intTypePromotion=3

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

Chia sẻ: Lê Thị Hồng Nhung | Ngày: | Loại File: PDF | Số trang:93

0
3
lượt xem
0
download

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

Mô tả tài liệu
  Download Vui lòng tải xuống để xem tài liệu đầy đủ

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

Chủ đề:
Lưu

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

  1. BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO VIỆN HÀN LÂM KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ VIỆT NAM HỌC VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ ……..….***………… ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH NHỎ QUAN SÁT TRÁI ĐẤT BẰNG VIỆC HỢP NHẤT HÓA DỮ LIỆU CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC VÀ CẢM BIẾN SAO LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA Hà Nội – 2018 0
  2. VIỆN HÀN LÂM KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ VIỆT NAM HỌC VIỆN KHOA HỌC VÀ CÔNG NGHỆ ……..….***………… ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH NHỎ QUAN SÁT TRÁI ĐẤT BẰNG VIỆC HỢP NHẤT HÓA DỮ LIỆU CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC VÀ CẢM BIẾN SAO LUẬN ÁN TIẾN SĨ KỸ THUẬT ĐIỀU KHIỂN VÀ TỰ ĐỘNG HÓA Chuyên ngành: Kỹ thuật điều khiển và tự động hóa Mã sỗ: 62 52 02 16 Người hướng dẫn khoa học: 1. PGS.TS Thái Quang Vinh 2. TS. Bùi Trọng Tuyên Hà Nội – 2018 1
  3. LỜI CAM ĐOAN Tôi xin cam đoan đây là công trình nghiên cứu của riêng tôi, được hoàn thành dưới sự hướng dẫn của tập thể hướng dẫn. Các kết quả nêu trong luận án là trung thực và chưa từng được công bố trong bất kỳ công trình nào khác. Tôi xin chịu trách nhiệm về những lời cam đoan của mình. Hà Nội , ngày tháng năm 2018 Nghiên cứu sinh Ngô Duy Tân 2
  4. LỜI CẢM ƠN Luận án này được hoàn thành tại Học viện Khoa học và Công nghệ - Viện Hàn lâm Khoa học và Công nghệ Việt Nam. Trong quá trình nghiên cứu, tác giả đã nhận được nhiều sự giúp đỡ quý báu của các thầy cô, các nhà khoa học, các đồng nghiệp, bạn bè và gia đình Để hoàn thành luận án này, tôi xin chân thành cảm ơn PGS. TS Thái Quang Vinh và TS. Bùi Trọng Tuyên đã định hướng, hướng dẫn, giúp đỡ và mọi điều kiện thuận lợi trong suốt quá trình nghiên cứu của Luận án này. Tôi xin gửi lời cám ơn chân thành đến Ban Lãnh đạo, Phòng Đào tạo Sau Đại học Viện Công nghệ Thông tin và Học viện Khoa học và Công nghệ -Viện Hàn lâm khoa học và Công nghệ Việt Nam đã tạo mọi điều kiện tốt nhất trong suốt thời gian học tập và nghiên cứu, để tôi hoàn thành luận án này. Tôi xin chân thành cảm ơn lãnh đạo Viện Công nghệ vũ trụ và các đồng nghiệp đã tạo điều kiện, giúp đỡ tôi trong quá trình nghiên cứu, thử nghiệm và hoàn thiện các nội dung nghiên cứu của luận án. Tôi xin bày tỏ lòng biết ơn đến gia đình, bạn bè và người thân đã luôn quan tâm, động viên, khích lệ và giúp đỡ tôi trong quá trình học tập và nghiên cứu. Xin trân trọng cảm ơn. Hà Nội, ngày tháng năm 2018 Nghiên cứu sinh Ngô Duy Tân 3
  5. MỤC LỤC MỤC LỤC ....................................................................................................................... 0 DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU......................................................... 6 DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ ......................................................................................... 8 DANH MỤC BẢNG ..................................................................................................... 10 MỞ ĐẦU ....................................................................................................................... 11 CHƯƠNG 1 - TỔNG QUAN ................................................................................. 16 1.1 Tư thế vệ tinh .................................................................................................... 16 1.2 Các hệ tọa độ trong khảo sát chuyển động của vệ tinh .................................... 17 1.3 Biểu diễn tư thế vệ tinh..................................................................................... 19 1.3.1 Biểu diễn tư thế vệ tinh bằng quaternion .......................................................... 