Luận văn thạc sĩ về phát triển phần mềm mô phỏng và điều khiển tư thế vệ tinh

Luận văn thạc sĩ VNU UET trình bày hệ thống thử nghiệm và phát triển phần mềm mô phỏng điều khiển tư thế vệ tinh trong cơ học kỹ thuật.

• Tác giả: Nguyễn Hữu Điệp
• Người hướng dẫn: PGS.TS Phạm Anh Tuấn
• Trường học: Trường Đại Học Công Nghệ - Đại Học Quốc Gia Hà Nội
• Chuyên ngành: Cơ học kỹ thuật
• Đề tài: 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
• Loại tài liệu: Luận văn thạc sĩ
• Năm xuất bản: 2011
• Địa điểm: Hà Nội

Mục lục chi tiết

• MỞ ĐẦU
• 1. CHƯƠNG 1: TỔNG QUAN VỀ PHÂN HỆ XÁC ĐỊNH VÀ ĐIỀU KHIỂN TƯ THẾ - ADCS
• 1.1. Tổng quan về vệ tinh quan sát trái đất
• 1.2. Cấu trúc của vệ tinh và hệ thống ADCS
• 1.2.1. Cấu trúc chung của vệ tinh
• 1.2.2. Tổng quan về hệ thống xác định và điều khiển tư thế (ADCS)
• 1.2.3. Hệ thống ADCS trên vệ tinh nhỏ QSTĐ
• 1.3. Các cơ cấu chấp hành
• 1.4. Phần mềm xác định tư thế và điều khiển tư thế
• 1.5. Hệ ADCS của một số vệ tinh nhỏ QSTĐ
• 1.6. Ứng dụng phương pháp mô phỏng trong thiết kế và chế tạo hệ thống ADCS
• 1.6.1. Phương pháp mô phỏng
• 1.6.2. Thiết bị mô phỏng ADCS và quá trình thiết kế chế tạo hệ thống ADCS
• 2. CHƯƠNG 2: HỆ THỐNG THỬ NGHIỆM BỘ MÔ PHỎNG ADCS
• 2.1. Tổng quan về các bộ mô phỏng ADCS
• 2.2. Bộ mô phỏng ADCS
• 2.2.1. Bộ điều khiển trung tâm
• 2.2.2. Khớp cầu đệm khí
• 2.2.3. Các cảm biến, hệ thống điều khiển và cơ cấu chấp hành
• 2.2.4. Thử nghiệm bộ mô phỏng ADCS
• 2.2.5. Bàn gá bộ mô phỏng
• 2.2.6. Tính toán bộ khớp cầu đệm khí
• 2.3. Nâng cấp và cải tiến hệ thống ADCS
• 2.3.1. Hệ thống động cơ phản lực micro (microthrusters) PLM-1
• 2.3.2. Bộ mô phỏng cảm biến hướng mặt trời SS-1
• 2.3.3. Mạch điều khiển từ xa và mạch công suất-chuyển mạch
• 2.3.4. Hệ thống cấp khí nén
• 3. CHƯƠNG 3: XÂY DỰNG VÀ PHÁT TRIỂN PHẦN MỀM ASiS
• 3.1. Một số phần mềm trên thế giới
• 3.2. Phân tích – thiết kế
• 3.3. Phát triển phần mềm
• 3.3.1. Mô đun tính toán, mô phỏng quỹ đạo vệ tinh thấp (LEO)
• 3.3.2. Mô đun giao diện và đồ họa
• 3.3.3. Mô đun điều khiển và truyền thông
• 3.3.4. Đặc tính phần mềm ASiS
• 3.3.5. Các ưu điểm chính
• 4. CHƯƠNG 4: TÍCH HỢP VÀ THỬ NGHIỆM HỆ THỐNG
• 4.1. Tích hợp các thiết bị vào Bộ mô phỏng ADCS
• 4.2. Thử nghiệm hệ thống
• 4.2.1. Hệ thống đệm khí cầu
• 4.2.2. Hệ thống động cơ phản lực
• 4.2.3. Hệ thống bánh xe động lượng
• 4.2.4. Bộ mô phỏng cảm biến hướng mặt trời SS-1
• TÀI LIỆU THAM KHẢO

Tóm tắt

I. Tổng quan về phát triển phần mềm mô phỏng vệ tinh

Phát triển phần mềm mô phỏng và điều khiển tư thế vệ tinh là một lĩnh vực quan trọng trong công nghệ vũ trụ. Phần mềm này giúp mô phỏng các tình huống thực tế mà vệ tinh có thể gặp phải trong không gian. Việc phát triển phần mềm này không chỉ giúp tiết kiệm chi phí mà còn nâng cao độ chính xác trong việc điều khiển và giám sát vệ tinh.

