Trang chủ Nghiên cứu Khoa học Nghiên cứu Khoa học Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực

Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực Mô hình hoá và điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ dùng ba thanh từ lực

Tóm tắt:

Báo cáo trình bày phương pháp mô hình hóa và đề xuất phương pháp điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp với độ dự trữ ổn định cho trước. Các vấn đề về xây dựng mô hình hệ động học, động lực học tư thế vệ tinh dùng 3 thanh từ lực, mô hình các cảm biến từ trường, mô hình mô men nhiễu môi trường vũ trụ, xây dựng thuật toán điều khiển tư thế vệ tinh với độ dự trữ ổn định cho trước được đề cập trong báo cáo. Các kết quả mô phỏng trên Matlab được phân tích và trình bày với chương trình mô tả chuyển động của tư thế vệ tinh trong không gian 3D.

Modeling and Attitude Control of Small Satellite Using
Three Magnetic Torqrods

Abstract:

The report presents the modeling methodology and proposed methods of optimal attitude control for small satellite in low orbit with preset stability degree. The problems of modeling attitude kinematic and dynamic systems of the satellite using 3 magnetic torqrods, magnetic field sensors, space noise torques, building control algorithms for the attitude control of satellite with preset stability degree mentioned in the report. The simulation results on MatLab are analyzed and 3D animation of satellite’s attitude motions are given.

1. Mở đầu

Đặc điểm chính của vệ tinh nhỏ là khối lượng của nó <500kg và bay ở quỹ đạo thấp từ 600km đến 800 km xung quanh trái đất. Các vệ tinh nhỏ thường mang theo camera, các thiết bị đo lường và truyền thông khác để phục vụ cho các ứng dụng giám sát môi trường phòng chống thiên tai, cứu hộ cứu nạn và thông tin vệ tinh. Nghiên cứu, thiết kế và chế tạo vệ tinh nhỏ bay trên quỹ đạo thấp đang là vấn đề thời sự ở nước ta hiện nay.

Quá trình hoạt động, vệ tinh thường phải thay đổi tư thế của mình theo lệnh nhận được từ trạm mặt đất hoặc phải tự ổn định tư thế khi bị các mô men nhiễu vũ trụ ngẫu nhiên tác động làm lệch tư thế hoạt động cần thiết. Trong các trường hợp này vệ tinh cần tính được các sai lệch tư thế, xác định được các mô men điều khiển cần thiết và tự điều chỉnh lại tư thế của mình qua viếc điều khiển các mô men của cơ cấu chấp hành.

Vấn đề điều khiển tư thế vệ tinh là vấn đề cốt lõi trong suốt thời gian họat động của vệ tinh trên quỹ đạo bảo đảm cho vệ tinh thực hiện được các nhiệm vụ của mình. Để có thể điều khiển đựợc vệ tinh ta cần xây dựng được mô hình của các đầu đo, cơ cấu chấp hành, hệ động học và động lực học của vệ tinh và tìm phương pháp đìều khiển phù hợp. Có nhiều phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh truyền thống đã được công bố và xuất bản trong thời gian qua [3], [4], [5]. Tuy nhiên do vệ tinh là một đối tượng phi tuyến, có nhiều tham số bất định và nhiễu ngẫu nhiên tác động nên các nghiên cứu về các phương pháp điều khiển hiện đại vẫn là chủ đề được nhiều tác giả quan tâm nghiên cứu hiên nay [6], [7], [8], [9], [10]. Đa số các nghiên cứu hiên nay tập trung vào xây dựng phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh bảo đảm hệ thống ổn định còn các chỉ tiêu chất lượng ít được đề cập đến như quá trình quá độ, thời gian ổn định và đạt các chỉ tiêu chất lượng tối ưu. Vấn đề đìều khỉên tối ưu được ưng dụng nhiều ở điều khiển quá trình công nghệ nhưng trái lại ở lĩnh vực điều khiển tư thế vệ tinh còn ít được công bố. Ta có thể điểm qua một số kết quả về lĩnh vực đìêu khiển tối ưu vệ tinh trong thời gian qua. [12] công bố phương pháp điều khiển tư thế vệ tinh tối ưu đa mục tiêu tối thiểu hóa thời gian quá độ và tối thiểu hóa bình phương sai lệch các góc. [13] giới thiệu phương pháp điều khiển phi tuyến tối ưu tư thế vệ tinh tối thiểu hóa mô men trong khi bảo đảm tốc độ hội tụ tối đa. Tính ổn định của hệ thống được chứng minh bằng phương pháp ổn định Lyapunov. [14] đề xuất một thuật tóan điều khiển tối ưu thời gian ổn định tư thế vệ tinh dùng cácc thanh từ lực.

