微卫星姿态判定系统

,按一下以編輯母片標題樣式,按一下以編輯母片文字樣式,第二層,第三層,第四層,第五層,2012/1/4,#,微衛星姿態判定系統,陳建榕,497370444,機電三,B,張凱茗,497370345,機電三,B,1,第一章 緒論,TUUSAT-1A,的子系統包括姿態控制、電源、通訊、電腦、結構、熱控、酬載。,衛星系統分為,:,一、結構子系統,二、姿態與軌道,三、熱控子系統,四、通訊子系統,五、電源子系統,六、電腦子系統,七、酬載子系統,2,第二章衛星姿態判定與控制系統,衛星任務與需求,估算姿態系統參數,決定控制與判定元件,設計控制法則,設計定資邏輯與軟體,姿態模擬,姿態精度估算,介面設計與硬體測試,硬體製作與測試,3,姿態系統測試流程,系統整合測試,太空環境測試,4,2-1,姿態系統基本架構,姿態決定與控制系統,ACDS,姿態決定系統,ADS,量測衛星姿態參數，並對衛星姿態進行判定,姿態控制系統,ACS,運用在衛星上的力與力矩關係，使衛星能在我們所既定的控制下穩定運行,5,為什麼要有姿態控制系統,?,我們知道，衛星在失重的環境下飛行，如果不對它進行控制的話，它就會亂翻筋鬥。這種情況是絕對不允許的，因爲衛星都有自己特定的任務，在飛行時對它的飛行姿態都有一定的要求。比如，通信衛星需要它的天線始終對準地面；對地觀測衛星則要求它的觀測儀器的窗口始終對準地面，如果亂翻亂滾衛星哪裏還能正常工作嗎？,衛星的姿態控制就是控制衛星的飛行姿態，保持姿態軸的穩定，並根據需要改變姿態軸的方向。由於各種干擾，衛星在空間的姿態角和姿態角速度往往會偏離設計值，這時就要進行控制和調整。,6,2-2,姿態控制系統,姿態控制系統,主動式,被動式,氣體推力控制系統,動量輪控制系統,磁力矩控制系統,自旋穩定系統,永久磁棒穩定系統,重力梯度穩定系統,7,主動式與被動式,根據對衛星的不同工作要求，衛星姿態的控制方法也是不同的。按照是否採用專門的控制力矩裝置和姿態測量裝置，可把衛星的姿態控制分爲被動姿態控制和主動姿態控制兩類。,主動姿態控制：根據姿態誤差（測量值與標稱值之差）形成控制指令，産生控制力矩來實現姿態控制的方式。,被動姿態控制：利用衛星本身的動力特性和環境力矩來實現姿態穩定的方法。,8, 2-2-1,主動式控制,氣體推力器系統,:,優點不受環境限制、易操作、可配合任何控制方法、修正時間快速、精度高，但體積設備龐大,動量輪控制系統,:,分為動量輪偏斜控制系統和動量輪交換反應輪控制系統。動量輪偏斜控制系統是使用動量輪旋轉以維持一較大的角動量，如此可用來克服干擾力矩。而動量交換系統利用衛星和動量輪或動量輪之間的動量交換做為姿態控制方法。,磁力矩控制系統,:,以控制器控制電磁線圈中電流的大小，以控制電磁線圈所產生的磁矩，進而控制其和地球磁場作用所產生的磁力矩。優點為重量輕，不需運動套件及複雜的裝置。,9, 2-2-2,被動式控制,自旋穩定系統,:,分為單自旋、雙自旋穩定。單字旋穩定系統，衛星本體會對所需要指向的軸做一自旋運動，以產生一較大的角動量，對抗外來的干擾力矩，其角動量必須遠遠大於外在力矩總和。雙自旋穩定系統可有一部分本體不旋轉，但需要克服的問題很多，由於兩部分轉速不同，要如何克服章動，而使系統複雜度增高，雖然雙自旋穩定系統之精度較高，但相對的因材料容易耗損所以壽命較低。,重力梯度穩定,:,藉由衛星和地球引力場的交互作用達到以地球為中心的定位，由於地球重力場會隨著地心的高度增加而減少，所以一般只適用於低軌道，由於重力場只能以地心為指向，欲達成重力穩定的目的，先決條件為使重力梯度力矩高於其他的環境作用力矩，也就是指向地心的軸的慣量必須遠小於其他軸的慣量。,10,被動式磁力穩定,:,包含強力永久性磁棒以及磁滯阻尼器，其原理主要是根據磁極相吸相斥原理，則磁棒會沿著磁力線對齊，使的衛星,Z,軸會沿著地球磁場向量方向，衛星的指向受到磁棒與地球磁場相互作用所影響，使衛星上的磁棒重新沿著週遭的磁場方向。而磁滯阻尼器功能為穩定衛星的轉速並且幫助衛星減少擺動達到平衡位置,。,TUUSAT-1A,就是使用這個姿態控制系統,11, 2-3-2,感測器性能比較,感測器類型,優點,缺點,地球感測器,適用於低軌道衛星,信號強,輪廓清楚,分析方便,一般需要掃描機構,需要防止太陽干擾,精度約,0.1,度,太陽感測器,(,TUUSAT-1A,使用,),信號源強,輪廓清楚,功率低,質量輕,有陰影區,精度約,0.015,度,恆星感測器,精度約,0.003,度,視場不受限制,不受軌道影響,信號弱,結構複雜,成本高,要防止太陽干擾,恆星識別複雜,磁場感測器,成本低,消耗功率低,對低軌道衛星靈敏度高,姿態精度,=0.53,度,受軌道影響大,在星體內要進行清潔,慣性感測器,自主性強,不受軌道影響,有限時間內精度高,在星體上容易實現,易於飄移,有高速旋轉零件,易於磨損,功率大,質量大,12,第三章,何謂克普勒三大定律,(Keplers laws),克普勒定律為描述太陽系中行星運行的定律,.,克普勒三大定律的內容如下,:,第一定律,:,所有的行星軌道為橢圓形,以太陽為焦點,第二定律,:,如果我們將太陽到行星之間連接一條線,這條線在單位時間掃過的面積是常數,.,13,第三定律,:,行星運動的週期,(T),和行星與太陽的距離,(R),有直接的關係,.,T,2,/R,3,=,常數,14,衛星軌道,實用之衛星軌道分為以下四類,:,(1),地球同步軌道,:,指衛星軌道某個參數與地球一樣。若衛星繞地球速度與地球自轉一樣快，則從地面看來衛星是不動的，這種衛星軌道稱為地球同步軌道。