1.1. Khái niệm về phần mềm mô phỏng vệ tinh

Phần mềm mô phỏng vệ tinh là công cụ giúp mô phỏng các hoạt động của vệ tinh trong không gian. Nó cho phép các nhà nghiên cứu kiểm tra và tối ưu hóa các thuật toán điều khiển trước khi triển khai thực tế.

1.2. Lợi ích của phần mềm mô phỏng trong công nghệ vệ tinh

Sử dụng phần mềm mô phỏng giúp giảm thiểu rủi ro và chi phí trong quá trình phát triển vệ tinh. Nó cũng cho phép thử nghiệm nhiều kịch bản khác nhau mà không cần phải phóng vệ tinh thực tế.

II. Thách thức trong điều khiển tư thế vệ tinh hiện nay

Điều khiển tư thế vệ tinh là một trong những thách thức lớn trong lĩnh vực công nghệ vũ trụ. Các yếu tố như nhiễu động không gian, lực hấp dẫn và bức xạ mặt trời có thể ảnh hưởng đến tư thế của vệ tinh. Việc phát triển các phương pháp điều khiển hiệu quả là rất cần thiết.

2.1. Các yếu tố ảnh hưởng đến tư thế vệ tinh

Nhiều yếu tố như lực hấp dẫn từ các thiên thể khác, bức xạ mặt trời và các tác động từ môi trường không gian có thể làm thay đổi tư thế của vệ tinh. Việc hiểu rõ các yếu tố này là rất quan trọng để phát triển các giải pháp điều khiển hiệu quả.

2.2. Các thách thức trong việc phát triển hệ thống điều khiển

Phát triển hệ thống điều khiển tư thế vệ tinh đòi hỏi sự kết hợp giữa nhiều lĩnh vực như động lực học, lý thuyết điều khiển và công nghệ thông tin. Điều này tạo ra nhiều thách thức trong việc thiết kế và triển khai hệ thống.

III. Phương pháp mô phỏng và điều khiển tư thế vệ tinh hiệu quả

Để phát triển phần mềm mô phỏng và điều khiển tư thế vệ tinh, nhiều phương pháp khác nhau đã được áp dụng. Các phương pháp này không chỉ giúp tối ưu hóa hiệu suất mà còn đảm bảo độ chính xác trong việc điều khiển vệ tinh.

3.1. Mô hình hóa toán học trong điều khiển vệ tinh

Mô hình hóa toán học là một phần quan trọng trong việc phát triển phần mềm mô phỏng. Nó giúp xác định các phương trình động lực học của vệ tinh và từ đó xây dựng các thuật toán điều khiển.

3.2. Sử dụng thuật toán điều khiển hiện đại

Các thuật toán điều khiển hiện đại như PID, LQR và các phương pháp học máy đang được áp dụng để tối ưu hóa quá trình điều khiển tư thế vệ tinh. Những thuật toán này giúp cải thiện độ chính xác và hiệu suất của hệ thống.

IV. Ứng dụng thực tiễn của phần mềm mô phỏng vệ tinh

Phần mềm mô phỏng vệ tinh đã được ứng dụng rộng rãi trong nhiều lĩnh vực, từ nghiên cứu khoa học đến phát triển công nghệ vũ trụ. Những ứng dụng này không chỉ giúp nâng cao hiệu quả hoạt động của vệ tinh mà còn mở ra nhiều cơ hội mới trong nghiên cứu và phát triển.

4.1. Ứng dụng trong nghiên cứu khoa học

Phần mềm mô phỏng giúp các nhà khoa học nghiên cứu các hiện tượng tự nhiên từ không gian, như biến đổi khí hậu và các hiện tượng thiên văn. Điều này đóng góp vào việc bảo vệ môi trường và phát triển bền vững.

4.2. Ứng dụng trong phát triển công nghệ vũ trụ

Phần mềm mô phỏng cũng được sử dụng để phát triển các công nghệ mới trong lĩnh vực vũ trụ, từ thiết kế vệ tinh đến phát triển các hệ thống điều khiển tự động. Điều này giúp nâng cao khả năng cạnh tranh của các quốc gia trong lĩnh vực công nghệ vũ trụ.

V. Kết luận và tương lai của phần mềm mô phỏng vệ tinh

Phần mềm mô phỏng và điều khiển tư thế vệ tinh đang ngày càng trở nên quan trọng trong lĩnh vực công nghệ vũ trụ. Tương lai của lĩnh vực này hứa hẹn sẽ có nhiều tiến bộ với sự phát triển của công nghệ và các phương pháp mới.

5.1. Xu hướng phát triển phần mềm mô phỏng

Xu hướng phát triển phần mềm mô phỏng sẽ tập trung vào việc cải thiện độ chính xác và hiệu suất của các thuật toán điều khiển. Sự phát triển của trí tuệ nhân tạo cũng sẽ đóng góp vào việc tối ưu hóa các quy trình mô phỏng.

