Phân tích điều khiển quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh và ứng dụng vào vệ tinh vinasat 1

Bạn đang xem bản rút gọn của tài liệu. Xem và tải ngay bản đầy đủ của tài liệu tại đây (5.8 MB, 127 trang )

BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI
******

Trần Thị Huyền Trang

ĐỀ TÀI LUẬN VĂN:

PHÂN TÍCH ĐIỀU KHIỂN QUỸ ĐẠO VỆ TINH ĐỊA
TĨNH VÀ ỨNG DỤNG VÀO VỆ TINH VINASAT-1
Chuyên ngành: Kỹ thuật điện tử

LUẬN VĂN THẠC SĨ KHOA HỌC
KỸ THUẬT ĐIỆN TỬ

NGƯỜI HƯỚNG DẪN KHOA HỌC:
PGS. TS. Phạm Minh Hà

Hà Nội – 10/2010

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

MỤC LỤC
MỤC LỤC…………………………………………………………………………………………………….1
LỜI CAM ĐOAN ………………………………………………………………………………………….4
DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT…………………………………………………………………………..5
MỤC LỤC HÌNH VẼ …………………………………………………………………………………….7
LỜI MỞ ĐẦU ……………………………………………………………………………………………….9
CHƯƠNG 1: LÝ THUYẾT CHUNG PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO VỆ TINH ĐỊA
TĨNH

……………………………………………………………………………………………11
1.1.
Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnh …………………………………………………..11
1.1.1.
Quỹ đạo đồng bộ, quỹ đạo địa tĩnh ……………………………………………..11
1.1.2.
Vệ tinh địa tĩnh…………………………………………………………………………12
a) Những ưu điểm và nhược điểm của vệ tinh quỹ đạo địa tĩnh……………..12
b) Nhiệm vụ của vệ tinh địa tĩnh, cụ thể cho Vinasat-1…………………………13
1.2.
Các thông số quỹ đạo……………………………………………………………………13
1.2.1.
Hệ tọa độ …………………………………………………………………………………13
a) Hệ tọa độ quán tính địa tâm (ECI)………………………………………………….14
b) Hệ tọa độ vệ tinh………………………………………………………………………….14
c) Hệ tọa độ quĩ đạo…………………………………………………………………………15
d) Hệ tọa độ “đích” ………………………………………………………………………….16
1.2.2.
Hình dạng và các thông số xác định quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinh……16
a) Quỹ đạo Elip ……………………………………………………………………………….16
b) 6 thông số Kepler mô tả quỹ đạo và các đặc trưng của chúng ……………18
CHƯƠNG 2: QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢO QUỸ ĐẠO CHO VỆ
TINH ĐỊA TĨNH………………………………………………………………………………………….21
2.1.
Các lực nhiễu tác động lên vệ tinh địa tĩnh và ảnh hưởng của chúng ….21
2.1.1.
Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi tư thế ……………………….21
2.1.2.
Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi vị trí…………………………21
2.2.

Nguyên lý điều khiển vệ tinh…………………………………………………………21
2.2.1.
Các quy ước về lực đẩy và tên gọi các loại tên lửa tương ứng với các
mặt vệ tinh chứa chúng …………………………………………………………………………..21
2.2.2.
Các quá trình điều khiển vệ tinh địa tĩnh ……………………………………..24
a) Điều khiển theo hướng Bắc – Nam ………………………………………………..25
b) Điều khiển theo hướng Đông-Tây ………………………………………………….35
2.3.
Các hoạt động điều khiển hỗ trợ…………………………………………………….46
2.3.1.
Điều khiển vệ tinh trong box giới hạn …………………………………………46
2.3.2.
Chương trình máy tính hỗ trợ …………………………………………………….48
2.3.3.
Hiện tượng che khuất ………………………………………………………………..49
2.3.4.
Đặc điểm các vệ tinh địa tĩnh cùng vị trí (Co-located)…………………..51
a) Không tính toán tránh va chạm………………………………………………………54
1

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
b) Kiểm tra va chạm cho các vệ tinhco-located mà không cùng tọa độ …..54
c) Phân chia co-location……………………………………………………………………54
d) Đặt “đích” cho mỗi hoạt động điều khiển (Station Keeping_SK)……….55
2.3.5.
Các phương pháp phân tách điều khiển cho các vệ tinh cùng vị trí
kinh độ (co-located) ……………………………………………………………………………….56
a) Phương pháp 1: Phân chia hoàn toàn theo kinh độ (longitude)………….57

b) Phương pháp 2:Phân chia kinhđộ longitude trong suốt chu trình trôi….57
c) Phương pháp 3: Phân chia longitude theo sự dao động của độ lệch tâm
(eccentricity) ………………………………………………………………………………………58
d) Phương pháp 4: Phân chia trong mặt phẳng quỹ đạo theo vecto độ lệch
tâm (eccentricity) ………………………………………………………………………………..60
e) Phương pháp 5: Kết hợp phân chia inclination và eccentricity trong mặt
phẳng kinh tuyến…………………………………………………………………………………64
CHƯƠNG 3: QUY TRÌNH PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO VỆ TINH VINASAT-1
VỚI OASYS ……………………………………………………………………………………………66
3.1.
Giới thiệu chung về phần mềm OASYS …………………………………………66
3.2.
Các định nghĩa và quy ước ……………………………………………………………66
3.2.1.
Các định nghĩa …………………………………………………………………………66
a) Cơ sở dữ liệu và cách phân loại: Binary Database, ASCII Database…..66
b) Bảng lịch thiên văn của quỹ đạo vệ tinh: Ephemeris ………………………..67
c) Các loại file dữ liệu đầu ra…………………………………………………………….68
d) Các loại file dữ liệu đầu vào: Tracking file, TAC file, Temperature &
Pressure file, NOR file, Drag file, Config file. ………………………………………..69
e) Ba quỹ đạo tạo ra trong phân tích: Plan Orbit, Reconstruction Orbit, OD
Orbit. …………………………………………………………………………………………………69
3.2.2.
Các quy ước …………………………………………………………………………….70
3.3.
Chu kì điều khiển và giới hạn quy định vệ tinh Vinasat-1 …………………70
3.4.
Các quá trình phân tích quỹ đạo …………………………………………………….71
3.4.1.
Lập kế hoạch cho một quá trình điều khiển………………………………….71

a) Quá trình lập kế hoạch cho điều khiển Bắc- Nam (NSSK)………………..71
b) Quá trình lập kế hoạch cho điều khiển Đông- Tây (EWSK)………………75
3.4.2.
Tính toán lại nhiên liệu và hiệu suất sau điều khiển (quá trình
Reconstruction) ……………………………………………………………………………………..81
3.4.3.
Phân tích và xác định quỹ đạo sau một quá trình điều khiển (quá trình
Orbit Determination) ………………………………………………………………………………85
3.5.
Cập nhật đường cong Áp suất-Nhiệt độ ………………………………………….90
3.6.
Cập nhật vị trí cho vệ tinh (Ephemeris Upload):………………………………92
3.7.
Dự đoán các sự kiện cho vệ tinh và anten ……………………………………….94
3.7.1.
Dự đoán cho Vệ tinh …………………………………………………………………94

2

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
a) Dự đoán sự xâm nhập của mặt trăng, mặt trời, dự đoán sự che khuất của
mặt trăng trái đất với mặt trời ……………………………………………………………….94
b) Dự đoán vị trí tương đối của Vinasat-1 với các vệ tinh lân cận, đánh giá
và giải quyết khi ngoài giới hạn bảo vệ. …………………………………………………96
3.7.2.
Dự đoán cho Anten …………………………………………………………………..97
a) Dự đoán thông số định vị cho anten ……………………………………………….97
b) Dự đoán nhiễu bước sóng tia mặt trời lên anten (Sun Outage) …………..97
CHƯƠNG 4: MÔ PHỎNG SỰ THAY ĐỔI CÁC THÀNH PHẦN QUỸ ĐẠO

