Hình 1.13 Sơ đồ tổng thể của thiết bị mô phỏng ADCS .................................... 33 Hình 2.1 Sơ đồ nguyên tắc của các bộ mô phỏng trên khớp cầu đệm khí .......... 34 Hình 2.2 Ba dạng thiết kế khớp cầu đệm khí cơ bản ......................................... 35 Hình 2.3 Bộ mô phỏng ADCS của Trung tâm nghiên cứu NASA Ames ........... 35 Hình 2.4 Bộ mô phỏng của ĐH Cal Poly (CP/SADS) ....................................... 36 Hình 2.5 Bộ mô phỏng Whorl I (a) và Whorl II (b) của Virgtech ...................... 36 Hình 2.6 Hệ thống mô phỏng IACS của ĐH Công nghệ Georgia ...................... 37 Hình 2.7 Sơ đồ khối hệ điều khiển bộ mô phỏng................................................ 39 Hình 2.8 Sơ đồ nguyên lý Rabbit3000 ................................................................ 39 Hình 2.9 Bộ điều khiển trung tâm Rabit3000 .................................................... 40 Hình 2.10 Các thành phần của khớp cầu............................................................. 40 Hình 2.11 EZ-Compass-3A ................................................................................ 41 Hình 2.12 Các vật nặng treo và hệ thanh trƣợt khối lƣợng ................................. 42 Hình 2.13 Sơ đồ mạch công suất điều khiển thanh trƣợt .................................... 42 Hình 2.14 Hệ thống điều khiển dùng bánh xe động lƣợng ................................. 43 Hình 2.15 Sơ đồ mạch công suất điều khiển động cơ 1 chiều ............................ 44 Hình 2.16 Hệ thống điều khiển dùng thanh từ lực .............................................. 44 Hình 2.17 Giao diện hiển thị giá trị góc yaw (góc phƣơng vị) trên máy tính.... 45 Hình 2.18 Bộ mô phỏng ADCS sau khi lắp đặt .................................................. 45 Hình 2.19 Sơ đồ tổng thể của bộ bàn gá đặt trên khớp cầu ................................ 46 Hình 2.20 Tấm sợi carbon và keo epoxy, nguyên liệu chính để làm bàn gá ...... 46 Hình 2.21 Bàn gá trƣớc và sau khi gia công ....................................................... 47 Hình 2.22 Mặt cắt và biên dạng phân bố của áp suất bên trong của khớp cầu ... 48 Hình 2.24: Nguyên lý của đệm khớp cầu khí nén kép (a) và sơ đồ sự phân bố áp suất (b) ....................................................................................................... 48 Hình 2.26 Sơ đồ của hệ thống động cơ phản lực micro ...................................... 53 Hình 2.27 Cấu tạo và các kích thƣớc của kim phun ........................................... 54 Hình 2.28 Sự phụ thuộc của xung lực theo áp suất............................................. 54 Hình 2.29: Sơ đồ chức năng mạch khuyếch đại công suất ................................. 55 Hình 2.30: Hệ thống động cơ phản lực PLM-1 sau khi lắp đặt lên bộ mô phỏng ADCS ....................................................................................................... 56 Hình 2.31: Sơ đồ chức năng của thiết bị SS-1 .................................................... 56 Hình 2.32: Hình ảnh SS-1 ................................................................................... 57 Hình 2.33: Sơ đồ cấu tạo SS-1 và hộp giảm tốc ................................................. 58 Hình 2.34: Cấu trúc phần điện tử của SS-1......................................................... 58 Hình 2.35 Mạch điều khiển từ xa nguồn cấp cho RABBIT 3000....................... 59 Hình 2.36 Mạch nguồn ổn định 5V của mạch thu .............................................. 60 Hình 2.37 Mạch điều khiển từ xa sử dụng IC mã hóa PT2248........................... 60 Hình 2.38 Mạch công suất - chuyển mạch .......................................................... 61 Hình 2.39 Sơ đồ hệ thống cấp khí nén cho khớp cầu đệm khí ........................... 62 Hình 2.41 Bình chứa khí nén và hệ thống cấp khí nén cho hệ thống động cơ phản lực ....................................................................................................... 63 Hình 3.1 Giao diện phần mềm satAttitude .......................................................... 64 Hình 3.2 Giao diện phần mềm STK .................................................................... 65 Hình 3.3 Giao diện phần mềm ADCS ................................................................. 65 Hình 3.4 Bảng thông số Twoline ........................................................................ 