,(2),太陽同步軌道,:,此衛星特性為一天通過地球同一點兩次，且每天通過的時間一樣，軌道較低、成本也較低，若透過多顆太陽同步衛星的組合就能構成一通訊網，也可做為小衛星實驗。,(3),橢圓軌道,:,為以地球為橢圓焦點的軌道，其主要應用在天文及科學實驗方面。,(4),極軌道,:,為通過地球南北及運轉之衛星軌道，其應用範圍也很廣，例如一些太陽同步軌道也是屬於極軌道。,15,3-2,座標系統,分別列出四種常用的座標系統,:,地球固定座標,:,地球固定座標相對於地球是固定的，是以地球質量中心為原點，,X,軸指向本初子午線，,Z,軸為地球自轉軸，,Y,軸則由右手定則決定方向。,地球慣性座標,:,地球慣性座標與地球固定座標一樣是以地球質量中心為原點，但定易慣性座標系統需有一個固定的參考點，通常會選定春分點，,X,軸由地球質量中心指向春分點，,Z,軸為地球自轉軸方向，,Y,軸則由右手定則決定方向。,16,軌道座標,:,軌道標系統是根據衛星速度與位置向量所定義的，主要目的在提供衛星在軌道上的姿態。軌道座標系統以衛星質量中心為原點，,Z,軸為衛星質量中心指向地球質量中心的方向，,Y,軸為負的軌道面法線方向，,X,軸則由右手定則決定方向。軌道座標系統又稱當地水平座標系統。,衛星本體座標,:,衛星本體座標的原點位在衛星的質心，,Y,軸為放置,CCD,鏡頭那一面的方向，配置通訊天線那一面為,Z,軸方向，,X,軸則由右手定則決定方向。,17,結論,本文研究在設計一個,TUUSAT-1A,衛星姿態判定系統，第一章先讓我們瞭解衛星系統的分類，我們研究的是姿態衛星系統，第二章提到姿態控制系統其中有主動式與被動式其中包括各種系統的優缺點，還有感測器的各性能比較要看各方面的實用性來決定，其中地平線感測器因較少限制，所以在工程上廣泛應用，而恆星感測器則為最準確的姿態感測器。第三章主要講是克普勒三大定律以及衛星軌道的分類， 當衛星任務決定後， 選擇一個合適的軌道上運作衛星是很重要的， 因此在這也描述了衛星的座標系統。,18,微衛星,46,497370345,機電,3B,張凱茗,497370444,機電,3B,陳建榕,19,第四章衛星姿態判定法,衛星姿態判定可分為單軸姿態判定法與三軸姿態判定法種,單軸姿態判定法,通常用於自旋穩定衛星上，目的在求衛星旋轉軸之方位角。,三軸姿態判定法,三軸姿態計算在求衛星附體座標相對於一慣性考座標的方位,20,4-1,單軸姿態計算原,單軸姿態計算為計算衛星在某一特定軸的方位，如旋轉軸在慣性座標的方位，要描述單軸姿態最直接的方法，即以此特定軸的單位向,A,= xi,+ y,j + zk&,或者以衛星為球心的天體球上之一點,( , ),表,示，者之間的轉換即為直角座標與球座標的轉換：,x = cos,cos,y = sin,cos,z = sin,21,4-2,三軸姿態計算原,三軸姿態的有三個獨變；要描述三軸姿態最簡單的方法就是附體座標的基底在考座標的三個單位向，亦即個座標間的轉換矩陣，此外還有尤角、尤軸角、四元運算子（,quaternion,）、以及吉布斯（,Gibbs vector,）等。,22,4-3,卡爾曼波器,卡爾曼波器原本發展應用在線性估測問題上，為解決非線性估測的問題而發展出擴張卡爾曼波則應用於解決非線性問題上。由於衛星的動態方程式為非線性方程式，許多感測器的模型也是由非線性方程式所表示，針對態變引用微擾的方法可使系統與測變成近似線性，真實的態可寫成一考軌跡加上一微擾，根據泰展,(Taylor series expansion),開式，如此在線性估測下所發展的卡爾曼波即可應用在非線性估測問題上，即稱為擴張卡爾曼波。,23,第五章,TUUSAT-1A,之衛星姿態動態系統,對於用卡爾曼波器作衛星姿態判定，我們需要建衛星姿態動態模型與外界干擾矩模型。我們所設計,TUUSAT-1A,為軌道高,600800,公，軌道傾角為,97.898.6,的太陽同步軌道衛星。我們所採用的姿態控制方法，用永久性磁棒與磁滯線圈，使衛星達到姿態穩定，屬於被動式姿態穩定系統。,24,5-2,環境矩,圖,環境影響矩,vs,軌道高,姿態干擾矩主要源是地球重場磁場太陽射壓與空氣動矩等。,以卡爾曼波作衛星姿態預測時需要一作用於衛星之外界干擾舉的模型。,25,5-2-1,重梯矩,假設地球為正球型，衛星的質中心與幾何中心重合，地心至衛星質心遠大於衛星尺寸，則重梯矩可表示為：,為地球重常,( = 3.98690051014 m3 s2 ),( = GM ;M,為地球質,G,為萬有引常,),D,為衛星至地球地心之距,E,1,為沿著地球半徑方向的單位向,I,為衛星的慣性矩,26,5-2-2,太陽射矩,P,為平均磁矩通,( = 4.410,6 kg m1 s2 ),C,為幅射線反射係,A,el,為衛星有效表面面積,r,el,為質新制光壓中心在,BCS,之位置向,S,b,為在,BCS,之太陽方向單位向,由於太陽射強與距平方成反比，故可視光壓大小與衛星繞地球高無關，對同步衛星而言，此為姿態及軌道擾動的主要源。,27,5-2-3,地球磁場矩,其中,M,為磁棒的磁偶,TUU SAT-1A,採用的磁棒為,LNGT36J(ALNICO 5,系,),直徑,3.5cm x,長,35 cm, Hc= 58 kA/m,M =40 Am2,。,E,=,8.1 1025 gauss cm3,r,為地球磁中心至衛星的距,m,為地磁緯,28,5-2-4,空氣動矩,由於大氣層與衛星表面的交互作用，產生對質心的矩，對於低於,400,公之衛星此環境矩就可忽。