QUA ĐIỀU KHIỂN CỦA VỆ TINH VINASAT-1…………………………………………..99
4.1.
Công cụ mô phỏng quá trình di chuyển của vệ tinh trên quỹ đạo:
Vinasat_Plots ……………………………………………………………………………………………99
4.1.1.
Cơ sở và mục đích…………………………………………………………………….99
4.1.2.
Ứng dụng mô phỏng …………………………………………………………………99
4.1.3.
Giải thuật mô phỏng: ………………………………………………………………100
4.1.4.
Kết quả và phân tích ……………………………………………………………….100
a) Bảng dữ liệu đầu vào ………………………………………………………………….100
b) Tính toán giá trị Inclination, Longtitude : ……………………………………..101
c) Kết quả mô phỏng………………………………………………………………………102
4.2.
Kinh nghiệm phân tích ……………………………………………………………….104
4.2.1.
Sử dụng dữ liệu đo xa từ trạm dự phòng khi trạm chính không làm
việc
104
4.2.2.
Thay đổi kế hoạch điều khiển khi có sự cố(bao gồm cả kì nghỉ) …..104
a) Sự cố xảy ra bất ngờ …………………………………………………………………..104
b) Sự cố được báo trước………………………………………………………………….105
4.2.3.
Xử lí khi quỹ đạo gần rìa và ra ngoài giới hạn quy định ………………105
KẾT LUẬN ……………………………………………………………………………………………….108
TÀI LIỆU THAM KHẢO……………………………………………………………………………109
PHỤ LỤC 1: CÁC REPORT CỦA QUÁ TRÌNH PHÂN TÍCH ……………………..110

1. Plan report ………………………………………………………………………………………..110
2. Reconstruction report…………………………………………………………………………114
3. OD Report ………………………………………………………………………………………..117
4. Event Prediction Report……………………………………………………………………..122
5. Các command argument files………………………………………………………………123
a) NSSK ……………………………………………………………………………………….123
b) EWSK ………………………………………………………………………………………124
PHỤ LỤC 2: THỜI GIAN BIỂU PHÒNG PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO ……………….125

3

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

LỜI CAM ĐOAN
Tôi tên là Trần Thị Huyền Trang – học viên lớp Cao học Kỹ thuật điện tử 2 – Khoá
2008-2010 – Khoa Điện tử viễn thông- Trường Đại học Bách Khoa Hà Nội. Tôi xin
cam đoan bản luận văn thạc sỹ khoa học này do tôi tự làm, không sao chép nguyên
bản của ai. Các nguồn tài liệu là do tôi thu thập và dịch từ các tài liệu chuẩn nước
ngoài. Số liệu trong bản luận văn này là số liệu thực tế, không bịa đặt.
Nếu có bất cứ sai phạm nào tôi xin chịu trách nhiệm trước hội đồng tốt nghiệp và
nhà trường.
Học viên cao học:
Trần Thị Huyền Trang

4

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

DANH MỤC TỪ VIẾT TẮT
AD

Attitude Determine

Xác định tư thế

ADJ

Adjust TAC file

Dữ liệu sau điều chỉnh

AMF

Apogee Motor

Động cơ bắn tại điểm cực
viễn

ASCII

American Standard Code for
Information Interchange

Bộ mã tiêu chuẩn Mỹ cho trao
đổi thông tin

BM

Backward Maneuver

Lần điều khiển trước

CM

Center of Mass

Trọng tâm

COB

Center Of Box

Quỹ đạo danh định

DMD

Demand TAC file

Dữ liệu

ECC

Ecentricity

Độ lệch tâm

ECF

Earth Centered Fixed

Hệ tọa độ lấy tâm trái đất cố
định

ECI

Earth Centered Inertial

Hệ tọa độ địa tâm

EPH

Ephemeris

Bảng trạng thái vệ tinh

EWSK

East West StationKeeping

Điều khiển Đông Tây

GSAM

Geostationary Analysis Module

Hệ thống phân tích địa tĩnh

INC

Inclination

Độ nghiêng

ISI

Integral Systems Incorporated

Tên công ty

LM

Lockheed Martin

Tên công ty

NOR/NORAD

North American Aerospace
Defense Command

Cơ quan hàng không vũ trụ
Bắc Mỹ

5

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
NSSK

North South StattionKeeping

Điều khiển Bắc Nam

OASYS

Orbit Analysis SYStem

Hệ thống phân tích quỹ đạo

OD

Orbit Determination

Xác định quỹ đạo

ONT

Ontime TAC file

Dữ liệu thực tế

OPR

Orbit Plane Radial

Mặt phẳng quỹ đạo bán kính

OPS

Orbit Plane Solar

Mặt phẳng quỹ đạo mặt trời

OPT

Orbit Plane Tangenial

Mặt phẳng quỹ đạo tiếp tuyến

PVT

Pressure/Volume/Temperature

Áp suất/Thể tích/Nhiệt độ

PM

Present Maneuver

Lần điều khiển hiện tại

RA

Right Ascension

Góc tăng phải

RCS

Reaction Control System

Hệ thống điều khiển phản lực

REA

Rocket Engine Assembly

Thiết bị động cơ tên lửa

RWA

Reaction Wheel Assembly

Thiết bị bánh xe phản lực

SA

Solar Array

Tấm mặt trời

SK

Station Keeping

Thực hiện điều khiển tại trạm

SRP

Solar Radiation Pressure

Áp suất phát xạ mặt trời

TAC

Thruster Attitude Control

Điều khiển tư thế tên lửa

TLE

Two- Line Element

Thành phần hai dòng

TO

Transfer Orbit

Quỹ đạo chuyển tiếp

6

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

MỤC LỤC HÌNH VẼ
Hình 1.1 Quỹ đạo địa tĩnh …………………………………………………………………………….12

Hình 1.2: Hệ tọa độ địa tâm …………………………………………………………………………..14
Hình 1.3: Hệ tọa độ tâm vệ tinh ……………………………………………………………………..15
Hình 1.4: Hệ tọa độ quĩ đạo …………………………………………………………………………..15
Hình 1.5: Mối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâm ……….16
Hình 1.6 Các thành phần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse…………….18
Hình 1.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và các thành phần ngoài của nó ………….19
Hình 2.1 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Bắc, Nam …………..23
Hình 2.2 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Đông, Tây …………24
Hình 2.3 Các thành phần véc-tơ ảnh hưởng tới quỹ đạo …………………………………..26
Hình 2.4 Quỹ đạo trái đất xung quanh mặt trời …………………………………………………1
Hình 2.5 Sự thay đổi mặt phẳng quỹ đạo bởi North Thrust, tạo ∆V >0. ……………..27
Hình 2.6 Hình chiếu các thành phần véc tơ độ nghiêng lên mặt phẳng quỹ đạo……28
Hình 2.7 Ảnh hưởng va chạm của lực các lực đẩy lên cánh pin mặt trời tại các thời
điểm trong năm ……………………………………………………………………………………………30
Hình 2.8 Sự thay đổi của hình chiếu véc tơ i sau 1 năm……………………………………31
Hình 2.9 Sự thay đổi của hình chiếu véc tơ i sau 15 năm………………………………….32
Hình 2.10 Sự thay đổiđộ nghiêng hàng năm và ∆V yêu cầu ……………………………..32
Hình 2.11 Hệ tọa độ xác định vị ảnh hưởng của hiện tượng coupling ………………..33
Hình 2.12 Ảnh hưởng của cross-coupling tới độ lệch tâm ………………………………..33
Hình 2.13 Sự thay đổi trọng tâm của vệ tinh …………………………………………………..34
Hình 2.14 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục x…………………………………………….35
Hình 2.15 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục y……………………………………………35
Hình 2.16 Sự thay đổi của kinh độ sau các lần điều khiển Đông-Tây…………………36
Hình 2.17 Sự thay của tốc độ trôi sau các lần điều khiển Đông-Tây…………………..36
Hình 2.18 Sự thay của độ lệch tâm sau các lần điều khiển Đông-Tây ………………..37
Hình 2.19 Chu kì điều khiển vệ tinh ……………………………………………………………….38
Hình 2.20 Quá trình bắn theo hướng Đông và hướng Tây ………………………………..38
Hình 2.21 Sự thay đổi của tốc độ trôi trong quá trình điều khiển Đông-Tây 2 phần39
Hình 2.22 Sự thay đổi của kinh độ trong quá trình thực hiện điều khiển Đông- Tây
2 phần …………………………………………………………………………………………………………39

Hình 2.23 Lực đẩy theo hướng Đông với ba trục cố định của vệ tinh được nhìn từ
cực Bắc……………………………………………………………………………………………………….40
Hình 2.24 Lực đẩy theo hướng Đông ở chế độ xung với một trục quay cố định được
nhìn từ cực Bắc ……………………………………………………………………………………………40
Hình 2.25 Sự mở rộng quỹ đạo khi sử dụng Lực đẩy hướng Đông…………………….41
Hình 2.26 Sự thay đổi độ trôi kinh độ do Lực đẩy hướng Đông …………………………43
7