66 Hình 3.5: Sơ đồ thuật toán tính toán, mô phỏng quỹ đạo vệ tinh thấp (LEO) ... 67 Hình 3.6: Giao diện chính của phần mềm ASiS ................................................. 68 Hình 3.7: Cài đặt cấu hình cổng kết nối và tốc độ truyền thông......................... 68 Hình 3.8: Khối phần mềm điều khiển hệ thống .................................................. 69 Hình 3.9 Sơ đồ thuật toán khối phần mềm điều khiển hệ thống với máy tính trên khoang Rabbit3000 ............................................................................................. 70 Hình 4.3 Bộ mô phỏng bán vật lý ADCS............................................................ 73 Hình 4.4 So sánh giữa các đƣờng cong tải lý thuyết và thực nghiệm đo............ 73 Hình 4.5 Giao diện phần mềm ASiS ở chế độ điều khiển bằng hệ thống động cơ phản lực ....................................................................................................... 74 Hình 4.6 Đồ thị vận tốc góc theo trục Z ổn định quanh vị trí 0 .......................... 75 (sử dụng cơ cấu chấp hành là các động cơ phản lực micro) ............................... 75 Hình 4.7 Chế độ điều khiển bánh xe động lƣợng bằng phần mềm ASiS mô phỏng hệ thống bộ mô phỏng bán vật lý ADCS ................................................. 75 Hình 4.8 Đồ thị vận tốc góc theo trục Z ổn định quanh vị trí 0 .......................... 76 (sử dụng cơ cấu chấp hành bánh xe động lƣợng)................................................ 76 Hình 4.9 Thử nghiệm bộ mô phỏng cảm biến hƣớng mặt trời SS-1 .................. 77 DANH SÁCH BẢNG Bảng 1.1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật.............................................. 17 Bảng 1.2 Các phƣơng pháp điều khiển tƣ thế vệ tinh ......................................... 18 Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload quang học của vệ tinh VNREDSat-1 ............................................................................................... 20 Bảng 1.4 Tính năng kỹ thuật các cơ cấu chấp hành điển hình ............................ 25 Bảng 2.1: Một số hệ thống mô phỏng ................................................................. 37 Bảng 2.2: Một số thông số chính của cảm biến EZ-Compass3A ....................... 41 Bảng 2.3: Danh mục vật liệu của bàn gá compozit ............................................. 47 Bảng 2.4: Thông số của khớp cầu sau khi gia công ............................................ 51 Bảng 4.1: Giá trị vận tốc góc trung bình sau các lần đo ..................................... 74 Bảng 4.2: Giá trị vận tốc góc trung bình sau các lần đo ..................................... 76 Bảng 4.3: Số bit và độ chính xác của encoder .................................................... 77 Bảng 4.4: Giá trị góc tầm và góc hƣớng thu nhận trên máy tính ........................ 78 Bảng 5.1: Bảng thông số đặc tính kỹ thuật của bộ mô phỏng ADCS cải tiến .... 79 BẢNG THUẬT NGỮ VÀ KÝ HIỆU VIẾT TẮT Ký hiệu i Viết tắt Tiếng Anh AOCS Hệ thống điều khiển tƣ thế và qũy Attitude & Orbit Control đạo System ADCS Hệ thống xác định và điều khiển tƣ Attitude Determination & thế Control System ADS Hệ thống xác định tƣ thế Attitude Determination System ACS Hệ thống điều khiển tƣ thế Attitude Control System LEO Quỹ đạo thấp Low Earth Orbit MEO Quỹ đạo trung bình Mean Earth Orbit GSO, GEO Quỹ đạo địa tĩnh Geostationary Earth Orbit HEO Quỹ đạo eclip cao Highly inclined Elliptical Orbit ECI Hệ toạ độ quán tính địa tâm Earth-centered inertial coordinate system Hệ tọa độ gắn cố định với trái đất Earth-Centered, Earth-Fixed ECEF Hệ tọa độ liên kết, hệ tọa độ vệ tinh body-axis reference frame b o Tiếng Việt LHLV QSTĐ CMG Hệ tọa độ [quay theo] quỹ đạo orbit, local vertical, local horizontal reference system Hệ tọa độ góc ngẩng và góc phƣơng vị azimuth-elevation coordinate system Quan sát trái đất Góc chúc ngóc Pitch Góc nghiêng Roll Góc hƣớng yaw con quay momen điều khiển control moment gyro cảm biến [hƣớng] Trái Đất, cảm biến chân trời Earth sensor, horizon sensor con quay [hồi chuyển] gyro, gyroscope thanh từ lực, bộ tạo momen từ [trƣờng] magnetic torquer magnetometer từ kế, cảm biến từ trƣờng trƣơng động (của con quay, của Trái Đất) nutation (of a gyroscope, of the Earth) tiến động (của con