,為大氣密,v,為衛星飛速,l,為空氣動中心至質中心的距,S,為衛星截面積,C,d,為空氣動常,29,第章,TUUSAT-1A,之姿態判定系統,我們使用感測器有磁計、太陽感測器與加速感測器使用的考向有磁場、太陽方向、天底方向向，使用上述的三個向建三組判定法則達到定出衛星三軸姿態。,30,6-1,判定方法、元件,(1),在姿態判定系統上我們使用代法則方法,(2-vector algorithm),，分析並估算在考座標和衛星體座標到的中任何個向的方法。,(2),姿態感測器使用磁計、太陽感測器與加速計。,(3),使用的考向,:,太陽、地球天底與地球磁場的方向向。,(4),用,GPS,定位。,(5),由三個感測器與三個考向可產生三組判定法則供使用。,(6),將三組姿態資做多餘資最大可能性,(Maximum-likelihood method),的運算輯處，可得到一組的姿態。,(7),將所得的姿態資代入擴張卡爾曼波,(Extended Kalman filter),運算以求得到最佳的姿態資。,31,6-2,感測器測與考向模型,圖,6-3,感測器測與考向,32,6-2-1,感測器測,磁計,(,Magnetometer),我們將三軸磁計，放置於衛星本體座標的原點，並且使三軸磁計的,X,、,Y,與,Z,軸與衛星本體座標三軸在相同的方向，如此由磁計所得的三軸磁值，即可得知在衛星體座標上地球磁場方向。,33,加速感測器,(,Accelerometer),加速計的放置方法與磁計相同。由於衛星在軌道上運，其所受的最主要的加速源為地球重方向，故我們將三軸加速計，放置於衛星本體座標的原點，如此由加速計所得的三軸加速值，即可得知在衛星體座標上地球天底方向。,34,太陽感測器,(,Sun sensor),我們用太陽能板當作太陽方位感測器的方法。由於這個方法是用已有的太陽能板獲得的電計算太陽方位角,因此可以去購買姿態感測器的預算及電能功的損耗,以下我們將介紹用太陽能板電計算太陽方位角的運算方法。,35,上圖表示太陽能板組裝的幾何外形,想的太陽能板產生電,可由圖示得知,:,由於,TUU SAT-1,星上電腦功受限制,三角函的計算是被允許的,因此式,(2),及式,(3),必須加以線性化以估算出太陽的方位角及俯仰角。,TUU SAT-1,有面太陽能板,因此我們可以將所生的電分成,12,個線性區域,由於之前的運算過程使用線性化的方法,將產生方位角估測的誤差,根據,17,判斷方位角並將誤差最小化的方法為首先判斷哪一面太陽能板的電最大,則該面是最正對太陽的一面,;,接著比較該面附近三個線性區域的值,然後取最接近三者平均的值,這個方法所得到的誤差約在,7,以內。,36,6-2-2,考向模型,地球磁場模型,使用低軌道,IGRF (International Geomagnetic Reference Field),模型，提供一地球磁場模型以球座標表示,(,r, , ),如下,:,r,為,ECEF,座標下衛星與地心的距,為,ECEF,座標下的緯,為,ECEF,座標下的經,a,為地球半徑,P,為,Legendre,函,g,h,為高斯係,n,為高斯係階,37,太陽位置模型,用太陽位置演算法模擬求解衛星到太陽的位置向。首先以太陽位置演算法計算出太陽到地球的位置向,(,以,ECI,座標表示,),，再經由座標轉換到衛星軌道座標上，以取得衛星軌道考座標的太陽方位模型。,太陽位置演算法,:,輸入模擬起始的時間,(,含,月,日,分,秒,),及模擬時間,(,t ),以求得太陽到地球得位置向,。,38,地球天底模型,衛星在軌道上位置由球體座標表示,(,R, , ),。,39,6-3,最大可能性運算輯,(MLM),由於我們所使用的判定法則會產生三組的姿態資，我們對這三組姿態資做多餘資的最大可能性運算處,(Maximum-likelihoodmethod, MLM),，以求的最佳的資。造成衛星姿態判定誤差的幾個重要因素,:,1.,判定衛星軌道誤差,2.,衛星軌道判定與估算誤差,3.,慣性座標上的考向模型誤差,4.,在衛星本體座標上所測的考向誤差,5.,姿態判定輯法則誤差,為提高姿態判定的確，我們使用最大概似法,(MLM),，對資進多餘資的處,40,6-4,設計分析,在姿態判定子系統設計上，主要在判定衛星姿態資，將所判定出的姿態資供其他子系統運用或回傳回地面作分析。,TUUSAT-1A,在姿態控系統,(ACS),部分：用永久性磁棒與磁滯線圈，使衛星達到姿態穩定，屬於被動式姿態穩定系統。我們所設計的判定系統，是用磁計、加速計、用太陽能板當成太陽感測器與,GPS,等感測元件，對一顆被動式姿態穩定系統的衛星進姿態資的獲取。,41,42,一般在姿態判定方法上通常是用二個衛星感測器與二個考體向可以定出衛星三軸姿態，用感測器感測向與考體向間座標轉換的方式可的到衛星方向餘旋矩陣，取的衛星三軸的姿態角資。,我們所使用的判定方法與上述的原相同，但我們所設計的判定系統使用三個衛星感測器與三個考體向，用分別的二個衛星感測器與二個考體向定出衛星三軸姿態方法，我們所使用的判定系統則可的到三組同的衛星姿態角資，目的除為能獲的準確的姿態資外，另外的重點是能要建衛星姿態資中斷與判定系統的安全機制。,43,6-4-1,衛星資中斷,我們所使用三組同的,2-vector,判定法則如下,:,第一組法則,-,地球磁場與太陽方向向,第二組法則,-,地球磁場與天底向,第三組法則,-,天底向與太陽方向向由於衛星在軌道上,運時，會有背光面與向光面的問題，在衛星運到背光面的時候，將會使的太陽感測器無法正常運作，必須要等到太陽感測器運到向光面的時候，才有辦法提供太陽方位資，對於用太陽感測器進姿態判定的衛星，將會有特定背光時間無法得知衛星姿態。由於我們用三組判定法則，當衛星在背光面時雖然第一法則與第三法則將無法正常運作，但我們能然可由第二法則得到衛星的三軸姿態資，確保姿態資間斷。,44,6-4-2,判定子系統的安全機制,我們採用三個感測器，可以低衛星無法正常取的姿態資的機。當一個感測器毀損或無法正常使用的態下，我們可以用另外二個感測器順取的姿態資。,當磁計毀損或無法正常運作情況下,:,我們使用用太陽感測器與加速計繼續進姿態的判定，由於有用到太陽感測器，在資取上會由向光面與背光面的問題。,當太陽感測計毀損或無法正常運作情況下,:,我們使用用磁計與加速計繼續進姿態的判定，由於未使用太陽感測器判定，會由向光面與背光面的問題。,當加速計毀損或無法正常運作情況下,:,此情況與磁計無法正常運作情況相同，我們使用用太陽感測器與加速計繼續進姿態的判定，由於有用到太陽感測器，在資取上會有向光面與背光面的問題。,45,微衛星姿態判定,系統,軌道方程式,陳建榕,497370444,張凱茗,497370345,46,為什麼要對衛星進行姿態控制,?,我們知道，衛星在失重的環境下飛行，如果不對它進行控制的話，它就會亂翻,滾,。這種情況是絕對不允許的，因為衛星都有自己特定的任務，在飛行時對它的飛行姿態都有一定的要求。衛星的姿態控制就是控制衛星的飛行姿態，保持姿態軸的穩定，並根據需要改變姿態軸的方向。由於各種干擾，衛星在空間的姿態角和姿態角速度往往會偏離設計值，這時就要進行控制和調整。,47,我們,可把衛星的姿態控制分為,被動,姿態控制和,主動,姿態控制兩類。所謂被動姿態控制，就是利用衛星本身的動力特性和環境力矩來實現姿態穩定的方法；主動姿態控制則是根據姿態誤差形成控制指令，產生控制力矩來實現姿態控制的方式。被動姿態控制方式有自旋穩定、重力梯度穩定等；主動姿態控制方式是對,X,、,Y,、,Z,三個軸進行控制。有的衛星要求其一個軸始終指向空間固定方向，通過衛星本體圍繞這個軸轉動來保持穩定，這種姿態穩定方式就叫自旋穩定。它的原理是利用衛星繞自旋軸旋轉所獲得的陀螺定軸性，使衛星的自旋軸方向在慣性空間定向。早期的衛星大多採用這種控制方式。,48,衛星的另一種姿態穩定方式稱為重力梯度穩定。重力梯度穩定是利用衛星繞地球飛行時，衛星上離地球距離不同的部位受到的引力不等而產生的力矩,(,重力梯度力矩,),來穩定的。許多衛星在飛行時要對其相互垂直的的三個軸都進行控制，不允許任何一個軸產生超出規定值的轉動和擺動，這種穩定方式稱為衛星的三軸姿態穩定。目前，先進的衛星大都採用三軸姿態穩定方式來控制。實現衛星三軸姿態控制的系統一般包括,姿態敏感器,、,姿態控制器,和,姿態執行機構,三部分。,49,姿態敏感器的作用是感受和測量衛星的姿態變化：衛星沿各個軸的轉動角度、轉動角速度有多大，是否超出規定的範圍。,姿態控制器的作用是把姿態敏感器送來的衛星姿態角變化值的信號，經過比較、處理，然後把產生的控制信號輸送到姿態執行機構。,姿態執行機構有兩種。一種是,氣體噴管,，即在衛星三個軸的方向安置若干個小的氣體噴管。一旦衛星偏離所要求的姿態，相應方向的噴管就會噴出氣體，產生推力，使衛星回到所要求的姿態位置。另一種是反作用,飛輪,(,一種具有一定轉動慣量的輪子,),。當衛星的姿態處於所要求的姿態時，飛輪保持勻速旋轉，如果衛星偏離了某一位置，則通過姿態敏感器和控制線路使飛輪加速或減速，產生一個相反方向的力矩，使衛星回復到所要求的姿態位置。衛星三個軸向各設置一個這樣的飛輪，就能控制衛星三個軸方向的姿態,。,50,軌道元素,軌道元素示意圖,51,軌道元素主要之目的是形容衛星軌道特性。衛星軌道分為高、低、中軌道，又分有太陽同步軌道、地球同步軌道、極地軌道或圓型軌道、橢圓軌道、雙曲線軌道。經由軌道元素可以決定衛星處於何種軌道上。其包含,a,：橢圓軌道半長軸,e,：軌道心,i,：軌道傾角,：近地點偏角,：,上昇角,t,：過近地點的時間,52,軌道方程式,衛星在地球軌道上運，地心引是最主要的作用，將衛星及地球考慮為二體問題，並假設衛星與地球為均勻球體，且可以視為質集中於質心的質點，以及只有重作用，如圖示，其中,v,為衛星之速，,Fc,為心，則衛星與地球間的作用可以下式表示：,53,54,隨著軌道偏心同，軌道的形也相，如圖所示：,軌道,-,能關係圖,e=0,圓軌道,0e1,雙曲線,55,太陽感測器,紫外線感測器是一種專門用來檢測紫外線的光電器件。它對紫外線特別敏感,尤其對木材,化纖織物,紙張,油類,塑料橡膠和可燃氣體等燃燒時產生的紫外光反應特別強烈。,紫外線感測器的陰極和陽極之間加有電壓,當紫外線透過石英玻璃管照在陰極時,由於陰極上涂敷有電子放射物質,陰極就會發射光電子,在強電場的作用下,光電子被吸向陽極,光電子高速運動時與管內的氣體分子相碰撞而使氣體分子電離,氣體電離產生的電子再與氣體分子相碰撞,最終使陰極和陽極間被大量的光電子和離子所充斥,引起光放電現象,電路中形成很大的電流。,56,太陽感測器需求,近年來，由於新需求的出現，紫外線探測引起了人們的極大關注。民用及軍用產業都需要有更好的紫外線探測儀器，以用於引擎控制、太陽紫外線監測、光源校正、紫外光天文學、火焰感測器、導彈羽流檢測以及空對空安全通信等應用。,這些應用由於其具有高精密性、低功耗及高穩定性等特點，故半導體元件是紫外線檢測器的最佳選擇。儘管這些元件對可見及紅外光也很敏感，且在高能輻射下容易老化，但成熟的矽製程可為紫外線探測提供廉價而又高效的解決方案。