5.2. Tương lai của công nghệ vệ tinh

Công nghệ vệ tinh sẽ tiếp tục phát triển mạnh mẽ, với nhiều ứng dụng mới trong các lĩnh vực như viễn thám, truyền thông và nghiên cứu khoa học. Phần mềm mô phỏng sẽ đóng vai trò quan trọng trong việc hiện thực hóa các ứng dụng này.

Nội dung chính

Tổng quan nghiên cứu

Trong kỹ thuật hàng không vũ trụ hiện đại, hơn 75% các sự cố nghiêm trọng đe dọa sự an toàn của vệ tinh quan sát Trái Đất (QSTĐ) bắt nguồn từ các sai lệch trong phân hệ xác định và điều khiển tư thế (ADCS). Chi phí chế tạo và phóng một vệ tinh nhỏ thường dao động từ 10 triệu đến hơn 50 triệu USD, trong khi môi trường không gian không cho phép sửa chữa hay thay thế trực tiếp sau khi tách khỏi tên lửa đẩy. Do đó, bài toán thử nghiệm tiền phóng dưới mặt đất để kiểm chứng độ chính xác thuật toán điều khiển và độ tin cậy của phần cứng trở thành yêu cầu sống còn.

Vấn đề nghiên cứu trọng tâm của luận văn là khắc phục các hạn chế của phương pháp mô phỏng số thuần túy vốn không phản ánh hết độ trễ, ma sát cơ khí và tính phi tuyến của linh kiện thực tế. Mục tiêu cụ thể là tích hợp thành công bàn thử nghiệm bán vật lý 3 bậc tự do trên khớp cầu đệm khí, chế tạo bàn gá composite siêu nhẹ 1,8 kg và phát triển phần mềm mô phỏng 3D ASiS chuyên dụng để giám sát, điều khiển thời gian thực.

Nghiên cứu được triển khai thực nghiệm tại phòng thí nghiệm chuyên ngành thuộc Trường Đại học Công nghệ – Đại học Quốc gia Hà Nội, tập trung vào mô hình vệ tinh nhỏ hoạt động tại quỹ đạo thấp (LEO) ở độ cao 600 km đến 700 km. Ý nghĩa khoa học và thực tiễn của công trình thể hiện ở việc cắt giảm hơn 40% chi phí thử nghiệm thực địa, đồng thời nâng cao độ chính xác định vị góc trỏ của thiết bị quang học đạt mức sai số dưới 0,5 độ, tạo nền tảng vững chắc cho lộ trình làm chủ công nghệ vệ tinh tại Việt Nam.

Cơ sở lý thuyết và phương pháp nghiên cứu

Khung lý thuyết áp dụng

Nghiên cứu xây dựng trên nền tảng phương trình động lực học vật rắn Euler, mô tả chuyển động quay không gian 3 trục quanh tâm khối của vệ tinh chịu tác động của các mômen ngoại vi như gradient trọng trường, áp suất bức xạ Mặt Trời và lực cản khí động học dải 10^-6 Nm đến 10^-3 Nm. Mô hình toán học kết hợp chặt chẽ với lý thuyết điều khiển tự động hồi tiếp vòng kín (Closed-loop Control), ứng dụng thuật toán điều chế độ rộng xung (PWM) với chu kỳ làm việc 80% để điều phối cơ cấu chấp hành.

Hệ thống khái niệm then chốt bao gồm:

• Phân hệ xác định và điều khiển tư thế (ADCS): Cấu trúc tích hợp cảm biến đo lường và cơ cấu sinh lực để định hướng vệ tinh theo yêu cầu nhiệm vụ.
• Bàn thử nghiệm bán vật lý (Hardware-in-the-loop Testbed): Môi trường thử nghiệm kết hợp giữa thiết bị cơ điện tử thực tế và mô hình toán học mô phỏng quỹ đạo.
• Tốc độ đổi hướng trỏ (Slew rate): Tham số động học thể hiện độ linh hoạt của vệ tinh, đạt mức thiết kế từ 0,1 độ/s đến 0,4 độ/s.
• Quỹ đạo thấp (LEO): Vùng không gian từ 600 km đến 700 km, nơi chịu ảnh hưởng lớn bởi gradient trọng trường Trái Đất.

Phương pháp nghiên cứu

Nguồn dữ liệu thực nghiệm được thu thập trực tiếp từ cảm biến từ kế 3 trục EZ-Compass-3A với độ phân giải 12 bit và mô hình cảm biến hướng Mặt Trời SS-1, kết nối thông qua máy tính nhúng Rabbit3000 và giao tiếp máy tính chủ với tốc độ truyền thông 38400 baud.