Báo cáo này đề xuất phương pháp điều khiển tối ưu tư thế vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp với độ dự trữ ổn định cho trước. Các vấn đề về xây dựng mô hình hệ động học, động lực học tư thế vệ tinh dùng 3 thanh từ lực, mô hình các cảm biến từ trường, mô hình mô men nhiễu môi trường vũ trụ, xây dựng thuật toán điều khiển tư thế vệ tinh tối thiểu hóa chuẩn tòan phương với độ dự trữ ổn định cho trước được đề cập trong báo cáo. Các kết quả mô phỏng kiểm chứng được thực hiện trên Matlab Simulinh chạy trên PC.

 

Tài liệu tham khảo

[1] Phạm Thượng Cát, Phạm Minh Tuấn: “Báo cáo nghiên cứu một số vấn đề xác định và điều khiển tư thế vệ tinh nhỏ trên quỹ đạo thấp”. Báo cáo kết quả nghiên cứu về điều khiển tư thế vệ tinh, Phòng công nghệ Tự động hoá, Viện công nghệ thông tin 10/2010.

[2] Somlo Janos, Pham Thuong Cat: “Computer Aided Design of Linear and Nonlinear Control System”. Academy Publishing House, Budapest Hungary 1983 (in Hugarian).

[3] Wiley J. Larson and James R. Wertz: “Space Mission Analysis and Design.” K1uwer Academic Publisher 2005.

[4] Scott A. Kowalchuck, “Investigation of nonlinear control strategies using GPS Simulator and Spacecraft attitute control simulator”. Ph.D Thesis Virginia Polytechnic Institute and State University, 7/2007.

[5] Vladimir A. Chobotov,: “ Spacecraft Attitude Dynamics and Control” . Krieger Publishing Company, Malabar Florida, 1991.

[6] Morten Pedersen Topland and Jan Tommy Gravdahl, “Nonlinear attitude control of the micro-satellite ESEO” , Proceedings of the 55th International Astronautical Congress 2004 - Vancouver, Canada , pp. 1-11.

[7] Pooya Sekhavat, Andrew Fleming and I. Michael Ross: “Time-Optimal Nonlinear Feedback Control for the NPSAT1 Spacecraft”, Proceedings of the 2005 IEEE/ASME International Conference on Advanced Intelligent Mechatronics Monterey, California, USA, 24-28 July, 2005, pp. 843-850.

[8] Dongeun Seo and Maruthi R. Akella: “High-Performance Spacecraft Adaptive Attitude-Tracking Control Through Attracting-Manifold Design”, JOURNAL OF GUIDANCE, CONTROL, AND DYNAMICS Vol. 31, No. 4, July–August 2008, pp. 884- 891.

[9] Aaron Dando: “Spacecraft Attitude Maneuvers using Composite Adaptive Control with Invariant Sliding Manifold”, Proceedings of Joint 48th IEEE Conference on Decision and Control and 28th Chinese Control Conference Shanghai, P.R. China, December 16-18, 2009, pp. 4535- 4540.

[10] Ali Heydari, Seid H. Pourtakdoust: “Closed Loop Near Time Optimal Magnetic Attitude Control Using Dynamic Weighted Neural Network”, Proceedings of 16th Mediterranean Conference on Control and A

[11] Ashish Tewari: “Modern Control Design with Matlab and Simulink”, John Wiley & Son, Ltd , West Sussex England 2002.

[12] Zhang Fan, Shang Hua, Mu Chundi, Lu Yuchang: “An Optimal Attitude Control of Small Satellite with Momentum Wheel and Magnetic Torqrods”, Proceedings of the Q World Congress on Intelligent Control and Automation June 1&14, 2002, Shanghai, P.R.China, pp. 1395-1398.

[13] Nadjim M. HORRI, Philip L. Palmer , Mark R. Robert: “Optimal Satellite Attitude Control: a Geometric Approach”, Proceedings of the 2009 IEEE aerospace conference, Big Sky, Montana, 7-14 march 2009, pp.1-11.

[14] Pooya Sekhavat, Andrew Fleming and I. Michael Ross: “Time-Optimal Nonlinear Feedback Control for the NPSAT1 Spacecraft”, Proceedings of the 2005 IEEE/ASME International Conference on Advanced Intelligent Mechatronics, Monterey, California, USA, 24-28 July, 2005, pp.843-850.

 

Phạm Thượng Cát, Phạm Minh Tuấn, Nguyễn Văn Tính

Viện Công Nghệ Thông Tin, Viện Khoa Học và Công Nghệ Việt Nam

Email: Địa chỉ email này đã được bảo vệ từ spam bots, bạn cần kích hoạt Javascript để xem nó.

Người phản biện: TS. Bùi Trọng Tuyên - Viện Công nghệ Vũ Trụ

Số 125 (4/2011)♦Tạp chí tự động hóa ngày nay


Newer news items:
Older news items:

 

Liên kết & Quảng cáo






 



Nhà tài trợ


Sửa biến tần

Mới cập nhật

Quảng cáo&Liên kết