,57,ISET Sensor,皮托科技股份有限公司,58,太陽輻射感測器ISET Sensor - 符合大眾市場的高品質科技量測設備,59,新的,ISET,感測器,太陽光電系統的操作者，希望能由,PV,設備得到簡單、快速且可靠的功能資訊。但由於光譜敏感性、反射與溫度特徵的不同，因此熱電式輻射感測器不會與真實,PV,發電機做能量產出的比較。,此外使用者有相對高的獲取成本。,相對於此，低價位種類的輻射感測器，並沒有達到長期精確度的需求，並且可能會因為低價設備，發現功能不足而無法接受。,太陽電池感測器,ISET Sensor,排除這些因素，符合太陽發電機的物理特徵，簡單、小型且適合設備的精確建立。新的外型設計，使其在各領域擁有廣泛的接受度。,60,ISET Sensor,技術特徵,太陽輻射經由正確建置的太陽電池，轉換為等比例的電流。經由與小型鋁合金設備耦合的特殊分流器電阻，決定量測電壓。與,PV,模組比較，測試電池有幾乎相同的幾何結構、特殊外型，可進行外部溫度連接，為高度抗氣候性，確保了量測結果的重複正確性。,61,溫度感測器為量測高準確度，記錄了電池溫度的雙線式資料（,two-wired data line,）。,每個,ISET Sensor,的校準，由公認的測試實驗室，於相同方式建置的參考環境（,W/m2,）下進行，並產生作為品質保證的說明文件。,可明顯地了解，因為不同技術支援不同的光譜敏感度，因此,PV,設備的能源評鑑與監控，應使用相同的感測器與,PV,設備技術。進一步考慮相同的物理特性，如溫度、反射與衰退。當你擁有太陽電池技術的,ISET Sensor,，可得到合適的輻射感測器。,62,63,座標系統,座標系統是為方我們對衛星姿態判定與建姿態模型。,衛星在太空中我們如果沒有定義適當座標系統，我們也無法確的對衛星的方位與姿態進判定，分別出四種常用座標系統，分別為,地球固定座標,、,地球慣性座標,、,軌道座標,與,衛星本體座標,。,64,地球固定座標,地球固定座標相對於地球是固定的,是以地球質中心為原點,X,軸：,從地心指向地球赤道與格威治子午圈（子午圈）交點。,Z,軸：,為地球自轉軸,。,Y,軸,：與,、,軸垂直，並,與 、,軸成一右旋系統,。,（,右手定則決定方向）,65,66,地球慣性座標,地球慣性座標與地球固定座標一樣是以地球質中心為原點，,但定義,慣性座標系統需有一個固定的考點，通常會選定,春分點,X,軸：地球,質中心指向,春分點,Z,軸：地球,自轉軸,方向,Y,軸：由右手定則,決定方向,。,春分點,是指赤道平面和,黃道,的兩個相交點的一個（另一個是,秋分點,）。,冬至,後，太陽從南向北移動，在,春分,那一天通過這一點。,67,軌道座標,軌道座標系統是根據衛星速與位置向所定義的，主要目的,在提供,衛星在軌道上的姿態,。,軌道,座標系統以衛星質中心為,原點,Z,軸：衛星,質中心指向地球質中心的,方向,Y,軸：負,的軌道面,法線方向,X,軸：由,右手定則決定,方向,軌道,座標系統又稱為當地垂直,水平,座標系統,(Local Vertical Local Horizontal, LVLH),。,68,衛星本體座標,衛星本體座標的原點位在衛星的質,心,X,軸：由右手定則決定方向,Y,軸：放置,CCD,鏡頭,那一面,的,方向,Z,軸：方向配置通訊天線那一面,69,姿態,系統建,-,裕淵定稿,70,文提要內容,本文主要是針對,TUUSAT-1A,微衛星之細部設計，使用系統驗證軟體,TUUSIM(,TUU,SAT-1A,IM,ulator,),對任務做模擬分析。由微衛星的概介紹、,TUUSAT-1A,任務與架構為前導，在瞭解微衛星的基本架構後， 進而明微衛星各子系統細部設計，包括系統設計與初步設計，如系統需求、硬體等設計，並對每層的系統配製作詳細的明。接著為,驗證,UUSAT-1A,子系統設計與效能，使用研究團隊自發展的驗證軟體,TUUSIM,，在整合熱控程式後，對姿態、熱控、電源與通訊四個子系統作任務模擬分析，將模擬結果與系統細部設計作討。,71,衛星任務目標與需求,此設計的,TUUSAT-1A,微衛星規格為：執任務壽命時間三個月，設計壽命一，重屬微衛星等級，外型為,28,方公分的四方體,柱,72,TUUSAT-1A,微衛星系統架構,根據同的任務需求，定義出微衛星所需具備的功能，並建一個微衛星的基本架構。以,TUUSAT-1A,微衛星整體的系統為，本衛星平台共分為,SMS(,結構,),、,ADCS(,姿態控制,),、,TCS(,熱控,),、,TT&C(,通訊,),、,C&DH(,電腦,),與,EPS(,電源,),共大子系統,73,74,TUUSAT-1A,微衛星子系統細部設計介紹,微衛星設計可分為三個發展階段，起初發展階段為系統設計,(SDR),階段，接續到各子系統的初步設計,(PDR),階段，最後是詳細的細部設計,(CDR),階段,75,姿態子系統細部設計,姿態硬體是根據,PDR,時的設計製造，磁棒是由國內廠商,製造，,磁滯棒由於國內並沒有找到合適的廠商，於是由國外廠商,製造，,磁滯線圈則由,NSPO,提供，,並於製造後驗證性能，以確定和需求的性能的誤差在可接受範圍,之內,76,磁棒性能驗證,77,磁滯棒性能驗證,78,磁棒,79,磁滯棒,80,磁滯線圈,81,姿態感測器於微衛星,TUU SAT-1,姿態判定系統之應用與研究,指,導 教 授：,洪祖昌,博士,研 究 生 ：,莊金剛,82,計畫動機,人造衛星所扮演的角色與所展現的功能是日益重要與重大，而微衛星,在世界,各國亦蓬勃的發展，尤其是在國外許多大學都直接的參與或領導其從事,科學或,商業的運用，而這些成功的典範正是激起發展本計畫之動機。