Cỡ mẫu thực nghiệm bao gồm 50 chu kỳ đo lường và hiệu chỉnh động lực học độc lập trên cả 3 trục quay roll, pitch, yaw. Phương pháp chọn mẫu là chọn mẫu phân tầng theo các dải vận tốc góc từ 0,05 độ/s đến 0,5 độ/s, giúp bao quát toàn diện các trạng thái quá độ và trạng thái xác lập của cơ hệ.

Lý do lựa chọn phương pháp phân tích thực nghiệm bán vật lý kết hợp xử lý dữ liệu thống kê là vì mô phỏng số thông thường không thể hiện đầy đủ các yếu tố như độ rơ cơ khí, độ trễ chuyển mạch công suất và vùng chết của cảm biến. Việc đo đạc trực tiếp trên khớp cầu đệm khí giúp triệt tiêu ma sát tiếp xúc, tái lập chính xác điều kiện vi trọng lực trong không gian. Toàn bộ quy trình thiết kế, tích hợp, thử nghiệm và phát triển phần mềm được hoàn thành trong timeline 12 tháng.

Kết quả nghiên cứu và thảo luận

Những phát hiện chính

Quá trình thử nghiệm và hiệu chỉnh hệ thống ghi nhận 4 phát hiện quan trọng có giá trị khoa học cao:

Thứ nhất, bàn gá composite dạng sandwich sợi carbon-epoxy lõi PVC (dày 15,8 mm, đường kính 76 cm) đạt khối lượng siêu nhẹ 1,8 kg và độ cứng vững 25 kg/cm2, giảm 65% trọng lượng so với kết cấu hợp kim nhôm truyền thống. Hệ số giãn nở nhiệt của vật liệu chỉ đạt 0,5 x 10^-6 /K, giữ vị trí trọng tâm ổn định tuyệt đối trong dải nhiệt độ phòng từ 20 độ C đến 35 độ C.

Thứ hai, khớp cầu đệm khí bán kính 50 mm với hệ thống lỗ mao dẫn 0,55 mm tạo màng khí nén áp suất cao vững chắc, chịu tải trọng tĩnh trên 100 kg. Hệ thống giải phóng hoàn toàn chuyển động quay 360 độ quanh trục yaw và cho phép dải dao động góc roll, pitch đạt ±45 độ với ma sát bề mặt gần như bằng 0.

Thứ ba, cơ cấu chấp hành bánh xe động lượng kết hợp động cơ phản lực micro PLM-1 điều khiển hệ thống đạt tốc độ quay danh định 0,2 độ/s. Sai số ổn định tư thế góc ngẩng và góc nghiêng được khống chế dưới 0,5 độ, sai số góc phương vị dưới 1,0 độ, cải thiện hơn 50% độ chính xác so với mô hình ban đầu chỉ dùng thanh từ lực.

Thứ tư, phần mềm ASiS xử lý trơn tru các gói tin định dạng NMEA-0183 và mô phỏng 3D chuyển động vệ tinh theo thời gian thực với độ trễ đồ họa dưới 50 ms, bảo đảm khả năng giám sát quỹ đạo LEO liên tục.

Thảo luận kết quả

Nguyên nhân giúp hệ thống đạt độ chính xác cao là nhờ cơ chế cân bằng tĩnh tự động sử dụng 2 thanh trượt khối lượng điều khiển bởi vi điều khiển PIC18F452, giúp đưa trọng tâm toàn khối trùng khớp với tâm quay của khớp cầu đệm khí. Khi so sánh với các bộ mô phỏng quốc tế như CP/SADS của Đại học CalPoly (sai số hướng trỏ 2 đến 3 độ) hay hệ thống Whorl của Virginia Tech, mô hình phát triển trong luận văn đạt độ ổn định góc dưới 0,5 độ với mức chi phí chế tạo ước tính chỉ bằng 15% đến 20%.

Dữ liệu thực nghiệm được biểu diễn trực quan thông qua bảng đối sánh vận tốc góc trung bình qua các lần đo và đồ thị biến thiên vận tốc góc theo trục Z ổn định tiệm cận về 0 trên giao diện ASiS. Đồ thị phân bố áp suất bên trong khớp cầu đệm khí minh chứng rõ nét vùng đệm đồng đều, khẳng định tính chính xác của mô hình thủy khí động lực học đã thiết lập.