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
Hình 2.27 Sự thay đổi của độ lệch tâm và độ trôi theo thời gian…………………………46
Hình 2.28 Mô tả hệ thống tọa độ trên vệ tinh …………………………………………………..47
Hình 2.29 Hệ thống điều khiển tư thế của vệ tinh. ……………………………………………48
Hình 2.30 Hiện tượng che khuất bởi mặt trăng…………………………………………………49
Hình 2.31 Ảnh hưởng của các mùa tới hoạt động của vệ tinh…………………………….50
Hình 2.32 Hai quỹ đạo có độ nghiêng khác nhau (vecto độ nghiêng _inclination)
giao nhau tại hai điểm …………………………………………………………………………………..51
Hình 2.33 SK tương quan giữa hai vệ tinh với một phần deadband longitude chồng
lên nhau trong suốt một chu trình longitude. ……………………………………………………58
Hình 2.34 Hai vệ tinh co-location theo phương pháp 3 với một phần deadband
chồng lên nhau với dao động của longitude bị ảnh hưởng từ ecc………………………..59
Hình 2.35 Hai vệ tinh Co-location theo phương pháp 3 trong 3 ngày, biểu thị hình
chiếu dao động của vệ tinh lên mặt phẳng xích đạo. …………………………………………59
Hình 2.36 Phân chia mặt phẳng xích đạo theo ecc. …………………………………………..61
Hình 2.37 Sự phân chia giống như trong hình 2.42, nhưng ở đây chỉ ra sự chuyển
động của vệ tinh 1 tương quan với vệ tinh 2 trong hệ thống chuyển động quanh trái
đất. ……………………………………………………………………………………………………………..62
Hình 2.38 Hai, ba và bốn vệ tinh co-location được phân chia mặt phẳng quỹ đạo
theo ecc, phương pháp 4. ………………………………………………………………………………63
Hình 4.1 Đồ thị sự thay đổi của kinh độ quỹ đạo ……………………………………………102

Hình 4.2 Đồ thị sự thay đổi của độ nghiêng quỹ đạo……………………………………….102
Hình 4.3 Đồ thị sự thay đổi của độ nghiêng quỹ đạo trong cả năm……………………103
Hình 4.4 Đồ thị biểu thị sự thay đổi của kinh độ vệ tinh trong cả năm ……………..104
Hình 4.5 Trường hợp độ nghiêng ở rìa vòng tròn tới hạn………………………………..106
Hình 4.6 Trường hợp độ trôi ở rìa vòng tròn tới hạn ………………………………………106

8

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

LỜI MỞ ĐẦU

Vinasat-1 là vệ tinh viễn thông địa tĩnh đầu tiên của Việt Nam được phóng vào vũ
trụ lúc 22 giờ 16 phút ngày 18 tháng 4 năm 2008. Vinasat-1 được đưa vào hoạt
động, không chỉ đảm bảo khả năng cung cấp các dịch vụ viễn thông – thông tin đến
mọi miền Tổ quốc kể cả vùng sâu, vùng xa, hải đảo; mà còn giúp hoàn thiện hạ tầng
viễn thông quốc gia, khẳng định chủ quyền của Việt Nam trong không gian.
Để có thể sử dụng và khai thác được vệ tinh một cách hiệu quả thì quá trình điều
khiển vệ tinh là vô cùng quan trọng, nhằm đảm bảo vệ tinh nằm trong quỹ đạo tối
ưu. Quá trình điều khiển vệ tinh có hai công đoạn chính: (1) Dự đoán, xác định quỹ
đạo; (2) Gửi lệnh điều khiển và giám sát trạng thái của vệ tinh; trong đó quá trình
dự đoán quỹ đạo bao gồm việc tính toán và phân tích các dữ liệu thu thập từ hệ
thống thời gian thực và đưa lại hệ thống này những thông số cần thiết cho quá trình
điều khiển.
Nhằm phục vụ công việc thực tế trong việc dự đoán, điều khiển quỹ đạo về tinh
Vinasat-1, luận văn với đề tài: “Phân tích, điều khiển quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh và
ứng dụng vào vệ tinh Vinasat-1” đã được xây dựng và hoàn thiện với 4 phần
chính:
– Chương 1: Lý thuyết chung phân tích quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh

– Chương 2: Quá trình điều khiển đảm bảo quỹ đạo cho vệ tinh địa tĩnh
– Chương 3: Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1 với OASYS
– Chương 4: Mô phỏng sự thay đổi các thành phần quỹ đạo qua điều khiển

của vệ tinh Vinasat-1
Trong đề tài, em cũng đã tập hợp và đúc rút những kinh nghiệm phân tích quỹ đạo
được tích lũy trong suốt quá trình làm việc và học tập tại “ Đài điều khiển vệ tinh
Vinasat-1”. Đề tài này cũng sẽ đóng vai trò là tài liệu tham khảo, góp phần hữu ích
cho việc giải quyết những tình huống công việc hàng ngày trong quá trình điều
khiển, giám sát hoạt động vệ tinh.
Em xin chân thành gửi lời cảm ơn tới các chuyên gia phân tích quỹ đạo: John
Baker, Kent Mitchell, Petra Toetenel cũng như lãnh đạo đài điều khiển vệ tinh
9

Phân tích và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
Vinasat-1; đặc biệt em xin gửi lời cảm ơn sâu sắc tới PGS. TS. Phạm Minh Hà đã
nhiệt tình giúp đỡ em trong quá trình tìm hiểu và nghiên cứu và hoàn thành luận văn
này.
Học viên thực hiện : Trần Thị Huyền Trang

10

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

CHƯƠNG 1: LÝ THUYẾT CHUNG PHÂN TÍCH QUỸ
ĐẠO VỆ TINH ĐỊA TĨNH
1.1. Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnh
Số lượng vệ tinh địa tĩnh ngày càng tăng nhanh mạnh mẽ. Kể từ khi vệ tinh đầu tiên

được phóng vào năm 1963, đến năm 1980 đã có trên 100 vệ tinh và trên 200 vệ tinh
vào năm 1990. Số lượng vệ tinh sẽ còn tiếp tục tăng chừng nào nhu cầu thông tin liên
lạc của con người vẫn chưa bảo hòa. Để hiểu rõ hơn về loại vệ tinh này chúng ta sẽ
định nghĩa nó một cách chi tiết như sau.
1.1.1. Quỹ đạo đồng bộ, quỹ đạo địa tĩnh
Quỹ đạo đồng bộ (Geosynchronous): là quỹ đạo có chu kỳ chính xác bằng một vòng
quay hoàn chỉnh của trái đất (23 giờ 56 phút). Mặt phẳng quỹ đạo này có thể tạo với
mặt phẳng xích đạo 1 giá trị góc nghiêng bất kỳ, và có hình dạng tròn hoặc elipse.
Quỹ đạo địa tĩnh (Geostationary) : là quỹ đạo đồng bộ tròn với góc nghiêng bằng 0°
(được đặt tại mặt phẳng xích đạo) và độ lệch tâm nhỏ.Một quỹ đạo địa tĩnh hoàn toàn
là một khái niệm chỉ có trong lý thuyết với giả thiết vệ tinh trên quỹ đạo này chỉ chịu
tác dụng từ lực hấp dẫn của trái đất và lực ly tâm của chuyển động quay của vệ tinh
xung quanh trái đất mà không chịu tác động của lực nào khác vào vệ tinh.Cùng giả
thiết trái đất là hình cầu hoàn toàn. Khi đó ta có:
Lực hấp dẫn của trái đất lên vệ tinh là : Fhd = gmM/ r2
Lực ly tâmcủa vệ tinh khi chuyển động trên quỹ đạo là: Flt = mrΨ2
Chuyển động của vệ tinh trên quỹ đạo là chuyển động tròn đều nên lực hấp dẫn phải
cân bằng với lực ly tâm :

Với tốc độ quay của trái đất Ψ = 360.985647 ˚ / 1 ngày. Nên ta suy ra bán kính của quỹ
đạo địa tĩnh r = 42164.5 (km).
Tuy nhiên một quỹ đạo địa tĩnh hoàn toàn là không có trong thực tế, do ngoài tác động
của hai lực trên vệ tinh trên quỹ đạo địa tĩnh còn chịu tác động của nhiều lực tác động
11