20 1.3.2 Biểu diễn tư thế vệ tinh bằng các vec-tơ Pivot .................................................22 1.3.3 Sai lệch tư thế vệ tinh ....................................................................................... 24 1.4 Các chỉ tiêu chính của phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh ............. 25 1.5 Thuật toán ước lượng tư thế và những ràng buộc trên vệ tinh ......................... 27 CHƯƠNG 2 - MÔ HÌNH VỆ TINH VÀ CẢM BIẾN TƯ THẾ TRONG BÀI TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH ............................................................................... 31 2.1 Xây dựng mô hình động lực học của vệ tinh với các bánh xe động lượng và điều khiển tư thế vệ tinh ........................................................................................................ 31 2.1.1 Xây dựng mô hình động lực học của vệ tinh với các bánh xe động lượng ......31 2.1.2 Luật điều khiển tư thế vệ tinh ...........................................................................36 2.2 Cảm biến tư thế vệ tinh..................................................................................... 38 2.2.1 Cảm biến tốc độ góc ......................................................................................... 38 2.2.2 Cảm biến sao ....................................................................................................41 CHƯƠNG 3 - ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH BẰNG HỢP NHẤT DỮ LIỆU ĐA CẢM BIẾN 45 3.1 Sơ đồ khối bộ ước lượng tư thế ........................................................................ 45 3.2 Ước lượng tư thế bằng cảm biến sao và cảm biến tốc độ góc sử dụng phương pháp trọng số ................................................................................................................. 47 3.3 Sử dụng bộ lọc Kalman mở rộng (Extended Kalman Filter - EKF) ................ 49 4
  6. 3.4 Các phương pháp ước lượng dựa trên thuật toán QUEST (Quaternion Estimation)..................................................................................................................... 49 3.5 Ứng dụng phương pháp Pivot trong bài toán ước lượng tư thế vệ tinh............ 50 3.6 Phương pháp thích nghi .................................................................................... 54 CHƯƠNG 4 - ĐỀ XUẤT PHƯƠNG PHÁP ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ BÙ ĐỘ TRƯỢT CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC .................................................................. 56 4.1 Xây dựng bộ ước lượng tư thế có bù độ trượt .................................................. 56 4.2 Mô phỏng .......................................................................................................... 59 4.2.1 Kết quả mô phỏng phương pháp ước lượng bằng trọng số .............................. 60 4.2.2 Kết quả mô phỏng phương pháp ước lượng bằng bô lọc Kalman mở rộng .....62 CHƯƠNG 5 - ĐỀ XUẤT THUẬT TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ KHÁNG LỖI TRÊN VỆ TINH QUAN SÁT TRÁI ĐẤT ................................................................... 65 5.1 Thiết kế bộ ước lượng tư thế vệ tinh sử dụng bộ lọc Kalman .......................... 65 5.1.1 Nguyên tắc hoạt động: ...................................................................................... 66 5.1.2 Điều chỉnh hệ số lọc ......................................................................................... 70 5.2 Sử dụng thuật toán fuzzy để điều chỉnh bộ lọc hợp nhất dữ liệu ..................... 71 5.3 Đề xuất cơ chế kháng lỗi cho ước lượng tư thế trên vệ tinh quan sát Trái đất. 74 5.4 Mô phỏng .......................................................................................................... 75 5.4.1 Mô phỏng vệ tinh ở chế độ tiêu chuẩn ............................................................. 75 5.4.2 Mô phỏng vệ tinh ở chế độ chụp ảnh ............................................................... 78 5.5 Kết luận............................................................................................................. 83 KẾT LUẬN ................................................................................................................... 84 KIẾN NGHỊ ................................................................................................................... 85 NHỮNG ĐÓNG GÓP MỚI CỦA LUẬN ÁN .............................................................. 86 DANH MỤC CÔNG TRÌNH CỦA TÁC GIẢ ............................................................. 87 TÀI LIỆU THAM KHẢO ............................................................................................. 88 5