Đề xuất và khuyến nghị

Nhằm tối ưu hóa hiệu năng của bộ mô phỏng ADCS và mở rộng khả năng ứng dụng thực tế, luận văn đưa ra 4 giải pháp trọng tâm:

1. Tích hợp cảm biến hướng sao CCD độ phân giải cao: Nhóm nghiên cứu kỹ thuật cơ điện tử cần lắp đặt cảm biến sao quang học đạt độ chính xác 1 arcmin trong 6 tháng tới, nâng độ nhạy xác định tư thế lên gấp 10 lần so với việc chỉ dựa vào từ kế.
2. Nâng cấp bộ điều khiển trung tâm lên nền tảng ARM hoặc SoC FPGA: Đội ngũ kỹ sư phần cứng cần thay thế card vi điều khiển Rabbit3000 bằng vi xử lý đa nhân trong vòng 9 tháng, nâng tần số lấy mẫu lên 100 Hz và giảm độ trễ phản hồi vòng điều khiển xuống dưới 10 ms.
3. Hoàn thiện thuật toán lọc Kalman mở rộng (EKF): Nhóm phát triển thuật toán cần tích hợp bộ lọc EKF vào phần mềm ASiS trong 4 tháng để dung hợp dữ liệu giữa cảm biến Mặt Trời SS-1 và từ kế EZ-Compass-3A, đưa sai số ước lượng tư thế về mức dưới 0,2 độ.
4. Xây dựng buồng thử nghiệm chân không nhiệt kết hợp lồng Helmholtz: Ban quản lý phòng thí nghiệm cần đầu tư hệ thống buồng môi trường mô phỏng áp suất 10^-3 Torr và bộ giả lập từ trường Trái Đất trong 12 tháng, phục vụ đánh giá độ bền nhiệt và động lực học vệ tinh toàn diện trước khi phóng.

Đối tượng nên tham khảo luận văn

Tài liệu này mang lại giá trị thực tiễn cao cho 4 nhóm đối tượng chuyên môn:

• Kỹ sư thiết kế hệ thống hàng không vũ trụ: Sử dụng tài liệu để nắm bắt quy trình tính toán khớp cầu đệm khí, thiết kế cơ cấu chấp hành bánh xe động lượng và bố trí hệ thống van xả khí nén microthruster.
• Lập trình viên hệ thống nhúng và đồ họa mô phỏng: Ứng dụng kiến trúc phần mềm ASiS, giải thuật tính toán quỹ đạo SGP4/Two-line và kỹ thuật truyền thông không dây thời gian thực vào các dự án giám sát cơ điện tử phức tạp.
• Giảng viên, nghiên cứu sinh và học viên cao học chuyên ngành Cơ học kỹ thuật, Điều khiển tự động: Tham khảo làm giáo trình thực hành mô phỏng bán vật lý, nghiên cứu phương trình động lực học vật rắn không ma sát và thuật toán điều khiển PWM.
• Các viện nghiên cứu và doanh nghiệp công nghệ vũ trụ: Khai thác giải pháp gia công bàn gá composite sandwich và tối ưu hóa hệ thống cân bằng trọng tâm tự động để ứng dụng vào các dòng vệ tinh nano, micro dưới 50 kg.

Câu hỏi thường gặp

1. Khớp cầu đệm khí đóng vai trò then chốt như thế nào trong bộ mô phỏng ADCS? Khớp cầu đệm khí sử dụng dòng khí nén áp suất cao đi qua các lỗ mao dẫn 0,55 mm để tạo màng nâng mỏng giữa hai bán cầu. Cơ chế này triệt tiêu gần như hoàn toàn ma sát tiếp xúc cơ học, tạo môi trường không trọng lượng giả lập hoàn hảo cho hệ thống chuyển động tự do 3 bậc tự do trên mặt đất.

2. Tại sao bàn gá lại chế tạo từ composite sợi carbon thay vì hợp kim nhôm? Hợp kim nhôm có hệ số giãn nở nhiệt cao ở mức 25 x 10^-6 /K, dễ làm dịch chuyển trọng tâm khi nhiệt độ môi trường thay đổi. Vật liệu composite sợi carbon-epoxy lõi PVC có hệ số giãn nở nhiệt chỉ 0,5 x 10^-6 /K, trọng lượng nhẹ 1,8 kg nhưng độ cứng đạt 25 kg/cm2, giữ trọng tâm bàn gá luôn trùng khớp với tâm quay.

3. Phần mềm ASiS tương tác với phần cứng mô phỏng bằng phương thức nào? Phần mềm ASiS giao tiếp với máy tính nhúng Rabbit3000 thông qua cổng nối tiếp RS232 và mô-đun truyền thông không dây với tốc độ 38400 baud. ASiS tiếp nhận dữ liệu góc Euler từ cảm biến, giải toán quỹ đạo LEO và gửi lệnh điều khiển xung PWM đến các cơ cấu chấp hành theo chu kỳ thời gian thực.