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
khác như lực hấp dẫn của mặt trăng, mặt trời, áp suất bức xạ mặt trời. Và thực tế là trái
đất không phải là một hình cầu hoàn toàn.
1.1.2. Vệ tinh địa tĩnh

Vệ tinh địa tĩnh là vệ tinh chuyển động trên quỹ đạo địa tĩnh mà trên quỹ đạo đó vệ
tinh gần như không chuyển động trong mối tương quan với chuyển động quay của trái
đất. Tức là khi quan sát từ một điểm trên
trái đất, thì vị trí của vệ tinh gần như
không thay đổi theo thời gian. Loại vệ
tinh này chủ yếu được sử dụng với mục
đích thông tin liên lạc, truyền thông,
ngoài ra một số cũng được dùng để quan
sát và thực hiện một số nhiệm vụ khoa
học.
Hình 1.1 Quỹ đạo địa tĩnh

Trong hoạt động thực tế của vệ tinh trên quĩ đạo địa tĩnh, do không địa tĩnh hoàn toàn
nên vệ tinh luôn chịu các lực tác dụng làm lệch ra khỏi vị trí danh định của nó. Do vậy
khi vận hành và khai thác vệ tinh chúng ta luôn thường xuyên theo dõi những thay đổi
về vị trí này để thực hiện những điều chỉnh kịp thời.
a) Những ưu điểm và nhược điểm của vệ tinh quỹ đạo địa tĩnh
Vệ tinh địa tĩnh chuyển động trên quỹ đao địa tĩnh có một số ưu điểm sau:
• Luôn xuất hiện cùng một vị trí trên bầu trời với 1 trạm mặt đất nên dễ dàng cho
việc điều khiển.
• Có kết nối thẳng liên tục
• Có thể nhìn thấy vùng phủ sóng từ khoảng +/-81.3 vĩ độ, vùng phủ sóng hiệu
quả tối đa cho hệ thống thông là xấp xỉ +/-70 vĩ độ. Số lượng lớn anten đơn giản
có thể được định hướng tới vệ tinh với độ tin cậy cao (được sử dụng trong
truyền hình quảng bá trực tiếp).
Tuy nhiên, vệ tinh địa tĩnh cũng có một số nhược điểm:
• Vệ tinh địa tĩnh có đường truyền xa tới mặt đất.
• Trên quỹ đạo chi phí tên lửa phóng đẩy vệ tinh trên một đơn vị khối lượng cao.
• Tầm nhìn của vệ tinh địa tĩnh bị hạn chế trong vùng địa cực.
12

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
b) Nhiệm vụ của vệ tinh địa tĩnh, cụ thể cho Vinasat-1
Vinasat-1, vệ tinh đầu tiên của Việt Nam là vệ tinh địa tĩnh hoạt động trên quỹ đạo địa
tĩnh tại vị trí 132° kinh độ Đông với kinh độ chính xác là: 131.94+/- 0.04 độ Đông.
Nhiệm vụ chính của Vinasat-1 là cung cấp các dịch vụ truyền hình, thông tin liên lạc
cho Việt nam và các nước Đông nam á khác, Ấn Độ, Nhật Bản và Australia.
1.2. Các thông số quỹ đạo.
1.2.1. Hệ tọa độ
Nhiều hệ tọa độ được sử dụng tương ứng với từng khía cạnh tính toán khi vệ tinh trong
sự tác động của các yếu tố gây nhiễu.
Những yêu cầu cần thiết đòi hỏi phải xác định hệ tọa độ để chỉ rõ vị trí tức thời của vệ
tinh:
• Để đảm bảo rằng vệ tinh thỏa mãn yêu cầu địa tĩnh, có vị trí tương quan trong
mối liên hệ với vị trí trái đất;
• Để có thể tập hợp dữ liệu đo xa phục vụ việc xác định quỹ đạo vệ tinh, vị trí vệ
tinh tương quan với vị trí trạm mặt đất.
• Phương trình chuyển động mô tả quỹ đạo bay của vệ tinh chỉ thỏa mãn trong
một hệ quán tính.
• Vị trí của mặt Trời, mặt Trăng phải được mô phỏng trong một hệ tọa độ đã biết
sao cho lực hấp dẫn của chúng lên vệ tinh có thể được tính toán đến.
Những yêu cầu này không thể được thỏa mãn bởi một hệ tọa độ vì vậy người ta phải
đưa ra nhiều loại hệ tọa độ phù hợp với từng yêu cầu trên.Tuy nhiên, đối với vệ tinh địa
tĩnh việc định nghĩa một hệ tọa độ sẽ dễ dàng hơn so với các loại vê tinh khác. Lí do là
vị trí địa tĩnh được định nghĩa trong cùng một hệ tọa độ thì sự đo đạc được thực hiện dễ
dàng chuyển đổi hơn.
Có bốn hệ trục tọa độ được sử dụng cho việc điều khiển và xác định tư thế của vệ tinh
địa tĩnh: Hệ tọa độ quán tính địa tâm, hệ tọa độ vệ tinh (là hệ tọa độ lấy vệ tinh làm
gốc), hệ tọa độ quĩ đạo, và hệ tọa độ đích Sau đây chúng ta sẽ đi nghiên cứu các hệ tọa

độ này.

13

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
a) Hệ tọa độ quán tính địa tâm (ECI)
Hệ tọa độ quán tính địa tâm là hệ tọa độ tham chiếu được sử dụng cho lịch thiên văn
mặt trời và lịch thiên văn vệ tinh, hệ tọa độ này gồm có 3 trục XECI, YECI, ZECI. Hệ tọa
độ này có hướng không đổi trong không gian quán tính. Hệ thống xác định tư thế sẽ
tính toán các phép chuyển đổi từ hệ tọa độ quán tính sang hệ tọa độ vệ tinh.
Trong hệ tọa độ quán tính địa tâm, trục XECI có hướng song song với giao điểm của
mặt phẳng xích đạo của trái đất và mặt phẳng hoàng đạo (quĩ đạo trái đất quanh mặt
trời). Trục dương của XECI theo hướng từ trái đất tới mặt trời tại điểm xuân phân (Ngày
đầu tiên của mùa xuân trên bán cầu bắc). Trục ZECI có phương trùng với phương đường
thẳng nối cực nam và cực bắc của trái đất. Trục YECI sẽ hình thành một hình chóp
“bên tay phải” như hình vẽ dưới. Vì bản thân trái đất không phải là cố định quán
tính (trục quay của nó chuyển động tịnh tiến chậm so với một ngôi sao cố định),
nên hệ tọa độ địa tâm phải được gắn với một thời điểm thời gian nhất định. Đối
với vệ tinh, hệ tọa độ địa tâm được xác định theo hướng của trái đất tại trưa ngày
1 tháng 1 năm 2000. Đây cũng chính là thời điểm tham chiếu “0” của đồng hồ trên
vệ tinh.

Hình 1.2: Hệ tọa độ địa tâm

b) Hệ tọa độ vệ tinh
Hệ tọa độ tâm vệ tinh (XB, YB, ZB ) được gắn cố định so với vệ tinh và quay cùng với
vệ tinh. Gốc của hệ tọa độ này là tâm hình học của mặt phẳng đế trên vệ tinh. Hệ tọa độ

14

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
này là tham chiếu cho việc căn chỉnh hướng của các bộ cảm biến và các bộ giữ vai trò
điều khiển (được gọi là các bộ Actuator).

Hình 1.3: Hệ tọa độ tâm vệ tinh

Hệ tọa độ tâm vệ tinh còn là hệ tọa độ tham chiếu cho việc tính toán mô men điều
khiển. Trục XB vuông góc với mặt phẳng đế, và có hướng dương là hướng đi xa khỏi
vệ tinh. Trục YB vuông góc với mặt phía đông của vệ tinh và hướng dương là hướng về
phía đông. Trục ZB vuông góc với mặt phía bắc và cùng với hai trục kia tạo nên hình
chóp tam giác “tay phải”.
c) Hệ tọa độ quĩ đạo
Hệ tọa độ quĩ đạo định hướng trái đất (XO, YO, ZO) xác định tư thế danh định của vệ
tinh. Hướng của nó trong không gian quán tính phụ thuộc vào vị trí quĩ đạo của vệ tinh.
Phần mềm bay trên vệ tinh sẽ sử dụng lịch thiên văn trên vệ tinh và thời gian hiện tại
để xác định hệ tọa độ này.