  7. DANH MỤC CÁC TỪ VIẾT TẮT VÀ KÝ HIỆU Attitude Determination and Control Subsystem - Phân hệ xác định ADCS và điều khiển tư thế vệ tinh DCM Direct Cosine Matrix – Ma trận quay EKF Extended Kalman Filter - Bộ lọc Kalman mở rộng FPGA Field-programmable gate array- Mảng logic khả trình KF Kalman Filter - Bộ lọc Kalman MRP Modified Rodrigues Parameters- Các tham số MRP PID Proportional Integral Derivative -Bộ điều khiển vi tích phân tỷ lệ QUEST Quaternioin Estimator - Bộ dự đoán quarternion Single Event Upset- Hiện tượng đảo bit dữ liệu do ảnh hưởng của SEU bức xạ vũ trụ System on Chip – Một loại mạch tích hợp các chức năng như một SoC máy tính (bao gồm bộ vi xử lý, bộ nhớ, giao tiếp,…) SSO Sun Synchronous Orbit – Quỹ đạo đồng bộ mặt trời SST Star tracker - Cảm biến sao UKF Unscented Kalman Filter Vietnam Natural Resources, Environment and Disaster Monitoring VNREDSat-1 Satellite-Vệ tinh nhỏ Việt Nam giám sát tài nguyên thiên nhiên môi trường và thiên tai i Hệ tọa độ quán tính (inertial frame) b Hệ tọa độ liên kết, hệ tọa độ vệ tinh (body frame) o Hệ tọa độ quỹ đạo (orbit frame)  Góc nghiêng (roll)  Góc chúc ngóc (pitch)  Góc hướng (yaw) q   q1 , q2 , q3 , q4  T Quaternion ωbbi ,ω Tốc độ quay của b so với hệ quán tính i được mô tả trong hệ b 6
  8. vi Véc tơ 3 thành phần mô tả trong hệ tọa độ i vb Véc tơ 3 thành phần mô tả trong hệ tọa độ b xˆ a , yˆ a , zˆ a  3 véc tơ đơn vị của hệ tọa độ quy chiếu a 1, 13 x3 Ma trận đơn vị 33 Ii Ma trận mô men quán tính 33 của vệ tinh tính trong hệ tọa độ i I b ,I Ma trận 33 mô men quán tính của vệ tinh tính trong hệ tọa độ b h, hb Mô men động lượng của vệ tinh tính trong hệ toạ độ b H Mô men động lượng của vệ tinh tính trong hệ toạ độ i ,a Góc và trục quay Euler chính τ m , τ bm Véc tơ mô men điều khiển của thanh từ lực tính trong hệ toạ độ b τw Véc tơ mô men điều khiển của bánh xe động lượng Tổng véc tơ mô men nhiễu tác động lên vệ tinh tính trong hệ toạ độ τ d , τ bd b τ g , τ bg Véc tơ mô men nhiễu gia tốc trọng trường tính trong hệ toạ độ b o Tốc độ quay của quỹ đạo vệ tinh  Tốc độ quay của bánh xe động lượng δ Véc tơ sai lệch về tốc độ quay tính trong hệ toạ độ b 7
  9. DANH MỤC CÁC HÌNH VẼ Hình 1.1. Chế độ hướng Trái đất và chế độ chụp ảnh của vệ tinh ........................................... 16 Hình 1.2 Các hệ trục tọa độ trong khảo sát chuyển động của vệ tinh ..................................... 17 Hình 1.3. Minh họa hệ tọa độ vệ tinh (ảnh mô hình vệ tinh VNREDSat-1) ............................ 18 Hình 1.4. Phép quay Pivot ........................................................................................................ 22 Hình 1.5. Biến đổi của Pivot Vec-tơ biểu diễn bằng các phép quay quanh trục cố định ......... 23 Hình 1.6. Tam giác cầu mô tả tổng hợp các phép quay............................................................ 24 Hình 1.7. Vùng cần chụp và ảnh hưởng của độ chính xác của phân hệ ADCS. ...................... 26 Hình 1.8.Máy tính OBC750 của SST. ...................................................................................... 28 Hình 2.1. Sơ đồ khối phân hệ ADCS trên vệ tinh .................................................................... 31 Hình 2.2. Mô hình vệ tinh ........................................................................................................ 33 Hình 2.3. Mô hình bánh xe động lượng.................................................................................... 33 Hình 2.4. Mô hình vệ tinh với các bánh xe động lượng ........................................................... 34 Hình 2.5. Sơ đồ khối bộ điều khiển tư thế vệ tinh .................................................................... 36 Hình 2.6. Bám theo tốc độ góc ở chế độ chụp ảnh ................................................................... 37 Hình 2.7. Sơ đồ cấu tạo của một cảm biến tốc độ góc cơ học. ................................................. 39 Hình 2.8. Cảm biến tốc độ góc sợi quang................................................................................. 