quay) precession (of a gyroscope) a – bán trục lớ 2 – – ]; ừ tâm đế CD – – m; – – ực tổng hợp tác động lên vệ tinh [N]; 0,00085).10-11 m3/(kg.s2); – i - góc nghiêng (của mặt phẳng quỹ đạo so với mặt phẳng xích đạ – 24 – kg; p – bán kính qua tiêu [km]; r - khoả r– r– – – – U - hàm thế năng hấp dẫn của Trái Đất, hàm địa thế năng [m2/s2]; – ộ, rad]; - góc lệch phả - độ lệ ộ, rad]; - kinh độ - vĩ độ đị - vị trí hiện tại của vệ 3 - ]; - đối của cận điể =0,7292115.10-4 rad/s; -g ải của điể 9 MỞ ĐẦU Việc giám sát và điều khiển chuyển động và tƣ thế của vệ tinh trên quỹ đạo có ý nghĩa rất quan trọng đối với vệ tinh nói chung và vệ tinh quan sát Trái đất nói riêng, đảm bảo duy trì các tham số quỹ đạo và tƣ thế của vệ tinh trong phạm vi cho phép theo thiết kế và tạo điều kiện cần thiết để thiết bị payload thực hiện đƣợc chức năng quan sát, anten của hệ thống truyền dữ liệu có hiệu quả và pin mặt trời làm việc bình thƣờng. Để giám sát và điều khiển chuyển động và tƣ thế vệ tinh cần xem xét 3 phân hệ của vệ tinh: phân hệ xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh (attitude determination and control system), phân hệ đo từ xa, bám và lệnh (telemetry, tracking and commandTT&C) và phân hệ hiệu chỉnh quỹ đạo. Phân hệ TT&C thực chất là một hệ truyền dữ liệu hai chiều, có chức năng xác định liên tục vị trí của vệ tinh trên quỹ đạo và nhận các lệnh điều khiển từ trạm mặt đất. Cấu trúc và hoạt động của phân hệ này đã đƣợc phân tích tƣơng đối kĩ càng trong tài liệu 0. Phân hệ hiệu chỉnh quỹ đạo bao gồm hệ thống đẩy phản lực nhằm tạo ra các lực tác động lên vệ tinh để thay đổi quỹ đạo vệ tinh, đƣa vệ tinh vào quỹ đạo định trƣớc hoặc khống chế độ trôi của quỹ đạo danh định. Hệ thống đẩy cũng có thể cung cấp mômen quay hỗ trợ cho việc điều khiển tƣ thế của vệ tinh. Phân hệ điều khiển quỹ đạo và tư thế vệ tinh (Attitude and Orbit Control System, viết tắt là AOCS) là một trong các phân hệ quan trọng nhất trong cấu hình của vệ tinh. Tư thế của vệ tinh đƣợc định nghĩa là các góc tạo ra bởi các trục của hệ tọa độ gắn với vệ tinh và các trục của hệ tọa độ tham chiếu (ví dụ hệ tọa độ gắn với trục quay của trái đất). Theo định luật Newton 1 áp dụng cho chuyển động quay quanh tâm khối, nếu vệ tinh không bị mômen bên ngoài tác động thì tƣ thế vệ tinh khi bay sẽ vẫn giữ nguyên tƣ thế ban đầu trong hệ tọa độ quán tính. Ngoài ra, chuyển động của vệ tinh có thể bị nhiều yếu tố bên ngoài nhƣ mômen do gradient trọng trƣờng của vệ tinh, moment bức xạ mặt trời, các trục trặc kỹ thuật, va đập của các vi thiên thạch, … tác động vào làm sai lệch tƣ thế ban đầu. Chức năng chính của ADCS là xác định chính xác tƣ thế của vệ tinh tại mọi thời điểm, ổn định chuyển động của vệ tinh khi bị nhiễu động và điều khiển nó về tƣ thế mong muốn (chẳng hạn hƣớng ống kính vệ tinh quan sát một vùng xác định trên mặt đất), hơn nữa phải làm đƣợc các điều đó một cách tối ƣu, nghĩa là phải đạt độ chính xác cần thiết và tiêu tốn thời gian, năng lƣợng it nhất. Điều này đƣơng nhiên cũng không thể tách rời với việc xác định vị trí của vệ tinh trên quỹ đạo và điều khiển quỹ đạo khi cần thiết. Việc điều khiển quỹ đạo vệ tinh (bao gồm việc đƣa vệ tinh về quỹ đạo thiết kế sau khi tách khỏi tên lửa đẩy và hiệu chỉnh quỹ đạo của nó trong quá trình hoạt động nhằm khắc phục các sai lệch quỹ đạo do tác động của các nhiễu) đƣợc thực hiện chủ yếu nhờ hệ thống động cơ phản lực. Trong khi đó, điều khiển tƣ thế vệ tinh của vệ tinh thực chất là bài toán điều khiển chuyển động quay của vệ tinh quanh tâm khối của nó, bằng cách sử dụng các cơ cấu chấp hành để tạo ra các mômen quay. Khi giải bài toán này, ngƣời ta thƣờng không quan tâm đến quỹ đạo của vệ tinh nữa mà chỉ tập trung vào việc xác định và điều khiển tƣ thế của nó. Do đó trong các tài liệu đề cập đến bài toán này thƣờng sử dụng thuật ngữ phân hệ xác định và điều khiển tư thế (Attitude Determination and Control System, viết tắt là ADCS) Nói chung, hệ ADCS bao gồm khối các cảm biến, khối ƣớc lƣợng và lập lệnh điều khiển, khối các cơ cấu chấp hành. Khối cảm biến xác định các tham số về tƣ thế của vệ tinh, trên cơ sở đó khối ƣớc lƣợng và lập lệnh điều khiển tạo ra các tín hiệu điều 10 khiển tƣơng ứng, chuyển đến khối cơ cấu chấp hành để sinh ra các mômen quay làm vệ tinh quay xung quanh tâm khối của nó. Chuyển động (động lực học) của vệ tinh sau đó lại đƣợc giám sát bởi các cảm biến của vệ tinh tạo thành vòng điều khiển kín của ADCS theo nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh nhƣ sau: Nhƣ vậy, việc thiết kế một hệ ADCS tối ƣu đòi hỏi giải quyết bài toán phức tạp về lựa chọn và phối hợp các loại cảm biến và cơ cấu chấp hành thích hợp, có độ tin cậy cao và trên cở sở đó xây dựng thuật toán xử lý thông tin và điều khiển tham số thời gian thực nhằm đƣa vệ tinh về tƣ thế mong muốn sau thời gian chấp nhận đƣợc, với tiêu hao năng lƣợng thấp nhất có thể và trong điều kiện chịu các nhiễu tác động ngẫu nhiên. Đây là một bài toán bao gồm cả phần nghiên cứu mô hình điều khiển toán học, thiết kế lựa chọn phần cứng và xây dựng phần mềm, cũng nhƣ lựa chọn thuật toán điều khiển. Rõ ràng, bài toán này liên quan rất nhiều ngành khoa học và công nghệ, bao gồm sự kết hợp giữa toán học, động lực học, lý thuyết điều khiển, công nghệ điện tử, công nghệ thông tin v.v…. Nghiên cứu và thiết kế hệ ADCS là một trong những nhiệm vụ trọng tâm trong thiết kế vệ tinh, vì ADCS đóng vai trò quyết định đối với chất lƣợng và hiệu quả hoạt động của vệ tinh, đặc biệt là các vệ tinh quan sát trái đất. Vì lí do đó, bài toán nghiên cứu thiết kế và vận hành ADCS là một trong những vấn đề thời sự, thu hút nhiều công trình nghiên cứu trong lĩnh vực công nghệ vệ tinh nói chung và các vệ tinh quan sát trái đất nói riêng. Phƣơng pháp chủ yếu để phân tích và thiết kế hệ AOCS là phƣơng pháp mô hình hoá toán học và mô phỏng. Đƣơng nhiên, để nghiên cứu bài toán xác định và điều khiển quỹ đạo vệ tinh phải hoàn toàn sử dụng phƣơng pháp tính toán và mô phỏng trên máy tính. Trong khi đó, đối với bài toán điều khiển tƣ thế, ngƣời ta có thế sử dụng một công cụ rất hữu hiệu là các hệ mô phỏng bán vật lý (gọi tắt là các bộ mô phỏng ADCS) để kiểm tra trong điều kiện phòng thí nghiệm dƣới mặt đất các chức năng chính của hệ xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh theo thiết kế, đặc biệt là thử nghiệm và tối ƣu hoá các thuật toán điều khiển, trƣớc khi lắp đặt cho vệ tinh để phóng lên không gian. Các hệ mô phỏng này cũng đƣợc sử dụng rộng rãi trong đào tạo đối với sinh viên và nghiên cứu sinh chuyên ngành công nghệ hàng không vũ trụ. Vì các lý do đó, việc nghiên cứu phát triển các bộ mô phỏng ADCS cũng đƣợc đặc biệt quan tâm nghiên cứu trong 20 năm gần đây tại nhiều trƣờng ĐH và viện nghiên cứu trên thế giới. Luận văn thạc sĩ “Tích hợp, thử nghiệm hệ thống và phát triển phần mềm mô phỏng 3D điều khiển và giám sát cho Bộ mô phỏng xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh” nhằm các mục tiêu & nội dung chính sau đây: 11 1. Tích hợp, vận hành và thử nghiệm hệ mô phỏng bán vật lý của hệ ADCS đối với vệ tinh trong phòng thí nghiệm; 2. Xây dựng phần mềm mô phỏng 3D điều khiển và giám sát tƣ thế vệ tinh đối với bộ mô phỏng ADCS. Mục tiêu bao trùm của luận văn là tiếp cận các phương pháp mới về thiết kế các hệ thống ADCS đối với vệ tinh, nhằm sử dụng các kết quả này trong nghiên cứu, đào tạo và ứng dụng. Mô hình bán vật lý ADCS này, thƣờng đƣợc gọi là bộ mô phỏng (simulators) hoặc bàn thử nghiệm (test-bed), đƣợc tích hợp từ các linh kiện, cảm biến và cơ cấu chấp hành thực (hoặc các thiết bị mô phỏng tính năng vật lý của chúng) theo một thiết kế mô tả đúng các mối quan hệ giữa các khối của ADCS và các đặc trƣng động lực học của vệ tinh ở một mức độ nhất định. Nếu cần, có thể đặt cả mô hình trong buồng chân không, chung quanh có gắn các thiết bị mô phỏng từ trƣờng trái đất hoặc ánh sáng mặt trời . Để mô phỏng điều kiện cơ học trên quỹ đạo, phƣơng pháp đƣợc sử dụng hiệu quả nhất cho đến nay là khớp cầu đệm khí (air-bearing), trong đó mô hình vệ tinh đƣợc đặt đúng trọng tâm trên một khớp cầu chuyển động xoay hầu nhƣ không có ma sát nhờ khí nén. Từ thiết bị mô phỏng ADCS đầu tiên do NASA chế tạo năm 1959, đến nay đã có hàng trăm bộ mô phỏng ADCS đƣợc chế tạo trên thế giới, với tính năng ngày càng hoàn thiện, kể cả mô phỏng điều khiển các hệ đa vệ tinh (xem tổng quan về các hệ mô phỏng ADCS trên khớp cầu trong [6]. Chúng đã trở thành một công cụ rất quan trọng trong phân tích và thiết kế vệ tinh, đồng thời phục vụ có hiệu quả cho nghiên cứu và đào tạo. Điều này thể hiện qua sự quan tâm đặc biệt của các ĐH lớn nhƣ UCLA, ĐH công nghệ Callifornia, ĐH công nghệ Virginia, ĐH Công nghê