Hình 1.4: Hệ tọa độ quĩ đạo
15

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
Trục XO hướng theo hướng thiên đỉnh, Trục ZO vuông góc với mặt phẳng quĩ đạo
dương, và trục YO hướng theo hướng của véc tơ vận tốc trong quĩ đạo tròn. Trong quĩ
đạo hoạt động, không có sai số về tư thế thì hệ tọa độ khung vệ tinh (XB, YB, ZB) sẽ
trùng với hệ tọa độ quĩ đạo (XO, YO, ZO).

Hình 1.5: Mối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâm

d) Hệ tọa độ “đích”
Trong hoạt động thông thường, hệ thống điều khiển sẽ điều chỉnh hệ tọa độ tâm vệ tinh
theo hướng của hệ tọa độ “đích” (XT, YT, ZT). Hướng của hệ tọa độ đích được xác định
là các độ lệch hướng của vệ tinh so với hệ tọa độ quĩ đạo vệ tinh. Khi không có sai lệch
về hướng của vệ tinh so với hướng mong muốn thì hệ tọa độ đích trùng với hệ tọa độ
quĩ đạo.
1.2.2. Hình dạng và các thông số xác định quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinh
a) Quỹ đạo Elip
Xét một chuyển động không chịu tác động của ngoại lực (unpertubed motion): là
chuyển động chỉ chịu ảnh hưởng của trọng lực trái đất đối xứng cầu hoàn hảo. Sử dụng
hệ tọa độ MEGSD, khi đó vị trí của vệ tinh trong hệ tọa độ này được xác định bởi véc
tơ vị trí – là một hàm của thời gian. Trọng lực của trái đất, đặt tại gốc tọa độ là vecto
lực :

và gia tốc vệ tinh là:
16

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
Nghiệm của phương trình vecto vi phân trên phụ thuộc vào giá trị của vị trí vệ tinh ( )
và vận tốc (

) của một chất điểm trên elipse, parabol hay một hyperbola với trái

đất nằm tại vị trí của một trong hai tiêu điểm. Giải phương trình vi phân này ta chỉ thu
được các nghiệm elliptic và trường hợp đặc biệt của nó tròn là phù hợp cho mục đích
hiện tại.
Xét quỹ đạo tổng hợp nằm trên mặt phẳng đi qua tâm của trái đất vì vecto momen góc
là không đổi cho tới khi đạo hàm thời gian của nó bằng 0, khi đó phương trình

mô tả gia tốc trọng trường ở trên chứa cả đạo hàm bậc 2 của .
Phương trình vi phân được chỉ ra trong mặt phẳng tọa độ cực. Thành phần góc ν (the
true anomaly) có thể dễ dàng tính được bằng cách lấy tích phân bậc 1. Kết quả thu
được là một biến độc lập, như ν trong biểu thức vi phân với thành phần bán kính r, sau
đó nó được thay bằng chính thành phần nghịch đảo của nó. Kết quả của biểu thức là
dao động điều hòa. Nghiệm của nó có thể được biểu diễn theo các thành phần quỹ đạo
a và e (dưới đây) như là hằng số của phép tích phân:
Nhìn chung, một biểu thức vecto vi phân ba chiều và 2 chiều cần 6 hằng số tích phân
để xác định nghiệm riêng của nó. Một nghiệm riêng của phương trình chuyển động của
vệ tinh được gọi là quỹ đạo và 6 hằng số tích phân có thể được gọi như 6 thành phần
quỹ đạo hoặc như là vecto trạng thái 6 chiều. Một vecto trạng thái bao gồm 3 tọa độ vị
trí và ba tọa độ vận tốc.
(x, y,z, dx/dt, dy/dt, dz/dt) = (, ) được xác định tại mỗi thời điểm thời gian. Một thời
điểm được sử dụng như là một vectơ trạng thái tham chiếu hay nhưng thành phần quỹ
đạo được gọi là epoch. Một đặc điểm quan trọng của quỹ đạo không chịu tác động là
thực tế nó nằm trên mặt phăng đi qua tâm của trái đất và có hình dạng là một ellipse có
kích thước, hình dạng và hướng không đổi trên mặt phẳng đó.
Như vậy, với một chuyển động chịu tác động, ta sẽ có thể miêu tả quỹ đạo của nó như
là một ellipse và ở đó tất cả những đặc điểm của chuyển động không chịu tác động
cũng như tính đa hướng của mặt phẳng thay đổi chậm theo thời gian, nhưng mặt phẳng
đó vẫn phải đi qua tâm của trái đất.
17

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
b) 6 thông số Kepler mô tả quỹ đạo và các đặc trưng của chúng
Như trên ta đã biết, với một chuyển động chịu tác động của các lực nhiễu xung quanh
thì quỹ đạo của nó được mô tả như là một ellipse. Dưới đây ta sẽ đưa ra 6 thông số
Kepler (a, e, i, Ω, ω, ν) như là một bộ các thông số hoàn chỉnh được sử dụng để mô tả
chuyển động của vệ tinh:

Hình 1.6 Các thành phần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse

• Bán trục chính a= semimajor axis ( km)
Trên quỹ đạo ellipse, vị trí trên quỹ đạo mà tại đó vệ tinh gần trái đất nhất được gọi là
vị trí cực cận và vị trí mà vệ tinh ở xa trái đất nhất được gọi là vị trí cực viễn. Gọi
khoảng cách tương ứng từ tâm trái đất tới các điểm cực cận và cực viễn là và. Khi
.

đó bán trục chính a được định nghĩa là:

• Độ lệch tâm e= eccentricity( đại lượng vô hướng)
Độ lệch tâm e là một đại lượng vô hướng, giá trị này sẽ chỉ ra cách mà hình dạng của
ellipse bị kéo dài ra. Nó được tính bởi công thức:
Với 0≤ e <1, nếu e =0 ta có quỹ đạo tròn. Một quỹ đạo gần địa tĩnh phải có giá trị của e
nhỏ, và với một quỹ đạo địa tĩnh hoàn hảo có e = 0.
• Ω= right ascension of ascending node (độ, hoặc radian)
18

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
Ở đây ta sẽ đưa ra định nghĩa về điểm Ascending node. Đây là điểm nằm trên đường
thẳng giao giữa mặt phẳng quỹ đạo và mặt phẳng xích đạo theo hướng đi lên của mặt
phẳng quỹ đạo vệ tinh. Gọi tia nối từ gốc tọa độ tới điểm Ascending node là tia OA,
khi đó giá trị góc Ω được định nghĩa là góc giữa trục x của hệ tọa độ (tia Ox) và tia OA
_ góc right ascension of the ascending node Ω, với 0≤ Ω ≤ 360. Ta cũng có định
nghĩa về điểm Descending node là điểm giao về hướng dương từ bắc sang nam của
mặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo, tuy nhiên nó thường không được sử dụng
như là một thành phần để xác định quỹ đạo.

Hình 1.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và các thành phần ngoài của nó

• i= góc nghiêng (độ, hoặc radian)
Góc nghiêng i là giá trị góc tạo bởi mặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo của vệ
tinh, với 0≤ i ≤ 180. Một quỹ đạo địa tĩnh phải có giá trị góc i nhỏ gần bằng 0 và với i
= 0 thì là quỹ đạo địa tĩnh hoàn hảo.
Chú ý rằng sự định hướng mặt phẳng quỹ đạo được chỉ rõ bởi hai góc i và Ω.
Vecto trực giao của mặt phẳng quỹ đạo với chiều dương theo hướng chuyển động của
vệ tinh dọc theo quỹ đạo của nó, song song với vecto momen góc và có các thành
phần:

. Vecto này được gọi là cực quĩ đạo hay vecto nghiêng I ba

chiều và hình chiếu của nó lên mặt phẳng x-y chính là vecto I hai chiều.
19

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
• Góc ω= argument of perigee (độ, hoặc radian)
Thành phần quỹ đạo thứ 5, góc argument of perigee ω là giá trị góc có định hướng,
nằm trong mặt phẳng quỹ đạo, nó được xác định từ điểm ascending node tới vị trí điểm
cực cận perigee của ellipse.
• Góc ν= true anomaly (độ, hoặc radian)
Ta thấy rằng 5 thành phần quỹ đạo đã được định nghĩa đến thời điểm này là những
thành phần có giá trị không đổi khi một quỹ đạo không bị ngoại lực tác động, trong khi
đó thành phần quỹ đạo thứ 6, góc ν, là một hàm của thời gian. Nó chỉ ra vị trí nhất thời
của vệ tinh trên elip, đó là góc từ vị trí cực cận tới vệ tinh và có đỉnh đặt tại tâm trái đất
(Xem hình 3). True anomaly thỏa mãn một phương trình khác do Kepler tìm ra:
.
Phương trình chỉ rõ rằng theo kết quả được đề cập phía trước thì momen góc của quỹ

đạo là không đổi. Bằng cách thêm tính phụ thuộc của giá trị tuyệt đối của vecto bán
kính r = | | trong biểu thức của true anomaly

ta thu được một dạng khác

của phương trình Kepler như sau:
Không thể giải được phương trình vi phân này để chỉ rõ ràng được giá trị ν trong dạng
phân tích như là hàm của thời gian nhưng có thể sử dụng quan hệ nghịch đảo. Phương
trình cho ν được tính theo đơn vị radian nhưng thông thường nó cũng có thể chuyển
sang giá trị độ như các loại góc khác khi giá trị số được sử dụng. Trong một chu trình
chuyển động của quỹ đạo, giá trị ν tăng tới 2п radian hoặc 360°. Thông thường hiệu
của ν với bội của 360° là giá trị ν cần lấy sao cho nó nằm trong khoảng từ (0 đến
360°).
Bây giờ ta có thể chỉ ra được vecto vị trí của vệ tinh thông qua 6 thông số quỹ đạo:

20

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

CHƯƠNG 2: QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢO
QUỸ ĐẠO CHO VỆ TINH ĐỊA TĨNH
2.1. Các lực nhiễu tác động lên vệ tinh địa tĩnh và ảnh hưởng của chúng
Về mặt lý thuyết, một vệ tinh hoạt động trên quĩ đạo địa tĩnh luôn quay cùng vận tốc
với trái đất do vậy khi quan sát từ mặt đất vệ tinh địa tĩnh được coi như tĩnh tại hoàn
toàn. Tuy nhiên, do một số ảnh hướng mà một vệ tinh địa tĩnh luôn có xu hướng dịch
chuyển khỏi vị trí cố định của nó trên khe quĩ đạo. Dưới đây ta sẽ xét tới các ảnh
hưởng đó.
2.1.1. Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi tư thế
• Áp suất bức xạ mặt trời và sự phát sóng của bộ phát đáp

• Các nguồn ảnh hưởng khác
2.1.2. Các nguồn gây ra các tác động làm biến đổi vị trí
• Trường hấp dẫn của trái đất
• Áp suất phát xạ tia mặt trời
• Lực hấp dẫn của mặt trăng mặt trời và các hành tinh
• Lực kéo khí quyển
2.2. Nguyên lý điều khiển vệ tinh
2.2.1. Các quy ước về lực đẩy và tên gọi các loại tên lửa tương ứng với các mặt
vệ tinh chứa chúng
Vệ tinh địa tĩnh được trang bị các thruster là các tên lửa có thể được bắn bởi các câu
lệnh mặt đất hoặc hệ thống on-board tự động để thay đổi quỹ đạo theo yêu cầu. Các
yêu cầu thường là:
• Station acquisition: điều khiển vệ tinh về vị trí quỹ đạo địa tĩnh mong muốn
ngay khi vệ tinh bắt đầu nhiệm vụ của nó.
• Station keeping: các lần maneuver phải được thực hiện theo chu kỳ trong suốt
đời vệ tinh để bù cho các nhiễu tự nhiên gây ra làm thay đổi quỹ đạo tới quỹ đạo
không địa tĩnh.
21

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1
• Station shifts: thỉnh thoảng phải được thực hiện để thay đổi giá trị longitude của
vệ tinh nếu nhiệm vụ của vệ tinh đòi hỏi.
• Re- orbiting: dịch chuyển vệ tinh từ vòng tròn địa tĩnh ở cuối cuộc đời nhiệm vụ
của nó bằng việc nâng hoặc giảm quỹ đạo của nó vài trăm km từ bán kính địa
tĩnh danh định.
Các thruster nhìn chung thường được sử dụng với Hydrazine (N2H4) _ là nhiên liệu
(fuel) thường được thiết kế để tạo ra lực đẩy 0.5 tới 20 N. Một vệ tinh nặng vài trăm kg
có thể được gia tốc khoảng 1mm/s2 và hơn thế. Hiệu suất tương tự đạt được với bipropellance chemical propulsion, nơi mà nhiên liệu (fuel) và oxidizer phản ứng với
nhau để tạo ra lực đẩy.

Các thruster được bắn sử dụng cho việc điều khiển quỹ đạo địa tĩnh theo hướng vuông
góc với mặt phẳng quỹ đạo hoặc theo hướng tiếp tuyến với quỹ đạo, hình A. Việc bắn
các thruster theo trục bán kính rất hiếm khi được sử dụng. Tuy nhiên vì những lý do
thử nghiệm khi thiết kế, đôi khi sẽ khó để xác định được các thruster nào trên vệ tinh
có thể tạo ra được hướng bắn mong muốn. Vecto lực phải đảm bảo đi qua đúng trọng
tâm của vệ tinh để không tạo ra bất kỳ momen nào. Có thể tránh việc tạo ra moment
bằng việc bắn hai thruster đồng thời. Một yêu cầu nữa là đối với anten, tấm pin mặt trời
hoặc những thiết bị nhô ra khác phải tránh khỏi sự phá hủy bởi ảnh hưởng của luồng
khí nóng bắn ra từ các thruster khi bắn. Có thể gây ra lực ở hướng không mong muốn
làm giảm ảnh hưởng của maneuver và có thể cũng phải bù bởi thêm các maneuver.
Một số quy ước được đặt ra như sau:
Maneuver tạo ra lực vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo được gọi là lực đẩy ngoài mặt
phẳng (out – of – plane thrust), lực đẩy theo hướng Bắc-Nam (NS thrust)hay điều
khiển góc nghiêng (inclination maneuver). Thường được sử dụng để định hướng cho
mặt phẳng quỹ đạo, nó thay đổi góc nghiêng (inclination) và điểm ascending
(ascending node). Một lực bắn inclination hay NS được sử dụng để thay đổi mặt phẳng
của quỹ đạo nghĩa là làm thay đổi vecto i và các thành phần (i, Ω). Một lực đẩy thrust
được gọi là North thrust nếu nó được thực hiện bởi các thruster trên mặt south của vệ
tinh (hình A), tạo ra giá trị ∆

hướng theo hướng North. Lực theo hướng ngược lại

được gọi là South thrust.

22

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

Hình 2.1 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Bắc, Nam

Maneuver tạo ra lực đẩy theo hướng tiếp tuyến với quỹ đạo được gọi là lực đẩy hướng
chuyển động (along- track thrust), lực đẩy theo hướng Đông Tây (EW thrust)hay
làlongitude maneuver. Nó làm thay đổi giá trị bán trục chính semimajor axis(a) của
quỹ đạo, gia tốc kinh độ (longitude drift rate) và vecto độ lệch tâm. Lực đẩy theo
hướng bán kính chỉ thay đổi vecto độ lệch tâm nhưng chỉ bằng một nửa so với lực như
vậy nhưng theo hướng tiếp tuyến vì vậy nó không được sử dụng hiệu quả cho
maneuver điều chỉnh ecc của quỹ đạo theo cách này. Lực đẩy theo hướng bán kinh hay
theo hướng along- track đều được gọi chung là maneuver in-plane. Hệ tọa độ ba trục
của vệ tinh, trong đó có một mặt hướng về trái đất có thể tạo ra lực đẩy theo hướng bay
bởi các thruster được đặt trên mặt phía west. Trường hợp này được gọi là EAST
THRUST và tương ứng có giá trị ∆V dương. Trường hợp ngược lại được gọi là WEST
THRUST với ∆V âm. Trên trục quay của vệ tinh (vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo)
_hình B, east hay west thrust xác định bởi những xung bắn trong suốt vòng quay. Phần
ảnh hưởng tích lũy lên vệ tinh của các xung này được chỉ ra bởi giá trị ∆V nếu tổng
thời gian diễn ra maneuver là ngắn đối với vòng quay của quỹ đạo.