40 Hình 2.9. Cấu tạo của một cảm biến sao. ................................................................................. 42 Hình 3.1. Sơ đồ khối cơ bản của bộ ước lượng tư thế trên vệ tinh (Tác giả tổng hợp từ nhiều nguồn).............................................................................................................................. 45 Hình 3.2. Ví dụ kết quả hợp nhất bằng phương pháp trọng số (nguồn: kết quả mô phỏng trong tài liệu kỹ thuật của VNREDSat-1). ................................................................................ 48 Hình 3.3. Biểu diễn hình học của phép quay X-Y-X bằng cặp vec-tơ Pivot a’ và b’. ............ 51 Hình 4.1. Kết quả ước lượng tư thế vệ tinh (Roll, Pitch, Yaw) bằng phương pháp trọng số. .. 60 Hình 4.2. Sai số trỏ hướng của vệ tinh phương pháp ước lượng tư thế bằng phương pháp trọng số ..................................................................................................................................... 61 Hình 4.3. Kết quả ước lượng tư thế (Roll, Pitch, Yaw) có bù độ trượt cảm biến tốc độ góc bằng bộ lọc Kalman mở rộng .......................................................................................... 62 Hình 4.4. Sai số trỏ hướng của vệ tinh khi dùng bộ lọc Kalman mở rộng có bù độ trượt cảm biến tốc độ góc. ............................................................................................................... 63 Hình 5.1. Sơ đồ bộ hiệu chỉnh fuzzy ........................................................................................ 72 Hình 5.2. Hàm đánh giá đầu vào trung bình ............................................................................. 73 Hình 5.3. Hàm đánh giá đầu ra ................................................................................................ 73 Hình 5.4. Kết quả mô phỏng bằng bộ lọc EKF ........................................................................ 76 8
  10. Hình 5.5. Kết quả mô phỏng bằng EKF khi bị nhiễu ............................................................... 76 Hình 5.6. Kết quả mô phỏng khi có bù bằng thuật toán fuzzy ................................................. 77 Hình 5.7. Tư thế vệ tinh khi chụp ảnh ...................................................................................... 78 Hình 5.8. Tốc độ góc của vệ tinh khi chụp ảnh ........................................................................ 79 Hình 5.9. Sai số xác định tư thế vệ tinh .................................................................................... 79 Hình 5.10. Tư thế vệ tinh khi chụp ảnh .................................................................................... 80 Hình 5.11. Tốc độ góc của vệ tinh khi chụp ảnh ...................................................................... 81 Hình 5.12. Sai số xác định tư thế vệ tinh .................................................................................. 81 Hình 5.13. Tư thế vệ tinh khi áp dụng thuật toán kháng lỗi ..................................................... 82 Hình 5.14. Tốc độ góc của vệ tinh khi áp dụng thuật toán kháng lỗi ....................................... 83 9
  11. DANH MỤC BẢNG Bảng 2.1 Ưu điểm và nhược điểm của các loại cảm biến tư thế vệ tinh .................................. 43 Bảng 3.1 Chuyển đổi từ phép quay Euler sang các vec-tơ Pivot ............................................. 51 Bảng 4.1. Bộ lọc EKF hợp nhất tư thế vệ tinh có bù độ trượt cảm biến tốc độ góc................. 59 Bảng 4.2 Bảng xác định độ chính xác trỏ hướng của vệ tinh khi sử dụng phương pháp ước lượng tư thế bằng trọng số............................................................................................... 61 Bảng 4.3 Bảng xác định độ chính xác trỏ hướng của vệ tinh khi sử dụng phương pháp ước lượng tư thế có bù độ trượt của cảm biến tốc độ góc. ..................................................... 63 Bảng 5.1. Nhiễu đầu ra của hệ thống........................................................................................ 70 Bảng 5.2. Bảng các quy luật của bộ hiệu chỉnh fuzzy .............................................................. 73 10