Berlin, ĐH Quốc gia Mexico … và nhiều trung tâm nghiên cứu trên thế giới đối với việc phát triển các bộ mô phỏng này [6]-[15]. Nhiệm vụ chế tạo và phát triển các bộ mô phỏng ADCS này lần đầu tiên đƣợc đặt ra và bƣớc đầu tiếp cận giải quyết ở nƣớc ta hiện nay. Trong bản luận văn thạc sĩ này sẽ trình bày tổng hợp các kết quả đạt đƣợc theo các nội dung nghiên cứu của luận văn đã nêu trên đây, đồng thời đề xuất các phƣơng hƣớng tiếp tục nghiên cứu về chủ đề ADCS trong thời gian tới. 12 CHƢƠNG 1 1.1 TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƢ THẾ - ADCS Tổng quan về vệ tinh quan sát trái đất Trong giai đoạn đầu của công nghệ vệ tinh vào những năm 1950-1960 của thế kỷ trƣớc, các vệ tinh đƣợc phóng đều thuộc loại nhỏ, trọng lƣợng dƣới 100kg, với các tính năng kỹ thuật đơn giản và thời gian hoạt động trên quỹ đạo ngắn. Tuy nhiên, theo đà phát triển của KHCN và nhu cầu ngày càng cao đối với tính năng của vệ tinh, xu thế chung là các vệ tinh đƣợc trang bị các thiết bị quan sát ngày càng tối tân với thời gian sống ngày càng dài, dẫn đến khối lƣợng của vệ tinh ngày càng lớn. Ví dụ, bắt đầu năm 1972 với vệ tinh Landsat 1 có trọng lƣợng gần 1000kg đƣợc trang bị các hệ thiết bị chụp ảnh đa phổ, cho đến 2009 Mỹ đã phóng 7 vệ tinh thuộc sêri vệ tinh quan sát trái đất Landsat, trong đó các vệ tinh Landsat 5,6,7 đều có trọng lƣợng trên 2000kg 2200kg. Các vệ tinh quan sát trái đất của Châu Âu nhƣ ERS (ESA), sêri vệ tinh Spot của Pháp, sêri vệ tinh IRS của Ấn Độ, RESURS của Nga, v.v. đều có trọng lƣợng trên dƣới 2000kg. Các vệ tinh quan sát trái đất của Nhật nhƣ Adeos, Adeos II và Alos phóng trong thời gian 1996-2006 có trọng lƣợng từ 3 đến 4 tấn. Kỷ lục về quy mô của loại vệ tinh quan sát trái đất cho đến nay là vệ tinh Envisat (ESA), phóng tháng 3/2002, có kích thƣớc 26m x 10m x 5m nặng 8.5 tấn, đƣợc trang bị 10 thiết bị cảm biến quang học và radar hiện đại, giá thành trên 2.3 tỷ Ơrô. Với giá thành chế tạo và phóng đắt, cho đến những năm 1990 việc phát triển và sở hữu các vệ tinh quan sát trái đất chỉ dành cho các cƣờng quốc vũ trụ nhƣ Mỹ, Châu Âu, Nga, Trung quốc, Ấn Độ và Nhật Bản (xem Hình 1.1). Landsat4 (1982, 2.000kg) Alos (2006, 4000kg) Envisat (2002, 8.500kg) Hình 1.1. Các vệ tinh lớn quan sát trái đất Từ đầu những năm 1980-1990, nhờ thành tựu của thu nhỏ hóa công nghệ nói chung và của vi cơ điện tử (Micro-electro-mechanical Systems-MEMS) nói riêng, đã thu đẩy sự ra đời và phát triển của các loại cảm biến, cơ cấu chấp hành và các thiết bị chụp ảnh có kích thƣớc ngày một nhỏ nhẹ nhƣng với tính năng kỹ thuật không hề thua kém các thiết bị to nặng trƣớc đây. Từ đó, các vệ tinh nhỏ quan sát trái đất thế hệ mới ra đời và nhanh chóng trở thành một hƣớng phát triển hấp dẫn và đầy triển vọng của công nghệ vệ tinh hiện đại. Trung tâm vũ trụ Surrey thuộc Đại học Surrey (Anh Quốc) nơi đã thiết kể và chế tạo các vệ tinh nhỏ UoSAT- 1 (phóng 8/1981) và UoSAT-2 (phóng 2/1984) đƣợc coi là một trong những chiếc nôi đầu tiên của các vệ tinh nhỏ thế hệ mới. Do các vệ tinh nhỏ có ƣu thế vƣợt trội về chi phí sản xuất rẻ, thời gian chế tạo ngắn và giá phóng hợp lý vì có khối lƣợng nhỏ và thƣờng đƣợc phóng kèm với các vệ tinh lớn (piggy- 13 back), các cƣờng quốc vũ trụ đang ngày càng chú ý phát triển các vệ tinh nhỏ, trong đó áp dụng nhiều công nghệ vi điện tử và vi cơ điện tử mới. Bên cạnh đó, chính những ƣu điểm về giá thành thấp & công nghệ chế tạo đơn giản đã làm cho việc chuyển giao công nghệ tiến tới làm chủ sản xuất các vệ tinh nhỏ trở nên khả thi đối với các nƣớc nhỏ hiện chƣa có nền công nghiệp vũ trụ phát triển. Lần lƣợt các nƣớc nhƣ Bỉ, Hàn Quốc, Đài Loan, Singapore, Algeria, Nigeria, Malaysia, … đều đã chế tạo và phóng vệ tinh nhỏ quan sát của mình. Có thể nói vệ tinh nhỏ đã góp phần mở cánh cửa vào lĩnh vực công nghệ vệ tinh cho các quốc gia đang phát triển.Trong thời gian 20 năm trở lại đây, hàng trăm vệ tinh nhỏ các loại đã đƣợc chế tạo và đƣa lên quỹ đạo. Tính năng kỹ thuật của các vệ tinh nhỏ đƣợc cải tiến và nâng cao rất nhanh: nếu các vệ tinh cách đây 5-8 năm (nhƣ Beijing-1 (2005), UK-DMC (2003), NigeriaSat-1 (2003), BilSat-1 (2003), …) đƣợc trang bị phổ biến các payload quang học có độ phân giải không gian 32m MS/10m PAN, thì các vệ tinh nhỏ đƣợc thiết kế và phóng gần đây (nhƣ Thailand/Theos (2009), Algeria/Alsat-2A (2010), Malaysia Razaksat (2010), Chile/SSOT (2011), ..) đều đã đƣợc trang bị các payload có độ phân giải không gian 10m MS/ 2.5m PAN. Hầu hết các vệ tinh trên đây đều có trọng lƣợng khoảng trên 100kg. Đối với các loại vệ tinh nhỏ hơn, tháng 12/2000 Anh phóng vệ tinh nano đầu tiên mang tên SNAP1 nặng 6,5kg từ sân bay vũ trụ Plesetsk bằng tên lửa Cosmos của Nga. Nó rất tinh xảo: có thiết bị định vị vệ tinh rất nhỏ tích hợp với camera video CMOS, máy tính. Vệ tinh SNAP-1 có payload là hệ quan sát bằng máy (Machine Vision System – MVS). MVS gồm 3 camera video CMOS góc rộng cực nhỏ và một camera video CMOS góc hẹp cực nhỏ, mỗi camera có trọng lƣợng vài gram. MVS đƣợc dùng để chụp ảnh các vệ tinh khác trên quỹ đạo. Các vệ tinh pico chỉ nặng chừng 1kg, hình lập phƣơng kích thƣớc mỗi cạnh 10cm nên đƣợc gọi là CubeSat. Loại vệ tinh này đƣợc các trƣờng đại học nhiều nƣớc trên thế giới quan tâm phát triển và sử dụng chúng nhƣ những phƣơng tiện rất thích hợp và hiệu quả để phục vụ công tác đào tạo sinh viên khoa hàng không vũ trụ (Caltech, Standford Univ., ĐH công nghệ Callifornia-CalPoly, Vigo Univ., …). Gần đây, nhờ áp dụng những thành tựu mới của vi cơ điện tử, các vệ tinh pico cũng đã bƣớc đầu đƣợc trang bị các loại cảm biến mặt trời và bánh xe phản lực siêu nhỏ làm nhiệm vụ xác định và điều khiển tƣ thế (TU Berlin). 1.2 1.2.1 Cấu trúc của vệ tinh và hệ thống ADCS Cấu trúc chung của vệ tinh Vệ tinh là một thiết bị phức tạp đƣợc chế tạo bằng cách lắp ráp nhiều bộ phận (phân hệ) khác nhau nhƣng cùng hoạt động phối hợp trong một hệ lớn để hoàn thành các nhiệm vụ xác định. Vệ tinh gồm 2 phần: tải có ích (payload) và khung hay nền (platform hay bus) nhƣ mô tả trong Hình 1.2. Sau đây chúng tôi dùng các thuật ngữ playload và platform vì các từ dịch chƣa mô tả đủ nội hàm của các thuật ngữ tiếng Anh. 14 Vệ tinh 1 2 3 Bus Payload 4 5 6 7 Hình 1.2 Sơ đồ cấu trúc vệ tinh và các phân hệ của nó - Payload là tập hợp các thiết bị giúp vệ tinh thƣc hiện các nhiệm vụ xác định trƣớc: các vệ tinh có nhiệm vụ khác nhau, payload sẽ phải khác nhau. Với vệ tinh thông tin liên lạc, payload là các bộ phát đáp (transponder) có nhiệm vụ thu tín hiệu từ trái đất khuếch đại và truyền trở lại với tần số khác. Với vệ tinh quan sát Trái Đất, payload là các bộ cảm biến thu các tín hiệu sóng điện từ. Các bộ cảm biến viễn thám (remote sensors) này có thể hoạt động theo nguyên lý chủ động (ví dụ nhƣ rađa chủ động phát sóng xuống mặt đất và thu tín hiệu phản hồi, LIDA chủ động phát tia laze xuống mặt đất và thu tín hiệu phản hồi). Tuy nhiên, nguyên lý chủ động đòi hỏi phải có máy phát công suất khá lớn vì vậy có khối lƣợng lớn, khó đƣa lên vệ tinh. Do đó, phần lớn các bộ cảm biến viễn thám trên vệ tinh quan sát Trái Đất thƣờng là loại hoạt động theo nguyên lý thụ động (các thiết bị thu trong các dải phổ khác nhau), ví dụ camera quang học thu ảnh trong dải quang học bình thƣờng (khả thị-visible), camera ảnh nhiệt thu ảnh trong dải hồng ngoại (infrared), thiết bị thu sóng trong dải vi ba (microwaves), v.v…Cũng có vệ tinh sử dụng các cảm biến đa phổ (multispectral sensors). - Platform hay bus gồm 7 phân hệ sau đây, có chức năng đảm bảo cho payload hoạt động: 1. Phân hệ kết cấu và các bộ phận cơ khí (SMS – Structure and Mechanisms Subsystem). Phân hệ này bao gồm khung vệ tinh và các cơ cấu gắn thêm vào khung nhƣ hệ thống anten và hệ thống pin Mặt Trời. Phân hệ này phải đảm bảo chịu đƣợc các tác động cơ học và môi trƣờng, đặc biệt trong các giai đoạn phóng và đƣa vệ tinh vào quỹ đạo, hoạt động trên quỹ đạo và quay trở về Trái Đất (nếu cần). Các tác động cơ học và môi trƣờng đối với vệ tinh thƣờng là các tải tĩnh do gia tốc gây ra, tải động do rung xóc, va đập, áp lực âm thanh (do động cơ phóng gây ra tiếng ồn cực lớn), môi trƣờng chân không, nhiệt độ thay đổi lớn, bức xạ vũ trụ… Vật liệu đƣợc dùng phổ biến nhất để chế tạo kết cấu là hợp kim nhôm. 2. Phân hệ điều khiển nhiệt (TCS – Thermal Control Subsystem). Phân hệ này đảm bảo nhiệt độ thích hợp cho payload và các phân hệ khác của vệ tinh hoạt động tin cậy trong khoảng thời gian quy định. Có thể sử dụng kỹ thuật điều khiển nhiệt thụ động hoặc điều khiển nhiệt tích cực. Kỹ thuật điều khiển nhiệt thụ động đƣợc thực hiện thông qua việc lựa chọn một cách phù hợp hình dạng, hệ số hấp thụ nhiệt của lớp phủ, tính cách nhiệt của vật liệu, v.v.