23

Quy trình phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1

Hình 2.2 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên các tên lửa trên mặt Đông, Tây

Việc thực hiện các lần điều khiển (maneuver stationkeeping) sẽ dẫn tới sự thay đổi quỹ
đạo của vệ tinh nhằm đảm bảo duy trì một quỹ đạo gần địa tĩnh mong muốn (vị trí vệ
tinh được điều chỉnh để đảm bảo luôn chỉ về cùng một điểm (trên bề mặt trái đất)
hướng về phía trái đất).
Để tạo ra sự thay đổi quỹ đạo thực chất phải có sự trao đổi lực (momentum) giữa vệ
tinh và tên lửa đẩy. Việc thay đổi quỹ đạo nghĩa là thay đổi vận tốc (∆V) – vị trí chỉ

được điều chỉnh chính bằng đạo hàm của nó theo thời gian.
Gọi Isp (Specific Impulse) : tỉ số lực đẩy trên tốc độ tiêu tốn nhiên liệu, khi đó ta có
biểu thức cơ bản của lực đẩy rocket trong không gian_ “Rocket Equation” (Vận tốc
thay đổi đạt được không tuyến tính với nhiên liệu tiêu tốn)

⎡M ⎤
⎡ Minitial ⎤
∆V = g ⋅ Isp ⋅ Loge ⎢ initial ⎥ = g ⋅ Isp ⋅ Loge ⎢
⎥
⎢⎣ Mfinal ⎥⎦
⎢⎣ Minitial −Mfuel ⎥⎦
2.2.2. Các quá trình điều khiển vệ tinh địa tĩnh
Đối với vệ tinh địa tĩnh Vinasat 1, đã được phân chia vùng giới hạn riêng với kinh độ
dịch chuyển từ 131.89˚E tới 131.99 ˚E, có hai loại điều khiển được sử dụng để điều
khiển quỹ đạo vệ tinh: đó là Điều khiển theo hướng Bắc Nam (NSSK) và Điều khiển
theo hướng Đông Tây (EWSK)