  12. MỞ ĐẦU 1. TÍNH CẤP THIẾT CỦA ĐỀ TÀI Hiện nay, tại Việt Nam công nghệ vệ tinh nói chung và công nghệ vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất nói riêng là lĩnh vực tương đối mới mẻ. Tuy nhiên, công nghệ vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất đang ngày càng thu hút được sự quan tâm của nhiều nhà khoa học, kỹ sư do những ứng dụng ngày thực tiễn và đóng góp nhiều vào sự phát triển bền vững kinh tế xã hội. Cụ thể là, vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất cung cấp những dữ liệu ảnh chụp bề mặt Trái đất trên lãnh thổ Việt Nam và đây là nguồn dữ liệu rất quý giá và quan trọng cho các ứng dụng giám sát tài nguyên, thiên nhiên, môi trường và thiên tai. Vệ tinh nhỏ là phân loại các quả vệ tinh có khối lượng từ 500 kg trở xuống. Ngày này, công nghệ vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất đã và đang được ứng dụng hiệu quả và rộng rãi trong các nghành giám sát tài nguyên, thiên nhiên và môi trường, nghiên cứu khoa học, công nghiệp và dịch vụ. Một hệ thống vệ tinh nhỏ có các ưu điểm nổi trội như chi phí thấp, thời gian thiết kế và triển khai ngắn, dễ dàng chuyển giao công nghệ, tuổi thọ hợp lý... Nhiệm vụ quan sát Trái đất là nhiệm vụ có tính ứng dụng cao và rộng rãi trong nhiều mặt của đời sống. Vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất thường là hoạt động ở quỹ đạo thấp (dưới 1000km), đáp ứng các ràng buộc khắt khe về kích thước, năng lực xử lý và chi phí. Đây là những lý do chính khiến cho vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất trở thành đối tượng để nghiên cứu, phát triển của các nước có nên công nghiệp vũ trụ non trẻ. Tiếp cận và làm chủ công nghệ vũ trụ, trong đó có công nghệ vệ tinh quan sát Trái đất là một trong những định hướng ưu tiên của Việt Nam. Điều này được thể hiện rõ nét bằng việc thực hiện thành công dự án “Vệ tinh nhỏ Việt Nam giám sát tài nguyên thiên nhiên môi trường và thiên tai” (VNREDSat-1). Đây là hệ thống vệ tinh quan sát Trái đất đầu tiên của Việt Nam, góp phần không nhỏ vào đào tạo và nâng cao chất lượng nguồn nhân lực về lĩnh vực này. Để tiếp tục kế thừa, phát huy và chuẩn bị cho các dự án tương tự trong tương lai thì việc tiếp tục nghiên cứu chuyên sâu về các phân hệ trên vệ tinh thuộc chủng loại này là nhiệm vụ và xu hướng nghiên cứu của cán bộ, nhà khoa học liên quan, nhằm củng cố và xây dựng hướng đi về đạo tào và chuyển giao công nghệ vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất. Trên vệ tinh, phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh được coi là phân hệ phức tạp và tinh vi nhất của quả vệ tinh. Phân hệ này đảm bảo tính định hướng chính 11
  13. xác, tin cậy và linh hoạt của vệ tinh trong đặc biệt ở chế độ chụp ảnh bề mặt Trái đất và phản ứng với các sự cố trên vệ tinh. Một trong những bộ phận chịu ảnh hưởng nhiều nhất của các ảnh hưởng từ môi trường vũ trụ (nhiễu, nhiệt độ, bức xạ vũ trụ) hay các yếu tố không mong muốn (hỏng hóc, chất lượng biến động theo thời gian) chính là các cảm biến để xác định hướng trỏ và tốc độ quay của vệ tinh. Chất lượng của các giá trị đo này có ý nghĩa quan trọng đối với bộ điều khiển các cơ cấu chấp hành (như bánh xe động lượng) để điều chỉnh vệ tinh theo các kịch bản mong muốn. Các dữ liệu từ các cảm biến đo tư thế trên vệ tinh (cảm biến đo hướng, đo tốc độ góc) cần phải được hợp nhất lại với nhau để thành một số liệu tin cậy cung cấp cho bộ điều khiển, đây chính là nhiệm vụ của bộ ước lượng tư thế vệ tinh. Đến nay, việc triển khai các phần mềm trên vệ tinh để tăng tính tự động của hệ thống đang gặp phải một số thách thức và ràng buộc như sau: - Hạn chế về nguồn năng lượng: do hạn chế về kích thước và hiệu suất của các tấm pin mặt trời trên vệ tinh nên nguồn năng lượng cung cấp cho các thiết bị điện tử trên vệ tinh rất hạn chế. Do vậy, dẫn đến ràng buộc về thiết kế tối ưu giữa công năng và tiêu thụ năng lượng. - Năng lực xử lý: các bộ phận xử lý trên vệ tinh chủ yếu sử dụng các chip FPGA (mảng logic khả trình) hoặc SoC (System on Chip) để lập trình thực hiện các chức năng mong muốn. Các chip FPGA được lựa chọn do đảm bảo tính ổn định và tốc độ xử lý. Hiện nay các chip vi xử lý tốc độ cao vẫn chưa phổ biến trên các vệ tinh do chưa trải qua thử nghiệm trên môi trường vũ trụ. - Ảnh hưởng của các môi trường và bức xạ vũ trụ: đây là đặc thù của môi trường vũ trụ ảnh hưởng rất lớn đến thiết kế và lựa chọn linh kiện điện tử cho vệ tinh. Các yếu tố này bao gồm: ảnh hưởng của quá trình phóng vệ tinh, thay đổi nhiệt độ, ảnh hưởng của các bức xạ vũ trụ gây ra hiện tượng lật bit (SEU) là sai dữ liệu trong các bộ nhớ. - Thông tin liên lạc giữa vệ tinh và trạm mặt đất: các vệ tinh quan sát Trái đất có thời gian liên lạc với vệ tinh rất hạn chế do đó rủi ro về xử lý sự cố cao hơn rất nhiều so với các hệ thống có sự giám sát liên tục. 12