…Kỹ thuật điều khiển nhiệt tích cực sử dụng các thiết bị gia nhiệt kiểu sợi đốt có điều khiển, thiết bị gia nhiệt bằng đồng vị phóng xạ, hệ thống bơm chất lỏng để làm mát hoặc gia nhiệt, cánh tản nhiệt có góc thay đổi,… Kỹ thuật điều khiển tích cực thƣờng ít sử dụng vì tiêu tốn năng lƣợng, tuy nhiên đôi khi cần thiết vì các biện pháp thụ động không đủ để duy trì nhiệt độ trong dải cho phép. 15 3. Phân hệ đo xa, bám và lệnh (TT&C – Telemetry, Tracking and Command) có chức năng : - Cung cấp thông tin cho trạm mặt đất về trạng thái hoạt động của vệ tinh và các phân hệ trên vệ tinh, các thông tin này thƣờng đƣợc thu thập trong máy tính trên khoang (onboard computer - OBC) và thông qua mođem biến thành tín hiệu tần số vô tuyến (RF) và truyền xuống trạm mặt 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 đƣợc và truyền cho các phân hệ khác trên vệ tinh; - Xử lý các dữ liệu của payload thu đƣợc (ví dụ: các ảnh viễn thám) và truyền xuống trạm mặt đất. 5. Phân hệ nguồn điện (EPS – Electrical Power Subsystem): cung cấp nguồn năng lƣợng điện để payload và các phân hệ trên vệ tinh hoạt động. Phân hệ này thƣờng bao gồm các tấm pin Mặt Trời, ăcquy (chủ yếu là để đảm bảo nguồn điện khi vệ tinh đi vào vùng tối do Trái Đất che khuất), hệ thống phân phối và hệ thống điều chỉnh điện áp. 6. Phân hệ điều khiển quỹ đạo và tư thế vệ tinh (AOCS - Attitude and Orbit Control Subsystem) có chức năng duy trì các tham số quỹ đạo vệ tinh trong giới hạn mong muốn và điều khiển tƣ thế vệ tinh phù hợp để đảm bảo tƣ thế cần thiết cho payload, anten, tấm pin Mặt Trời… hoạt động có hiệu quả. Khi xét đến quỹ đạo vệ tinh ta chỉ quan tâm đến chuyển động của cả vệ tinh nhƣ một chất điểm – toàn bộ khối lƣợng đƣợc giả thiết là tập trung ở tâm khối. Khi xét đến tư thế vệ tinh ta phải coi vệ tinh nhƣ một vật rắn 3 bậc tự do, có thể nghiêng ngả quanh tâm khối. Hai chuyển động này nói chung có liên quan đến nhau : ví dụ nếu cần chụp ảnh khu vực Hà Nội mà quỹ đạo vệ tinh dự báo sẽ bay qua Bắc Ninh thì trƣớc lúc bay qua Bắc Ninh cần ra lệnh cho camera (hoặc cả vệ tinh) nghiêng về phía để có thể chụp ảnh đƣợc khu vực Hà Nội. Ví dụ khác: tác động của từ trƣờng Trái Đất hoặc của bức xạ Mặt Trời ảnh hƣởng đến tƣ thế của vệ tinh phụ thuộc vào vị trí của nó trên quỹ đạo quanh Trái Đất. Về mặt động lực học quá trình điều khiển quỹ đạo thƣờng xảy ra trong thời gian dài (vài chục phút đến vài ngày) còn điều khiển tƣ thế thì thƣờng xảy ra nhanh hơn (trong vài chục giây đến vài phút). Về mặt thiết bị, để điều khiển hoặc hiệu chỉnh quỹ đạo thƣờng phải sử dụng các động cơ phản lực và tốn năng lƣợng khá nhiều. Trong khi đó để điều khiển tƣ thế vệ tinh trên quỹ đạo có thể dùng các cơ cấu chấp hành để tạo mômen điều khiển nhỏ và tốn ít năng lƣợng. Vì vậy, khi nghiên cứu các phân hệ của vệ tinh, đôi khi ngƣời ta tách riêng phân hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem, có chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo) và phân hệ điều khiển tƣ thế (ADCS-Attitude Determination and Control Subsystem). Gần đây, thuật ngữ AOCS (AOCS – Attitude and Orbit Control Subsystem) đƣợc sử dụng nhiều hơn trong thiết kế và chế tạo vệ tinh; khi đó nó bao hàm cả 2 phân hệ PS và ADCS, trong đó phân hệ PS đƣợc sử dụng cho cả 2 chức năng - hiệu chỉnh quỹ đạo và điều khiển tƣ thế. Cụ thể, khi làm chức năng hiệu chỉnh quỹ đạo thì vận tốc của tâm khối vệ tinh, khi làm chức năng điều khiển tƣ thế thì các động cơ phản lực hoạt động nhƣ một cơ cấu chấp hành của phân hệ ADCS, tạo ra vectơ lực đẩy theo các hƣớng ngƣợc nhau Các thông tin này thƣờng đƣợc gọi là dữ liệu đo xa (telemetric data) dễ gây hiểu nhầm là dữ liệu “đo cự ly” hoặc “đo khoảng cách” nhƣng thực ra đây là thông tin viễn trắc (đƣợc đo từ xa). 