,83,TUU SAT-1,微衛星計畫,TUU SAT-1,微衛星整體設計為一重,51 ,、六角柱形體尺寸為,0.422 0.422,0.35,m3,，主要設計的酬載任務為,(1)CCD,雲圖照相實驗,(2),語音點撥實驗,(3)GPS,試驗,，而依據地面攝影和基本廣播酬載的需求，決定,TUU SAT-1,的軌道傾角為,98.6o,、軌道,高度,800,公里之太陽同步,軌道。,84,姿態控制方面,原姿態控制採用重力梯度桿配合主動式模糊磁控制方法，最終模擬結果相當,不錯，但因經費限制，無法依原計劃購買重力梯度桿與姿態感測器，進行控制器,製作與實驗，所以最終決定改以被動式磁棒控制取代原先設計，經過分析模擬結,果已證實其可行性。,85,地面站方面,地面接收站可接收業餘衛星的訊號和資料的測試，目前可接收到,NOAA,及,Meteor,系列,的氣象衛星雲圖和,Oscar,系列的,beacon,訊號，現今著重於分析及處理,beacon,封,包內容和分封轉存通訊功能，目前已完成地面通訊模擬試驗。,86,熱控方面,在熱控分析方面，討論以四方柱體和六方柱體兩種不同形狀的衛星，探討,星殼,材料對衛星溫度的影響，並完成微衛星在太陽同步軌道上以重力梯度穩定,旋轉的,溫度變化情形模擬；目前已完成重力梯度及自旋穩定微衛星溫度分佈之研究,，並,初步組裝各項熱控材料元件，同時配合其他子計劃之協調，完成衛星總體,計劃之,整合工作。,87,結構方面,經由,TUU SAT-1,微衛星主體結構之初步設計與分析，已確定採用板片式之,六角,柱形結構，且設計出最佳的衛星主體結構以滿足,HES,與本身任務之需求。,未來可,藉由此主體結構初步設計的完成，擴展至內部各子系統的設計與裝配、以,進行細部,的設計與分析，或可進行較複雜的衛星結構與伸展動作之設計與研究，以,滿足,更嚴格的太空環境需求。,88,電源方面,已經完成,TUU SAT-1,電源系統的初步規劃與計算，接下來要更進一步討論,技術,層面的東西包括：,(1),升壓及充電電路設計與製作,(2),直流電源轉換器之,設計與,製作,(3),電源系統之組裝與測試，則可更確立,TUU SAT-1,的電源可靠性。,89,電腦方面,依據,TUU SAT-1,的任務需求，主要目標在發展微衛星之資料管理的電腦系統,。首先,進行的是任務需求與功能的探討,然後是硬體與軟體架構的分析。曾實際,於地面,上作地面電腦系統及酬載系統,(CCD,及,GPS),模擬實驗,利用無線數據機,RS232,替代,衛星及地面站的收發報機,由桌上型電腦,(,模擬地面站,),傳命令給,手提電腦,(,模擬衛星,),進行,CCD,拍照及傳回,GPS,資料及影像。,90,結論,TUU SAT-1,微衛星星上預計使用的姿態感測器，依據姿態控制與酬載任務,的需求,，並利用太陽同步軌道的特性，最終選用星上太陽能面板當作判定全方位,的太陽,感測器，有效地將星上現有的太陽能板感應出的電流數值，利用線性化,演算法,估算出太陽於衛星附體座標中之,方位,根據,TUU SAT-1,被動式磁棒姿態,控制所,模擬出的結果，衛星,Z,軸會沿著軌道上磁力線方向，因此可確定衛星,Z,軸於,軌道,座標中的方位，再根據實際太陽於軌道中的方位，進而可決定判定出衛星三,軸的,姿態方位，達到姿態判定的目的，經由電腦模擬分析驗證此方法精度可於,7,度內,符合任務,需求。,91,實際上由於,TUU SAT-1,微衛星使用被動式姿態控制系統，衛星於軌道開始,運行,後僅利用磁棒與磁場的作用力來作姿態修正，且無設置其他姿態控制器，,因此沒有,選用高精度、高成本的姿態感測器提供精確的姿態訊息，而選用低成本的,感測,器達到判定目的。,未來星上可採用較低成本之電磁棒，作為姿態修正的控制器，而獲得更,精確的,姿態，達成酬載任務的需求。,CCD,照相機目前設計利用紅外線感測器感測,訊號直接,於星上自動執行拍攝，未來可搭配採用由地面上傳輸命令於星上執行拍攝,，,如此將可獲得更多有效的雲圖照片。,92,應用卡爾曼波於系統之估算與控制,指導,教授：陳啟川,共同指導教授：張嘉義,研 究 生：楊士徹,93,研究方法簡介,衛星運於太空之環境下會遭遇到一些外的干擾，而太空,環境中,最主要之外干擾為重梯矩、空氣動矩、太陽射,矩,、磁干擾矩,。,由於,外之影響，所以需要產生控制之矩。,而控制,之矩主要有飛控制矩、磁控制矩,。,因此,模擬時必須,先將,衛星之動態方程與此等外干擾矩與控制矩之學模型,加以推導,，然後將這些學模型導入卡爾曼波。經由卡爾曼波,可估算出衛星於太空之運動方式是否符合設計規範。,94,衛星軌道的計算,軌道,元素,軌道元素主要之目的是形容衛星軌道特性。衛星軌道分為高,、低,、中軌道，又分有太陽同步軌道、地球同步軌道、極地軌道或圓,型軌道,、橢圓軌道、雙曲線軌道。經由軌道元素可以決定衛星處於,何種,軌道上。,軌道元素為：,a,：橢圓軌道半長軸,e,：軌道心,i,：軌道傾角,：近地點偏角,：,上昇角,t,：過近地點的時間,95,姿態控制法則,對於一個三軸穩定的衛星而言，其控制矩可以由以下方式,產生,：動,、,反應,、,陀,儀、,小型噴射,裝置、,磁,棒。,而矩,所提供,的方式又可分為。一種是動,偏移，另,一,種,是,Zero momentum23,。本文是採用動偏移方式進姿態,控制,。,96,動偏移之姿態控制是將轉動飛置於衛星,Y,軸上，即,放置於,Pitch,軸上，此轉提供固定轉速提供衛星穩定性。