  14. - Tính thời gian thực: các thuật toán xử lý (xác định tư thế) và điều khiển cơ cấu chấp hành (điều khiển tư thế) phải đảm bảo tính thời gian thực nhằm đáp ứng các yêu cầu của vệ tinh trên quỹ đạo, đặc biệt ở chế độ chụp ảnh mặt đất. - Phức tạp trong các phép chuyển đổi hệ tọa độ hoặc phép quay trong các hệ quy chiếu: để giải quyết các nhiệm vụ trên vệ tinh, các thuật toán thường sử dụng nhiều hệ quy chiếu khác nhau với các thiết bị và tham số khác nhau. Điều này làm tăng tính phức tạp của các phép tính toán dẫn đến đòi hỏi phải sử dụng các phép biểu diễn hay biến đổi hệ tọa độ đơn giản, hiệu quả về mặt tính toán. Không nằm ngoài các ràng buộc trên, các thuật toán/phần mềm dự đoán tư thế vệ tinh thường được thực hiện bởi các chip FPGA. Đây cũng là lý do quan trọng để lựa chọn các thuật toán đơn giản, hiệu quả và tối ưu về phần cứng trên vệ tinh. Các thuật toán hay phương pháp của bộ xác định tư thế vệ tinh phải đảm bảo các yêu cầu sau đây: - Tính ổn định về hoạt động. - Độ tin cậy về kết quả đầu ra. - Có cơ chế phản ứng với các tình huống đặc biệt trên quỹ đạo như nhiễu hay lỗi cảm biến. - Tối ưu về hiệu năng và tài nguyên hạn chế trên vệ tinh (nguồn năng lượng, dung lượng bộ nhớ, năng lực xử lý). Như vậy, việc nghiên cứu và đề xuất các phương pháp ước lượng tư thế nói riêng và điều khiển tư thế vệ tinh nói chung có khả năng thích nghi cao với môi trường làm việc đặc thù và yêu cầu chặt chẽ là định hướng quan trọng trong công nghệ vệ tinh. Tuy nhiên, như đã phân tích ở trên, việc triển khai các thuật toán thích nghi đòi hỏi phải cân nhắc về độ ổn định và tính đơn giản về mặt tính toán để phù phù hợp với nguồn tài nguyên hữu hạn. Do vậy, các cơ chế thích nghi đơn giản nhưng tối ưu về mặt tính toán cần phải được lựa chọn. Đây cũng là ưu điểm của cơ chế thích nghi bằng thuật toán logic mờ. Từ những phân tích trên, tác giả đã lựa chọn nghiên cứu luận án: “Ước lượng tư thế vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất bằng việc hợp nhất hóa dữ liệu của cảm biến tốc độ góc và cảm biến sao”. Đây là chủ đề có tính chuyên môn sâu, có giá trị khoa học và thực tiễn, đặc biệt khi các nhà khoa học, kỹ sư Việt Nam ngày càng quan tâm đến lĩnh vực công nghệ vệ tinh. 13
  15. 2. MỤC TIÊU CỦA ĐỀ TÀI LUẬN ÁN Luận án được thực hiện với mục tiêu tổng quát là: nghiên cứu và đề xuất một phương pháp ước lượng tư thế vệ tinh bằng việc hợp nhất hóa dữ liệu các cảm biến sao và cảm biến tốc độ góc trên vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất có khả năng thỏa mãn các ràng buộc về phần cứng và môi trường hoạt động của các phần cứng chuyên dụng trên vệ tinh. Để đạt được mục tiêu chung trên và trong khuôn khổ của Luận án này, tác giá luận án tập trung vào các vấn đề sau đây: - Đối tượng nghiên cứu: biểu diễn tư thế và phương pháp dự đoán tư thế cho vệ tinh quan sát Trái đất cỡ nhỏ (khoảng 100kg) với 02 cảm biến tư thế phổ biến là cảm biến tốc độ góc (gyroscope) và cảm biến sao (star tracker, viết tắt là SST). - Phương pháp biểu diễn tư thế: sử dụng phương pháp biểu diễn quaternion để tính toán và ba góc Euler để hiển thị nhằm tăng tính trực quan. - Nghiên cứu, đề xuất và mô phỏng cơ chế thích nghi sử dụng logic mờ (fuzzy logic) cho bộ ước lượng tư thế sử dụng bộ lọc Kalman và Kalman mở rộng. - Đề xuất và mô phỏng phương pháp ước lượng tư thế kháng lỗi cho vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất. Tuy nhiên, do bộ phận điều khiển tư thế vệ tinh là một phần không thể tách rời của phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh, nên trong quá trình nghiên cứu, tác giả phải thực hiện bổ sung các nhiệm vụ khác như sau: - Xây dựng mô hình động học và động lực học cho vệ tinh. - Xây dựng vòng điều khiển tư thế vệ tinh khép kín sử dụng luật điều khiển PID. - Tích hợp các phương pháp ước lượng tư thế vệ tinh vào vòng ADCS khép kín để mô phỏng và đánh giá các kịch bản cũng như hiệu quả của các thuật toán. 3. Ý NGHĨA KHOA HỌC CỦA ĐỀ TÀI LUẬN ÁN Luận án góp phần tiếp cận và làm chủ phân hệ ước lượng tư thế cho vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất cụ thể là các phương pháp biểu diễn tư thế và các thuật toán ước lượng có khả năng triển khai trên các phần cứng xử lý chuyên dụng trên vệ tinh. 4. NHỮNG ĐÓNG GÓP CHÍNH CỦA LUẬN ÁN - Trên cơ sở chức năng, hoạt động và đặc tính kỹ thuật của các cảm biến sao và cảm biến tốc độ góc, đề xuất giải pháp hợp nhất dữ liệu để ước lượng tư thế của 14