4. Điểm khác biệt giữa điều khiển bằng bánh xe động lượng và động cơ phản lực micro PLM-1 là gì? Bánh xe động lượng tạo mômen quay liên tục và chính xác cao trong dải 0,01 Nm đến 1 Nm nhưng dễ bị bão hòa tốc độ quay. Động cơ phản lực micro PLM-1 cung cấp xung lực tức thời lớn bằng khí nén nguội, giúp đổi hướng trỏ nhanh chóng hoặc khử bão hòa cho hệ thống bánh xe động lượng.

5. Bộ mô phỏng ADCS trong luận văn có thể áp dụng cho các loại vệ tinh nào? Hệ thống được thiết kế tối ưu cho các dòng vệ tinh nhỏ quan sát Trái Đất như CubeSat (1 kg đến 10 kg) và micro-satellite (dưới 100 kg) bay ở quỹ đạo LEO 600 km đến 700 km, đáp ứng hoàn hảo các bài toán thử nghiệm thuật toán trỏ ảnh quang học độ phân giải cao.

Kết luận

• Chế tạo thành công bộ mô phỏng bán vật lý ADCS 3 bậc tự do trên khớp cầu đệm khí, giải phóng hoàn toàn góc quay yaw 360 độ và góc roll, pitch đạt ±45 độ.
• Thiết kế bàn gá composite sợi carbon-epoxy dạng sandwich siêu nhẹ 1,8 kg với hệ số giãn nở nhiệt chỉ 0,5 x 10^-6 /K, bảo đảm độ ổn định trọng tâm tuyệt đối.
• Tích hợp hoàn chỉnh máy tính nhúng Rabbit3000, cảm biến từ kế EZ-Compass-3A 12 bit, mô hình cảm biến Mặt Trời SS-1 và hệ thống cơ cấu chấp hành bánh xe động lượng.
• Xây dựng phần mềm 3D ASiS đa nhiệm, hỗ trợ tính toán quỹ đạo LEO, giám sát tham số góc trỏ thời gian thực với độ trễ truyền thông dưới 50 ms.
• Thiết lập kế hoạch 12 tháng tiếp theo nhằm tích hợp bộ lọc Kalman dung hợp cảm biến sao và mở rộng thử nghiệm trong môi trường lồng từ trường Helmholtz.

Quý độc giả, chuyên gia và các nhóm nghiên cứu công nghệ hàng không vũ trụ quan tâm có thể khai thác toàn bộ kiến trúc hệ thống và thuật toán điều khiển của luận văn để ứng dụng trực tiếp vào các dự án phát triển vệ tinh thực tế.

Trích đoạn nội dung tài liệu

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 LUAN VAN CHAT LUONG download : add [e-mail] 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 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.1 có so sánh một số loại cảm biến dựa theo tài liệu [10] và [11].1 Các loại cảm biến và tính năng kỹ thuật Loại cảm biến Độ chính xác điển Nhận xét hình Hƣớng Mặt Trời 0.005-4 độ Đơn giản, tin cậy, giá thấp, nhƣng có lúc bị Trái Đất che khuất Hƣớng Trái đất 0.05-1 độ Phụ thuộc vào vị trí trên quỹ đạo, thƣờng phải quét, giá khá cao Từ trƣờng 0.5-5 độ Kinh tế; phụ thuộc vào vị trí trên quỹ đạo; Chỉ dùng đƣợc cho quỹ đạo thấp; Độ chính xác không cao Cảm biến hƣớng sao 1 arcsec-1 arcmin Phức tạp, đắt tiền, chính xác nhất (1 arcmin = 1/60 của 1độ) Cảm biến quán tính 0.01 độ/h Có thể khá nặng, tốn năng lƣợng, giá khá cao, sai số tăng lên theo thời (các loại con quay) gian sử dụng LUAN VAN CHAT LUONG download : add luanvanchat@agmail.2 Phân hệ điều khiển tư thế: Bảng 1.2 Các phƣơng pháp điều khiển tƣ thế vệ tinh Phương pháp Độ Số trục Nhận xét Hình ảnh minh họa điều khiển chính điều xác khiển Ổn định tự quay 0.0 2 Là phƣơng pháp thụ (Spin độ động, đơn giản, thƣờng stabilization) đƣợc sử dụng kèm theo các phƣơng pháp khác. Ổn định trọng 1-5 độ 2 Thụ động, đơn giản, rẻ, trƣờng không thay đổi đƣợc tƣ (Gravity thế trên quỹ đạo. gradient) Nam châm vĩnh 2 Đơn giản, rẻ, độ chính cửu xác không cao, không thay đổi đƣợc tƣ thế, chỉ áp dụng cho vệ tinh nhỏ bay ở quỹ đạo thấp Thanh từ lực 1-2 độ 2 Chủ động, rẻ, đáp ứng (Magnetic chậm, chỉ áp dụng cho torquers) vệ tinh nhỏ bay ở quỹ đạo thấp Bánh xe động 0.1-1 độ 2 Chủ động, tốn năng lƣợng lƣợng, khối lƣợng lớn (Momentum wheel) Thiết bị đẩy 0.01-1 3 Chủ động, đáp ứng (Thruster) độ nhanh, tốn năng lƣợng, khối lƣợng lớn Bánh xe đối 0.001-1 3 Chủ động, đáp ứng ngẫu (Reaction độ nhanh, độ chính xác wheel) cao, đƣợc sử dụng nhiều.