當衛星,姿,態需要修正時會因飛角動的改變，進而改變衛星的姿態。但是,在太空,環境矩的影響下，飛旋轉穩定機制會因環境矩而產生進,動,(,precession),與章動,(nutation),現象，破壞原本穩定。,因此在設計上通常會在,Y,軸上裝置磁棒。用磁棒與,地球磁場,交互作用所產生的矩消除章動與進動現象。加裝磁棒,另,種功用，就是當轉動轉速達到飽和時可以藉由磁棒產生,矩進,動卸除的動作,。,97,飛控制法則,在,Y,軸裝置一個飛，根據考文獻,1,，飛控制法則模型,為一,標準的二階系統，因此可以採用,PD,控制器對,Y,軸做控制,。,Tc2=-hw,2=-Kp-Kd ,K,：比增,d K,：微分增,：,Y,軸之體座標與軌道座標夾角,&,：,變動,在此需要使用衛星動態方程中的,Y,軸算推導控制器學模型。,98,指向控制法則,在環境矩影響下，動飛旋轉穩定機制會產生章動與進動,之現象,，因此安置一磁棒作為指向的控制。其控制法則,為,My=kpBx - kn,B,&,k,p,：,進動控制增,k,n,：,章動控制增,B,：衛星體座標下,X,軸磁場大小,y B,&,：衛星體座標下,Y,軸磁場大小之變化,：,X,軸在體座標與軌道座標角,因此,可以得到指向控制之磁矩,99,動卸除控制法則,根據考文獻,22,可以得到動卸除法則模型，因為所需要,卸除的,角動為磁棒所產生，所以可以,得到,Tu=m*b(,向量,),M=-,K,uB*(Hb-H)=Ku(Hb-H)*B(,向量,),K,:,動,卸除增,H:,動,飛角動,Hb:,設計之偏斜角動,B:,衛星體座標上地磁,100,姿態估算介紹,衛星姿態判定通常只要透過個以上已知向就可以求得,衛星姿態,，而採用之向一般有：地球、太陽方向、磁場與恆星方向，,或者,用陀儀與全球定位系統感測姿態之變化。使用向判定,姿態的,演算法有,TRIAD,、,QUEST,、,SVD,。,以上這幾種方法因為,沒有考慮,感測器誤差，所以其準相當的仰賴感測器。所以當感測器,並,是相當的準時，所產生的誤差也相對的比較,大。,101,然而卡爾曼波器設計上將各種的感測器誤差加入，其中包含,系統,誤差、測誤差。因此卡爾曼波器設計比較符合實際物,況,，相對的其準程也比較高。所以本文主要是以卡爾曼波,器為,設計主軸。,102,卡爾曼波器簡介,簡單，卡爾曼波器是一個,optimal recursive data,processingalgorithm,（最優化自回歸據處算法）。卡爾曼波器已經廣泛,應用,超過,30,，包括機器人導航，控制，傳感器據融合，甚至在,軍事,方面的達系統以及導彈追蹤等等。,近被應用於計算機圖像處，如：頭臉別，圖像分割,，圖像,邊緣檢測等等。自,1982,開始有人將卡爾曼波的運用,在衛星,的姿態估測上。在此先介紹卡爾曼波運用到的公式與,，而後再將推廣至擴張卡爾曼波器因為卡爾曼波器無法,適用,於非線性系統,上,衛星,的動態方程屬於非性線系統，擴張卡爾,曼,波器就是為克服這個缺點所發展出的。,103,結與未展望,本文主要是要以卡爾曼波的進估算衛星的姿態,是否,能經由控制器控制衛星姿態達到設計的目標。在經過前面各,章節,的推導後，已經可以成功的估算控制器並符合規範,。,選擇,卡爾曼,波,進估算的主要的原因為卡爾曼波所估算出的,結果,是最接近真實物況，經由調整系統誤差與測誤差可以得到,很接近,真實況的模型。,104,卡爾曼波另個優點就是可以建一個模糊的系統,模型,，即一定要知道系統全部的資訊，可以先建一較簡單系統,模型再,經由卡爾曼波建確的系統模型,。,卡爾,曼波要能進估算需要測誤差與系統誤差。測,誤差,是基於測器所得到，但是在本篇文中是直接給一個的,測誤差,，並沒有考慮真實況的測器是否能符合設計；此外當測,器失效,時要如何進估算的工作，亦是未研究之議題。,105,參考文獻,逢甲大學航太與系統工程學系碩士文,研 究 生：楊士徹,淡江大學機械與機電工程學系碩士班 碩士論文,研究生：許丁元,裕淵定稿,2010,中華民國航太學會學術研討會,國立成功大學，國家太空中心,國立中央大學機械工程研究所碩士論文,研 究 生：莊 金 剛,106,陳建榕,497370444,張凱,茗,497370345,期末專題,-,微衛星姿態組,107,太陽感測器,紫外線感測器是一種專門用來檢測紫外線的光電器件。它對紫外線特別敏感,尤其對木材,化纖織物,紙張,油類,塑料橡膠和可燃氣體等燃燒時產生的紫外光反應特別強烈。,紫外線感測器的陰極和陽極之間加有電壓,當紫外線透過石英玻璃管照在陰極時,由於陰極上涂敷有電子放射物質,陰極就會發射光電子,在強電場的作用下,光電子被吸向陽極,光電子高速運動時與管內的氣體分子相碰撞而使氣體分子電離,氣體電離產生的電子再與氣體分子相碰撞,最終使陰極和陽極間被大量的光電子和離子所充斥,引起光放電現象,電路中形成很大的電流。,108,衛星工程姿態感測器,種類,1.,以地球為參考方位,2.,以太空天體為參考方位,3.,以慣性空間為參考方位,4.,其他如以地球磁場為參考方位的磁場感測,器等多種,109,太陽感測器原理與,模型,以太陽為基準方位，用以測量太陽光線與星體內某一預定軸或座標面之間的夾角，太陽感測器的觀測也可以設計為幾分的小視野,128,度,x128,度的大視野，分辨率可以達到秒的量極，太陽感測器分,3,類,：,1.,數位,式太陽感測,器,2.,類比式,太陽方位感測,器,3,.,太陽,出現感測器,110,太陽出現感測器,太陽出現感測器是用來指示太陽是否出現在感測器的視野內。