  16. vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất một cách chính xác và tin cậy, với các thuật toán đơn giản dễ triển khai trên các thiết bị trên vệ tinh (với nhiều ràng buộc về năng lượng, dung lượng bộ nhớ và năng lực xử lý). - Đề xuất phương pháp kháng lỗi cho hợp nhất dữ liệu, cơ chế thích nghi sử dụng fuzzy logic nhằm đảm bảo bộ ước lượng tư thế hoạt động hiệu quả và tin cậy trong các trường hợp chất lượng đo của các cảm biến bị suy giảm, không đủ tin cậy như độ trượt của cảm biến tốc độ, mất tín hiệu của cảm biến sao. 5. BỐ CỤC CỦA LUẬN ÁN Ngoài các phần mở đầu, kết luận, kiến nghị và những điểm mới của luận án, luận án bao gồm các chương chính sau đây: - Chương 1: TỔNG QUAN - Chương 2: MÔ HÌNH VỆ TINH VÀ CẢM BIẾN TƯ THẾ TRONG BÀI TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH - Chương 3: ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ VỆ TINH BẰNG HỢP NHẤT DỮ LIỆU ĐA CẢM BIẾN - Chương 4: ĐỀ XUẤT PHƯƠNG PHÁP ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ BÙ ĐỘ TRƯỢT CỦA CẢM BIẾN TỐC ĐỘ GÓC - Chương 5: ĐỀ XUẤT THUẬT TOÁN ƯỚC LƯỢNG TƯ THẾ KHÁNG LỖI TRÊN VỆ TINH QUAN SÁT TRÁI ĐẤT 15
  17. CHƯƠNG 1 - TỔNG QUAN 1.1 Tư thế vệ tinh Thuật ngữ “tư thế vệ tinh” được sử dụng để nói về hướng trỏ của vệ tinh trong một hệ quy chiếu đã cho và vận tốc góc của vệ tinh quanh các trục trong hệ quy chiếu đó. Đây là hai bộ thông số làm việc quan trọng trong quá trình vệ tinh thực hiện nhiệm vụ của mình. Một vệ tinh làm việc trên quỹ đạo cần phải đáp ứng được nhiều yêu cầu về hướng trỏ trong không gian, chẳng hạn như hướng ăng-ten của vệ tinh về phía trạm điều khiển trên mặt đất, hướng các tấm pin Mặt Trời về phía Mặt Trời để nạp ắc-quy và đặc biệt quan trọng là định hướng thiết bị chụp ảnh và đảm bảo độ chính xác khi chụp ảnh trên mặt đất. Do vậy, độ chính xác và linh hoạt của các thiết bị cũng như thuật toán xác định và điều khiển tư thế vệ tinh có ý nghĩa quan trọng đến chất lượng và hiệu năng của hệ thống vệ tinh nhỏ quan sát Trái đất. Hình 1.1. Chế độ hướng Trái đất và chế độ chụp ảnh của vệ tinh Một vệ tinh quan sát Trái đất thông thường khi hoạt động trên quỹ đạo có rất nhiều chế độ hoạt động khác nhau phụ thuộc vào vị trí của vệ tinh trên quỹ đạo và nhiệm vụ cụ thể của vệ tinh đó, chẳng hạn như: chế độ hướng camera về phía Trái đất để chụp ảnh, chế độ hướng cánh pin mặt trời về phía mặt trời để thu nhận năng lượng, hoặc chế độ an toàn,… Mỗi chế độ này sẽ tương ứng với một tư thế vệ tinh khác nhau. Để có thể dự đoán và điều khiển được tư thế của vệ tinh theo nhiệm vụ cụ thể lập trình sẵn thì phân hệ xác định và điều khiển tư thế vệ tinh (ADCS) cần phải có thông tin chính xác, tin cậy từ nhiều loại cảm biến tư thế khác nhau như: cảm biến hướng mặt trời, cảm biến sao, cảm biến tốc độ góc, cảm biến từ trường,… Điểm đáng lưu ý là mỗi loại cảm biến tư thế 16
  18. này có rất nhiều đặc trưng khác nhau như tần số lấy mẫu, độ chính xác, độ tin cậy, phép đo phụ thuộc và vị trí hiện tại của vệ tinh. Do đó nhiệm vụ của quá trình ước lượng tư thế vệ tinh là thu thập các số liệu này và sử dụng một thuật toán tối ưu phù hợp với các yêu cầu về độ ổn định, độ tin cậy, tính thời gian thực và đặc biệt phù hợp với nguồn tài nguyên hạn chế trên vệ tinh (bộ nhớ, tốc độ xử lý,…) để lọc hay ước lượng tư thế hiện thời của vệ tinh. Quá trình này được gọi là hợp nhất dữ liệu đa cảm biến. Định nghĩa: Hợp nhất dữ liệu đa cảm biến là quá trình kết hợp dữ liệu từ nhiều cảm biến khác nhau với mục đích cho ra kết quả cuối cùng tốt hơn khi sử dụng từng cảm biến độc lập. 1.2 Các hệ tọa độ trong khảo sát chuyển động của vệ tinh Để phân tích chuyển động của vệ tinh, ta cần xác định các hệ trục toạ độ mô tả chuyển động của vệ tinh. Các hệ tọa độ này bao gồm hệ tọa độ quán tính i , hệ toạ độ quỹ đạo o và hệ tọa độ vệ tinh b như trong hình 1.1. Các hệ toạ độ có các trục x, y, z tương ứng. Hướng bay xo xb zb zi Vệ tinh Trái đất zo yb yo xi yi Hình 1.2 Các hệ trục tọa độ trong khảo sát chuyển động của vệ tinh Trong luận án này, tác giả giả thiết vệ tinh là một vật rắn (khối cứng) và bay quanh quỹ đạo hình tròn xung quanh Trái đất. Trong thực tế, các vệ tinh là một hệ phức tạp có nhiều phân hệ chuyển động cục bộ và không hoàn toàn là một khối cứng. Ví dụ các tấm pin mặt trời là các tấm dẻo có độ dao động nhất định, nhiên liệu cho các ống phụt là các chất lỏng tiêu hao. Tuy nhiên, việc giả thiết vệ tinh là một vật rắn là bước đầu tiên cho việc phân tích và xác định các đặc tính chuyển động cơ bản của vệ tinh. 17
  19. Để khảo sát chuyển động của vật rắn, thông thường người ta sử dụng hai hệ trục tọa độ quy chiếu. Một là hệ toạ độ quán tính và hai hệ tọa độ gắn trên vật rắn (vệ tinh). Hệ tọa độ quán tính là hệ tọa độ đứng yên không chuyển động trong đó các định luật chuyển động của cơ học Newton được định nghĩa. Ngược lại, hệ tọa độ gắn cố định trên vệ tinh và chuyển động dưới sự tác động của ngoại lực và mô men lên vệ tinh. Ta cần phải xác định chính xác tư thế (độ nghiêng) của hệ tọa độ này so với môi trường xung quanh để tính toán và điều khiển vệ tinh. Hệ tọa độ quán tính ECI (Earth Centered Intertial Frame) i được đặt ở tâm i i i Trái đất, với các hướng x , y , z trong đó z i trùng với trục quay của Trái đất. Hệ tọa độ này được định nghĩa như sau: - Trục xi trùng với hướng xuân phân. - Trục yi nằm về phía bên phải trục xi, là giao của mặt phẳng xích đạo với mặt phẳng quĩ đạo Trái đất quay quanh mặt trời. - Trục 𝑧𝑖 = 𝑥𝑖 × 𝑦𝑖 hướng về cực Bắc của Trái đất. Hệ tọa độ vệ tinh b (body frame) có gốc tọa độ nằm ở tâm khối vệ tinh và các trục thường được chọn trùng với các hướng chính của ma trận mô men quán tính của vệ tinh. Hệ b được gắn cố định trên vệ tinh. Với việc chọn x , y , z như trên, phép quay b b b xung quanh các trục x , y , z được gọi là các phép quay nghiêng  (roll), chúc ngóc  b b b (pitch), và lái  (yaw). Hình 1.3. Minh họa hệ tọa độ vệ tinh (ảnh mô hình vệ tinh VNREDSat-1) 18
  20. Hệ tọa độ quỹ đạo vệ tinh: ( o ) có gốc trùng với gốc tọa độ của hệ tọa độ vệ tinh b và: - Trục z o trùng với hướng xuyên tâm Trái đất (nadir) - Trục xo trùng với hướng tốc độ của vệ tinh o - Trục y là hướng vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo. Do o có trục xo và z o luôn bám theo hướng tốc độ và hướng xuyên tâm nên o thực tế luôn quay xung quanh trục y o so với hệ tọa độ quán tính i khi vệ tinh chuyển động trên quỹ đạo. Như vậy, tốc độ quay của o so với hệ tọa độ quán tính i mô tả trong hệ o được xác định như sau:  0  (1.1) ω   o  o oi  0  Ở đây, o là tốc độ quay quỹ đạo (orbit). Dấu trừ chỉ hướng y ngược hướng với o véc tơ tốc độ quay quỹ đạo ω ooi . 1.3 Biểu diễn tư thế vệ tinh Lý thuyết về biểu diễn tư thế vệ tinh đã có từ rất lâu và thông qua các phương pháp biểu diễn phương hướng của vật rắn trong một hệ quy chiếu cho trước và có nguồn gốc từ ngành cơ học cổ điển. Phương pháp cổ điển nhất là biểu diễn phép quay khung tọa độ gắn với vật rắn thành khung tọa độ quy chiếu bằng một ma trận cosine chỉ hướng với 9 phần tử. Tuy nhiên, trong các bài toán thực tế, phương pháp ma trận cosine chỉ hướng có nhược điểm là có quá nhiều ẩn số, gây phức tạp trong việc tính toán và xử lý. Đây là cơ sở để nhà toán học và vật lý học Leonhard Euler cho ra đời phương pháp góc Euler. Việc sử dụng Góc Euler để biểu diễn phương hướng có nhiều ưu điểm to lớn trong các lĩnh vực hàng không – vũ trụ. Bộ 3 góc Euler không chỉ làm đơn giản hóa bài toán động học (3 ẩn số hay vì 9 ẩn số). Phương pháp này còn có ưu điểm nổi bật là tính trực quan do biểu diễn tư thế vệ tinh bằng 3 góc chúc (pitch), nghiêng (roll) và hướng (yaw). Tuy nhiên, nhược điểm của phương pháp biểu diễn tư thế bằng các góc Euler là gây ra hiện tượng “gimbal lock” do những xuất hiện điểm kỳ dị (khi một mặt phẳng tọa độ bất kỳ của khung vật rắn và mặt phẳng tọa độ khung quy chiếu trùng nhau) khiến không thể tìm được nghiệm duy nhất. Đến năm 1980, phương pháp quaternion bắt đầu 19

CÓ THỂ BẠN MUỐN DOWNLOAD

 

Đồng bộ tài khoản