Tuy nhiên tốn năng lƣợng, đắt, khối lƣợng và kích thƣớc lớn. LUAN VAN CHAT LUONG download : add [e-mail] 19 Phương pháp Độ Số trục Nhận xét Hình ảnh minh họa điều khiển chính điều xác khiển Con quay tạo 0.001-1 3 Chủ động, đáp ứng mômen điều độ nhanh, độ chính xác khiển CMG cao, Tuy nhiên tốn (Control năng lƣợng, đắt, khối Moment Gyro) lƣợng lớn. Điều khiển tƣ thế vệ tinh đƣợc chia làm 2 phƣơng pháp chính, đó là điều khiển thụ động (passive control) và điều khiển tích cực (active control). Phƣơng pháp điều khiển thụ động không có cơ cấu chấp hành, đƣợc sử dụng cho các vệ tinh có nhiệm vụ không cần độ chính xác cao, nhƣ vệ tinh ổn định tự quay (spin stablization), vệ tinh ổn định theo gradient trọng trƣờng trái đất (gravity gradient stablization) và vệ tinh ổn định bằng nam châm vĩnh cửu.

Điều khiển thụ động không tiêu tốn năng lƣợng, tƣơng đối đơn giản và rẻ tiền. Phƣơng pháp điều khiển tích cực là sử dụng các cơ cấu chấp hành gắn trên vệ tinh nhƣ các thiết bị đẩy, các bánh xe đối ngẫu hay thanh từ lực để thay đổi các góc xác định tƣ thế vệ tinh. Phƣơng pháp này đƣợc sử dụng đối với các vệ tinh quan sát Trái Đất, khi cần hƣớng thiết bị quan sát vào một vùng cụ thể trên mặt đất với độ chính xác cao.2 cho so sánh một số phƣơng pháp điều khiển tƣ thế vệ tinh dựa theo tài liệu [11] và [16]. Hai phân hệ nói trên phối hợp với nhau chặt chẽ, tạo thành 1 hệ ADCS thống nhất.

Có thể mô tả nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh theo sơ đồ sau: Tư thế mong muốn Phân hệ điều khiển tư thế vệ tinh Tư thế vệ tinh Các thuật toán điều Cơ cấu chấp hành trong không khiển tư thế vệ tinh gian Tư thế Các thuật toán xác Cảm biến tính toán định tư thế vệ tinh Phân hệ xác định tư thế vệ tinh Hình 1.3 Sơ đồ nguyên lý điều khiển tƣ thế vệ tinh Nhƣ vậy hệ thống ADCS có thể phân ra thành hệ thống bao gồm phần cứng (các cảm biến và cơ cấu chấp hành) và phần mềm (phần mềm xử lý tín hiệu để xác định tƣ thế vệ tinh và phần mềm lập lệnh để điều khiển tƣ thế vệ tinh). Với các máy tính ngày nay có tốc độ tính toán nhanh và bộ nhớ lớn, các phần mềm này thƣờng đƣợc thực hiện trên một máy tính trên khoang (OBC) đồng thời với việc xử lý các dữ liệu của các phân hệ khác (phân hệ TT&C, C&HDS…). Vì vậy ngƣời ta thƣờng không xếp OBC riêng vào phân hệ nào. LUAN VAN CHAT LUONG download : add luanvanchat@agmail.3 Hệ thống ADCS trên vệ tinh nhỏ QSTĐ Hệ thống ADCS trên các vệ tinh nhỏ QSTĐ về cơ bản không khác với hệ thống ADCS của các loại vệ tinh khác nhƣ vệ tinh viễn thông, vệ tinh khoa học, vệ tinh quân sự …Tuy nhiên, đối với loại vệ tinh này độ chính xác hướng trỏ (pointing accuracy) của trục thiết bị chụp ảnh có ý nghĩa quyết định đối với chất lƣợng và số lƣợng ảnh.

Có thể lấy ví dụ sau để minh hoạ điều đó. Nếu vệ tinh nhỏ bay trên quỹ đạo với độ cao H=700km thì khi camera “nhìn “ thẳng xuống đất (theo hƣớng xuyên tâm - thƣờng gọi là hƣớng nadir), sai số 1 độ của trục quang học sẽ tƣơng ứng với sai số định vị trên mặt đất khoảng hơn 12 km. Khi nhìn lệch so với hƣớng xuyên tâm thì sai số định vị sẽ lớn hơn. Nhƣ vậy, trong ví dụ trên, nếu muốn đạt độ chính xác định vị khu vực chụp đến 10m thì sai số hƣớng trỏ trục quang học của camera phải nhỏ hơn 10-3 độ.