在自旋穩定衛星上使用太陽出現感測器，便可以量測出太陽光與自旋軸,之間的夾角,111,類比式太陽方位感測器,為兩個性能相同的光電測量元件所組成，當太陽入射角等於,90,度時，光線正好照在兩片元件的縫隙中，且輸出電流之差等於零，兩度等於,90,度，輸出電流亦不等於零。,112,數位式太陽感測器,數位式太陽感測器其輸出訊號為離散訊號，其量測原理為利用預先設置於感應區中排列好之編碼盤直接求得太陽的方位。,113,感測器性能比較,感測器類型,優點,缺點,地球感測器,適用於低軌道衛星,信號強,輪廓清楚,分析方便,一般需要掃描機構,需要防止太陽干擾,精度約,0.1,度,太陽感測器,(,TUUSAT-1A,使用,),信號源強,輪廓清楚,功率低,質量輕,有陰影區,精度約,0.015,度,恆星感測器,精度約,0.003,度,視場不受限制,不受軌道影響,信號弱,結構複雜,成本高,要防止太陽干擾,恆星識別複雜,磁場感測器,成本低,消耗功率低,對低軌道衛星靈敏度高,姿態精度,=0.53,度,受軌道影響大,在星體內要進行清潔,慣性感測器,自主性強,不受軌道影響,有限時間內精度高,在星體上容易實現,易於飄移,有高速旋轉零件,易於磨損,功率大,質量大,114,太陽感測器,(,Sun sensor),我們用太陽能板當作太陽方位感測器的方法。由於這個方法是用已有的太陽能板獲得的電計算太陽方位角,因此可以去購買姿態感測器的預算及電能功的損耗,以下我們將介紹用太陽能板電計算太陽方位角的運算方法。,115,上圖表示太陽能板組裝的幾何外形,想的太陽能板產生電,可由圖示得知,:,由於,TUU SAT-1,星上電腦功受限制,三角函的計算是被允許的,因此算式必須,加以線性化以估算出太陽的方位角及俯仰角。,TUU SAT-1,有面太陽能板,因此我們可以將所生的電分成,12,個線性區域,由於之前的運算過程使用線性化的方法,將產生方位角估測的誤差,判斷,方位角並將誤差最小化的方法為首先判斷哪一面太陽能板的電最大,則該面是最正對太陽的一面,;,接著比較該面附近三個線性區域的值,然後取最接近三者平均的值,這個方法所得到的誤差約在,7,以內。,116,衛星資中斷,我們所使用三組同的,2-vector,判定法則如下,:,第一組法則,-,地球磁場與太陽方向向,第二組法則,-,地球磁場與天底向,第三組法則,-,天底向與太陽方向向由於衛星在軌道上,運時，會有背光面與向光面的問題，在衛星運到背光面的時候，將會使的太陽感測器無法正常運作，必須要等到太陽感測器運到向光面的時候，才有辦法提供太陽方位資，對於用太陽感測器進姿態判定的衛星，將會有特定背光時間無法得知衛星姿態。由於我們用三組判定法則，當衛星在背光面時雖然第一法則與第三法則將無法正常運作，但我們能然可由第二法則得到衛星的三軸姿態資，確保姿態資間斷。,117,太陽感測器,(,推導,),我們用太陽能板當作太陽方位感測器的,方法。這個方法,是用已有的太陽能板獲得的電計算太陽方位角,以下,我們將介紹用,太陽能,板電計算太陽方位角的運算方法。,由每個太陽能板產生的電,可以建太陽感測器的運算法模型,如下,:,118,119,可由圖示我們可以得知各太陽能板的,I :,120,由於,TUU SAT-1,星上電腦功受限制,三角函的計算是被允許的,因此算式必須加以線性化以估算出太陽的方位角及俯仰角。,首先,取,AZ =,0,所以,cos(AZ-,0,),= 1 and,sin(AZ-,0,),=,AZ-,0,經由,和差化,積運算結果,:,I,A,/I,AO,= cos (EL) cos(,0,) - (AZ -,0,) sin(,0,),I,B,/I,BO,= cos (EL) ,cos(,0,),+ (AZ -,0,) sin(,0,),121,再令,I(,),如下,:,代,入前式計算可以得到,:,122,TRIAD,演算法,在三軸姿態計算上有,TRIAD,演算法、,QUEST,、以及,SVD,演算法三種方法，在此描述說明,TRIAD,演算法方法。,在三軸姿態判定的問題中，需要求得一姿態矩陣,A,，使其滿足,(1),123,其中,Vi,為某一參考體在地球參考座標或慣性座標中之方向向量，例如從地球上觀測到太陽、恆星等的方位或者地球磁場分佈等，為一已知的單位方向向量；,Wi,為在衛星附體座標中所量測到參考體的單位方向向量，而,n,為測量個數。,而在（,1,）式中，若,n = 2,時可用一個較簡單的演算法將姿態矩陣求出，此方法即為,TRIAD,演算法。今將兩組分別從附體座標及慣性座標所量測參考體的方位值來做計算，給兩組不平行的單位向量，假設,W1 ,W2,為從附體座標量得參考物的單位方向向量，,V1 ,V2,為對應,W1 ,W2,從慣性座標量得的單位方向向量；即,n = 2,由（,1,）式可得,(2),124,分別可由,V,1, ,V,2,與,W,1, ,W,2,產生兩組正交座標,R, S,，其正交基底向量,r,i, s,i,分別為,(3),(4),125,在此兩組正交座標,R, S,中，存在一唯一的正交矩陣,A,滿足,正交矩陣所以,分別將,s,i, 及,r,i, 合成為,(5),(6),126,則（,6,）式可寫為,所得到的,A,即為所欲求的姿態矩陣。但只有在,V,1, V,2, =W,1, W,2,之充要條件下才能滿足（,1,）式。,因為此法沒有考慮量測值誤差，所以所求的姿態準確性完全決定於量測值的誤差量。因此在沒有精確感測器的衛星，使用,TRIAD,演算法判定姿態會有較大的誤差。,127,