1 16 để tạo ra mômen điều khiển vệ tinh quanh tâm khối của nó. Tuy nhiên, do nguồn nhiên liệu của động cơ phản lực có hạn nên thông thƣờng PS dành ƣu tiên hơn cho chức năng điều khiển quỹ đạo. Điều này sẽ trình bày kỹ hơn dƣới đây khi giới thiệu về phân hệ PS. Nhằm phù hợp với việc nghiên cứu, tích hợp và thử nghiệm bộ mô phỏng bán vậ y về điều khiển tƣ thế vệ tinh 3 bậc tự do quay quanh tâm khối, thay cho thuật ngữ AOCS, trong luận văn này sẽ sử dụng chủ yếu thuật ngữ ADCS để xét riêng hệ thống xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh, trong đó phân hệ đẩy cũng đƣợc sử dụng nhƣ một cơ cấu chấp hành tạo mômen quay (tuy nhiên với lƣu ý là phân hệ đẩy chủ yếu đƣợc sử dụng để điều khiển quỹ đạo). Để tránh hiểu lầm, cũng có khi chúng ta sẽ dùng thuật ngữ AOCS/ADCS, ngƣời đọc sẽ vận dụng tuỳ theo ngữ cảnh của vấn đề. 7. Phân hệ đẩy (PS – Propulsion Subsystem): có chức năng chính là tạo lực đẩy để đảm bảo quỹ đạo vệ tinh nhƣ thiết kế. Ngoài ra, nhƣ vừa nêu ở trên, phân hệ này thƣờng đƣợc sử dụng nhƣ một trong các hệ thống cơ cấu chấp hành của phân hệ điều khiển tƣ thế vệ tinh. Đối với vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất, phân hệ đẩy thƣờng có những nhiệm vụ sau: - Chuyển đổi quỹ đạo (orbit transfer) đƣợc thực hiện sau khi tên lửa đẩy đƣa vệ tinh vào quỹ đạo với sai số nhất định, vì vậy cần hiệu chỉnh quỹ đạo để đạt đƣợc các tham số trong phạm vi cho phép; sai số ban đầu càng lớn thì càng tốn nhiều năng lƣợng để hiệu chỉnh quỹ đạo; - Duy trì quỹ đạo (orbit correction hoặc station keeping) đƣợc thực hiện sau từng khoảng thời gian nhất định (thông thƣờng một năm không quá 10 lần, tuỳ theo hoạt động của Mặt Trời ảnh hƣởng đến tầng ngoại quyển của Trái Đất); - Huỷ quỹ đạo (deorbitation) đƣợc thực hiện khi vệ tinh hết tuổi thọ trên quỹ đạo, cần phải hãm tốc độ để vệ tinh đi vào quỹ đạo thấp hơn nhằm lợi dụng mật độ không khí cao hơn làm cho vệ tinh tự huỷ sớm hơn, tránh tạo “rác” trên vũ trụ khỏi uy hiếp đến an toàn bay của các vệ tinh khác (theo công ƣớc quốc tế). Quá trình huỷ quỹ đạo cũng khá tốn kém về mặt năng lƣợng (chiếm khoảng 1/3 tổng nhiên liệu dự trữ trên vệ tinh). Về mặt cấu tạo và nguyên lý hoạt động, phân hệ đẩy thƣờng bao gồm một số động cơ phản lực cỡ nhỏ (thrusters). Các động cơ này làm việc theo nguyên lý phản lực: khi có một khối lƣợng bị đẩy ra (luồng phụt) thì sẽ có một lực tác dụng theo hƣớng ngƣợc lại. Nguồn năng lƣợng để tạo ra luồng phụt thƣờng là năng lƣợng do phản ứng hoá học tạo ra. Cũng có thể sử dụng các nguồn năng lƣợng khác nhƣ khí nén, đồng vị phóng xạ hoặc năng lƣợng điện (luồng phụt dƣới dạng plasma). Cụ thể hơn về cấu tạo và nguyên lý hoạt động của động cơ phản lực cỡ nhỏ dùng trên vệ tinh xin xem Mục 2.3.2.1 . Các vệ tinh có thể có nhiệm vụ rất khác nhau, nhƣng để hoạt động bình thƣờng, chúng đều cần đến 7 phân hệ trên. 1.2.2 Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tư thế (ADCS) Nhƣ đã nêu trong phần mở đầu, đối tƣợng nghiên cứu chính của luận văn là hệ thống xác định và điều khiển tƣ thế vệ tinh, viêt tắt là ADCS, có chức năng xác định 17 chính xác tƣ thế của vệ tinh tại mọi thời điểm và điều khiển nó về tƣ thế mong muốn một cách tối ƣu. Đối với các vệ tinh nhỏ (dƣới 500kg), ADCS thƣờng phải đáp ứng các yêu cầu sau đây: - Phải đảm bảo độ chính xác cần thiết; - Đảm bảo tiêu hao năng lƣợng ít nhất, kích thƣớc và khối lƣợng ít nhất trong phạm vi có thể; - Đảm bảo độ tin cậy cao nhất có thể trong môi trƣờng vũ trụ, có khả năng làm việc liên tục trong thời gian dài; - Giá thành có thể chấp nhận đƣợc. Mọi hệ ADCS bao gồm 2 phân hệ con: phân hệ xác định tƣ thế và phân hệ điều khiển tƣ thế. 1.2.2.1 Phân hệ xác định tư thế: Tƣ thế vệ tinh đƣợc xác định nhờ các cảm biến gắn trên vệ tinh nhƣ cảm biến hƣớng Mặt Trời, cảm biến hƣớng Trái Đất, cảm biến hƣớng sao… Bên cạnh đó sử dụng các thuật toán hiệu chỉnh thống kê để nâng cao độ chính xác và loại trừ nhiễu. Chất lƣợng của hệ ADCS phụ thuộc rất nhiều vào giới hạn của các cảm biến và cơ cấu chấp hành của nó. Hiện nay có rất nhiều loại cảm biến để xác định tƣ thế và tốc độ góc của vệ tinh. Một hệ xác định tƣ thế vệ tinh thƣờng sử dụng nhiều loại cảm biến khác nhau. Trên Bảng 1.1 có so sánh một số loại cảm biến dựa theo tài liệu [10] và [11]. Bảng 1.1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật Loại cảm biến Độ chính xác điển hình Nhận xét Hƣớng Mặt Trời 0.005-4 độ Đơn giản, tin cậy, giá thấp, nhƣng có lúc bị Trái Đất che khuất Hƣớng Trái đất 0.05-1 độ Phụ thuộc vào vị trí trên quỹ đạo, thƣờng phải quét, giá khá cao Từ trƣờng 0.5-5 độ Cảm biến hƣớng sao 1 arcsec-1 arcmin Kinh tế; phụ thuộc vào vị trí trên quỹ đạo; Chỉ dùng đƣợc cho quỹ đạo thấp; Độ chính xác không cao Phức tạp, đắt tiền, chính xác nhất (1 arcmin = 1/60 của 1độ) Cảm biến quán tính (các loại con quay) 0.01 độ/h Có thể khá nặng, tốn năng lƣợng, giá khá cao, sai số tăng lên theo thời gian sử dụng