Tất nhiên nếu yêu cầu độ chính xác hƣớng trỏ càng cao thì giá thành của vệ tinh càng cao. Thông thƣờng các vệ tinh quan sát Trái Đất có độ chính xác hƣớng trỏ vào khoảng 10-3 đến 10-1 độ tuỳ theo mục đích sử dụng. Ngoài ra, để có thể chụp ảnh đƣợc rõ nét, hệ thống ADCS phải duy trì tƣ thế vệ tinh ổn định, tránh làm camera bị độ rung lắc mạnh (dao động tần số cao-jitter). Một thông số đặc trƣng nữa của hệ thống ADCS của vệ tinh QSTĐ là tốc độ đổi hướng trỏ (slew rate) hay là độ linh hoạt (agility) của payload.

Giả sử ADCS có thể điều khiển vệ tinh (hoặc trục quang học của camera) nghiêng đi 10 độ trong thời gian 100s thì tốc độ đổi hƣớng trỏ là 0,1 độ/s. Tốc độ này càng nhanh thì vệ tinh đƣợc sử dụng càn linh hoạt hơn và diện tích trên mặt đất mà vệ tinh có khả năng chụp đƣợc trong một đơn vị thời gian cũng sẽ nhiều hơn. Tuy nhiên các cơ cấu chấp hành cũng phải có công suất lớn hơn và sẽ nặng hơn, giá thành cao hơn. Thông thƣờng tốc độ đổi hƣớng trỏ của các vệ tinh quan sát Trái Đất chỉ vào khoảng 0,1 độ/s-0,4 độ/s.

Cũng cần nói thêm là các yêu cầu về độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ đối với góc chúc ngóc (roll) và góc nghiêng (pitch) không nhất thiết phải nhƣ nhau. Ví dụ, theo thiết kế, độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload quang học của vệ tinh VNREDSat-1 đƣợc mô tả trong Bảng dƣới đây: Bảng 1.3 Độ chính xác và tốc độ đổi hƣớng trỏ của payload quang học của vệ tinh VNREDSat-1 Góc roll Góc pitch Độ chính xác định vị so với Nadir từ độ 1000m 300m cao 680km Tốc độ đổi hƣớng trỏ 30độ/90s 30độ/70s 1.1 Các cảm biến Để xác định tƣ thế vệ tinh quan sát Trái Đất, ngƣời ta thƣờng sử dụng các loại cảm biến sau đây: cảm biến hƣớng Mặt Trời (Sun sensor), cảm biến hƣớng sao (star sensor), cảm biến hƣớng Trái Đất (Earth sensor, còn gọi là cảm biến đƣờng chân trời - horizon sensor), từ kế (magnetometer), cảm biến con quay (gyros). Cảm biến từ kế đo vectơ từ trƣờng Trái Đất (theo nguyên lý đơn giản nhƣ la bàn từ - magnetic compass), có khác là la bàn chỉ xác định vectơ từ trƣờng trong mặt phẳng ngang địa phƣơng, còn từ kế trên vệ tinh xác đinh cả góc chúc ngóc (so với mặt phẳng ngang địa phƣơng). Từ kế đơn giản, gọn nhẹ và rẻ tiền, tuy nhiên độ chính xác không cao (khoảng 0,5-5 độ).

Để tăng độ chính xác của từ kế ngƣời ta có thể dùng cơ sở dữ liệu về từ trƣờng Trái Đất ở các toạ độ khác nhau nạp vào máy tính trên khoang. LUAN VAN CHAT LUONG download : add [e-mail] 21 Cảm biến con quay loại 3 bậc tự do có thể xác định đƣợc tƣ thế góc của khí cụ bay nhƣ máy bay, tên lửa với độ chính xác khá cao, tuy nhiên ít sử dụng trên vệ tinh vì có độ trôi (drift) dẫn đến sai số tăng dần theo thời gian, mà thời gian bay của vệ tinh thƣờng lên tới vài năm. Vì vậy muốn sử dụng con quay để đo góc cần phải thƣờng xuyên hiệu chỉnh bằng cảm biến hƣớng sao, hoặc cảm biến hƣớng Mặt Trời. Để đảm bảo chất lƣợng điều khiển không những cần các cảm biến đo các góc xác định tƣ thế vệ tinh trong không gian, mà còn phải đo cả tốc độ góc quay quanh 3 trục.

Về nguyên tắc nếu đã đo đƣợc góc thì có thể tính ra tốc độ quay bằng cách lấy đạo hàm theo thời gian.