24

…………………………………………………………………………………………… 111.1. Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnh ………………………………………………….. 111.1.1. Quỹ đạo đồng điệu, quỹ đạo địa tĩnh …………………………………………….. 111.1.2. Vệ tinh địa tĩnh ………………………………………………………………………… 12 a ) Những ưu điểm và điểm yếu kém của vệ tinh quỹ đạo địa tĩnh …………….. 12 b ) Nhiệm vụ của vệ tinh địa tĩnh, đơn cử cho Vinasat-1 ………………………… 131.2. Các thông số kỹ thuật quỹ đạo …………………………………………………………………… 131.2.1. Hệ tọa độ ………………………………………………………………………………… 13 a ) Hệ tọa độ quán tính địa tâm ( ECI ) …………………………………………………. 14 b ) Hệ tọa độ vệ tinh …………………………………………………………………………. 14 c ) Hệ tọa độ quĩ đạo ………………………………………………………………………… 15 d ) Hệ tọa độ “ đích ” …………………………………………………………………………. 161.2.2. Hình dạng và những thông số kỹ thuật xác lập quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinh …… 16 a ) Quỹ đạo Elip ………………………………………………………………………………. 16 b ) 6 thông số kỹ thuật Kepler miêu tả quỹ đạo và những đặc trưng của chúng …………… 18CH ƯƠNG 2 : QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢO QUỸ ĐẠO CHO VỆTINH ĐỊA TĨNH …………………………………………………………………………………………. 212.1. Các lực nhiễu tác động ảnh hưởng lên vệ tinh địa tĩnh và tác động ảnh hưởng của chúng …. 212.1.1. Các nguồn gây ra những ảnh hưởng tác động làm biến hóa tư thế ………………………. 212.1.2. Các nguồn gây ra những tác động ảnh hưởng làm biến hóa vị trí ………………………… 212.2. Nguyên lý điều khiển và tinh chỉnh vệ tinh ………………………………………………………… 212.2.1. Các quy ước về lực đẩy và tên gọi những loại tên lửa tương ứng với cácmặt vệ tinh chứa chúng ………………………………………………………………………….. 212.2.2. Các quy trình điều khiển và tinh chỉnh vệ tinh địa tĩnh …………………………………….. 24 a ) Điều khiển theo hướng Bắc – Nam ……………………………………………….. 25 b ) Điều khiển theo hướng Đông-Tây …………………………………………………. 352.3. Các hoạt động giải trí tinh chỉnh và điều khiển tương hỗ ……………………………………………………. 462.3.1. Điều khiển vệ tinh trong box số lượng giới hạn ………………………………………… 462.3.2. Chương trình máy tính tương hỗ ……………………………………………………. 482.3.3. Hiện tượng che khuất ……………………………………………………………….. 492.3.4. Đặc điểm những vệ tinh địa tĩnh cùng vị trí ( Co-located ) ………………….. 51 a ) Không thống kê giám sát tránh va chạm ……………………………………………………… 54P hân tích và điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1b ) Kiểm tra va chạm cho những vệ tinhco-located mà không cùng tọa độ ….. 54 c ) Phân chia co-location …………………………………………………………………… 54 d ) Đặt “ đích ” cho mỗi hoạt động giải trí tinh chỉnh và điều khiển ( Station Keeping_SK ) ………. 552.3.5. Các giải pháp phân tách tinh chỉnh và điều khiển cho những vệ tinh cùng vị tríkinh độ ( co-located ) ………………………………………………………………………………. 56 a ) Phương pháp 1 : Phân chia trọn vẹn theo kinh độ ( longitude ) …………. 57 b ) Phương pháp 2 : Phân chia kinhđộ longitude trong suốt quy trình trôi …. 57 c ) Phương pháp 3 : Phân chia longitude theo sự giao động của độ lệch tâm ( eccentricity ) ……………………………………………………………………………………… 58 d ) Phương pháp 4 : Phân chia trong mặt phẳng quỹ đạo theo vecto độ lệchtâm ( eccentricity ) ……………………………………………………………………………….. 60 e ) Phương pháp 5 : Kết hợp phân loại inclination và eccentricity trong mặtphẳng kinh tuyến ………………………………………………………………………………… 64CH ƯƠNG 3 : QUY TRÌNH PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO VỆ TINH VINASAT-1VỚI OASYS …………………………………………………………………………………………… 663.1. Giới thiệu chung về ứng dụng OASYS ………………………………………… 663.2. Các định nghĩa và quy ước …………………………………………………………… 663.2.1. Các định nghĩa ………………………………………………………………………… 66 a ) Cơ sở tài liệu và cách phân loại : Binary Database, ASCII Database ….. 66 b ) Bảng lịch thiên văn của quỹ đạo vệ tinh : Ephemeris ……………………….. 67 c ) Các loại file tài liệu đầu ra ……………………………………………………………. 68 d ) Các loại file tài liệu nguồn vào : Tracking file, TAC file, Temperature và Pressure file, NOR file, Drag file, Config file. ……………………………………….. 69 e ) Ba quỹ đạo tạo ra trong nghiên cứu và phân tích : Plan Orbit, Reconstruction Orbit, ODOrbit. ………………………………………………………………………………………………… 693.2.2. Các quy ước ……………………………………………………………………………. 703.3. Chu kì điều khiển và tinh chỉnh và số lượng giới hạn lao lý vệ tinh Vinasat-1 ………………… 703.4. Các quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo ……………………………………………………. 713.4.1. Lập kế hoạch cho một quy trình tinh chỉnh và điều khiển …………………………………. 71 a ) Quá trình lập kế hoạch cho điều khiển và tinh chỉnh Bắc – Nam ( NSSK ) ……………….. 71 b ) Quá trình lập kế hoạch cho tinh chỉnh và điều khiển Đông – Tây ( EWSK ) ……………… 753.4.2. Tính toán lại nguyên vật liệu và hiệu suất sau tinh chỉnh và điều khiển ( quá trìnhReconstruction ) …………………………………………………………………………………….. 813.4.3. Phân tích và xác lập quỹ đạo sau một quy trình điều khiển và tinh chỉnh ( quá trìnhOrbit Determination ) ……………………………………………………………………………… 853.5. Cập nhật đường cong Áp suất-Nhiệt độ …………………………………………. 903.6. Cập nhật vị trí cho vệ tinh ( Ephemeris Upload ) : ……………………………… 923.7. Dự đoán những sự kiện cho vệ tinh và anten ………………………………………. 943.7.1. Dự đoán cho Vệ tinh ………………………………………………………………… 94P hân tích và điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1a ) Dự đoán sự xâm nhập của mặt trăng, mặt trời, Dự kiến sự che khuất củamặt trăng toàn cầu với mặt trời ………………………………………………………………. 94 b ) Dự đoán vị trí tương đối của Vinasat-1 với những vệ tinh lân cận, đánh giávà xử lý khi ngoài số lượng giới hạn bảo vệ. ………………………………………………… 963.7.2. Dự đoán cho Anten ………………………………………………………………….. 97 a ) Dự đoán thông số kỹ thuật xác định cho anten ………………………………………………. 97 b ) Dự đoán nhiễu bước sóng tia mặt trời lên anten ( Sun Outage ) ………….. 97CH ƯƠNG 4 : MÔ PHỎNG SỰ THAY ĐỔI CÁC THÀNH PHẦN QUỸ ĐẠOQUA ĐIỀU KHIỂN CỦA VỆ TINH VINASAT-1 ………………………………………….. 994.1. Công cụ mô phỏng quy trình vận động và di chuyển của vệ tinh trên quỹ đạo : Vinasat_Plots …………………………………………………………………………………………… 994.1.1. Cơ sở và mục tiêu ……………………………………………………………………. 994.1.2. Ứng dụng mô phỏng ………………………………………………………………… 994.1.3. Giải thuật mô phỏng : ……………………………………………………………… 1004.1.4. Kết quả và nghiên cứu và phân tích ………………………………………………………………. 100 a ) Bảng dữ liệu nguồn vào …………………………………………………………………. 100 b ) Tính toán giá trị Inclination, Longtitude : …………………………………….. 101 c ) Kết quả mô phỏng ……………………………………………………………………… 1024.2. Kinh nghiệm nghiên cứu và phân tích ………………………………………………………………. 1044.2.1. Sử dụng tài liệu đo xa từ trạm dự trữ khi trạm chính không làmviệc1044. 2.2. Thay đổi kế hoạch tinh chỉnh và điều khiển khi có sự cố ( gồm có cả kì nghỉ ) ….. 104 a ) Sự cố xảy ra giật mình ………………………………………………………………….. 104 b ) Sự cố được báo trước …………………………………………………………………. 1054.2.3. Xử lí khi quỹ đạo gần rìa và ra ngoài số lượng giới hạn pháp luật ……………… 105K ẾT LUẬN ………………………………………………………………………………………………. 108T ÀI LIỆU THAM KHẢO …………………………………………………………………………… 109PH Ụ LỤC 1 : CÁC REPORT CỦA QUÁ TRÌNH PHÂN TÍCH …………………….. 1101. Plan report ……………………………………………………………………………………….. 1102. Reconstruction report ………………………………………………………………………… 1143. OD Report ……………………………………………………………………………………….. 1174. Event Prediction Report …………………………………………………………………….. 1225. Các command argument files ……………………………………………………………… 123 a ) NSSK ………………………………………………………………………………………. 123 b ) EWSK ……………………………………………………………………………………… 124PH Ụ LỤC 2 : THỜI GIAN BIỂU PHÒNG PHÂN TÍCH QUỸ ĐẠO ………………. 125P hân tích và điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1LỜI CAM ĐOANTôi tên là Trần Thị Huyền Trang – học viên lớp Cao học Kỹ thuật điện tử 2 – Khoá2008-2010 – Khoa Điện tử viễn thông – Trường Đại học Bách Khoa Thành Phố Hà Nội. Tôi xincam đoan bản luận văn thạc sỹ khoa học này do tôi tự làm, không sao chép nguyênbản của ai. Các nguồn tài liệu là do tôi tích lũy và dịch từ những tài liệu chuẩn nướcngoài. Số liệu trong bản luận văn này là số liệu trong thực tiễn, không bịa đặt. Nếu có bất kể sai phạm nào tôi xin chịu nghĩa vụ và trách nhiệm trước hội đồng tốt nghiệp vànhà trường. Học viên cao học : Trần Thị Huyền TrangPhân tích và điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1DANH MỤC TỪ VIẾT TẮTADAttitude DetermineXác định tư thếADJAdjust TAC fileDữ liệu sau điều chỉnhAMFApogee MotorĐộng cơ bắn tại điểm cựcviễnASCIIAmerican Standard Code forInformation InterchangeBộ mã tiêu chuẩn Mỹ cho traođổi thông tinBMBackward ManeuverLần điều khiển và tinh chỉnh trướcCMCenter of MassTrọng tâmCOBCenter Of BoxQuỹ đạo danh địnhDMDDemand TAC fileDữ liệuECCEcentricityĐộ lệch tâmECFEarth Centered FixedHệ tọa độ lấy tâm toàn cầu cốđịnhECIEarth Centered InertialHệ tọa độ địa tâmEPHEphemerisBảng trạng thái vệ tinhEWSKEast West StationKeepingĐiều khiển Đông TâyGSAMGeostationary Analysis ModuleHệ thống nghiên cứu và phân tích địa tĩnhINCInclinationĐộ nghiêngISIIntegral Systems IncorporatedTên công tyLMLockheed MartinTên công tyNOR / NORADNorth American AerospaceDefense CommandCơ quan hàng không vũ trụBắc MỹPhân tích và tinh chỉnh và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1NSSKNorth South StattionKeepingĐiều khiển Bắc NamOASYSOrbit Analysis SYStemHệ thống nghiên cứu và phân tích quỹ đạoODOrbit DeterminationXác định quỹ đạoONTOntime TAC fileDữ liệu thực tếOPROrbit Plane RadialMặt phẳng quỹ đạo bán kínhOPSOrbit Plane SolarMặt phẳng quỹ đạo mặt trờiOPTOrbit Plane TangenialMặt phẳng quỹ đạo tiếp tuyếnPVTPressure / Volume / TemperatureÁp suất / Thể tích / Nhiệt độPMPresent ManeuverLần điều khiển và tinh chỉnh hiện tạiRARight AscensionGóc tăng phảiRCSReaction Control SystemHệ thống điều khiển và tinh chỉnh phản lựcREARocket Engine AssemblyThiết bị động cơ tên lửaRWAReaction Wheel AssemblyThiết bị bánh xe phản lựcSASolar ArrayTấm mặt trờiSKStation KeepingThực hiện tinh chỉnh và điều khiển tại trạmSRPSolar Radiation PressureÁp suất phát xạ mặt trờiTACThruster Attitude ControlĐiều khiển tư thế tên lửaTLETwo – Line ElementThành phần hai dòngTOTransfer OrbitQuỹ đạo chuyển tiếpPhân tích và tinh chỉnh và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1MỤC LỤC HÌNH VẼHình 1.1 Quỹ đạo địa tĩnh ……………………………………………………………………………. 12H ình 1.2 : Hệ tọa độ địa tâm ………………………………………………………………………….. 14H ình 1.3 : Hệ tọa độ tâm vệ tinh …………………………………………………………………….. 15H ình 1.4 : Hệ tọa độ quĩ đạo ………………………………………………………………………….. 15H ình 1.5 : Mối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâm ………. 16H ình 1.6 Các thành phần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse ……………. 18H ình 1.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và những thành phần ngoài của nó …………. 19H ình 2.1 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên những tên lửa trên mặt Bắc, Nam ………….. 23H ình 2.2 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên những tên lửa trên mặt Đông, Tây ………… 24H ình 2.3 Các thành phần véc-tơ tác động ảnh hưởng tới quỹ đạo ………………………………….. 26H ình 2.4 Quỹ đạo toàn cầu xung quanh mặt trời ………………………………………………… 1H ình 2.5 Sự đổi khác mặt phẳng quỹ đạo bởi North Thrust, tạo ∆ V > 0. …………….. 27H ình 2.6 Hình chiếu những thành phần véc tơ độ nghiêng lên mặt phẳng quỹ đạo …… 28H ình 2.7 Ảnh hưởng va chạm của lực những lực đẩy lên cánh pin mặt trời tại những thờiđiểm trong năm …………………………………………………………………………………………… 30H ình 2.8 Sự đổi khác của hình chiếu véc tơ i sau 1 năm …………………………………… 31H ình 2.9 Sự đổi khác của hình chiếu véc tơ i sau 15 năm …………………………………. 32H ình 2.10 Sự thay đổiđộ nghiêng hàng năm và ∆ V nhu yếu …………………………….. 32H ình 2.11 Hệ tọa độ xác lập vị tác động ảnh hưởng của hiện tượng kỳ lạ coupling ……………….. 33H ình 2.12 Ảnh hưởng của cross-coupling tới độ lệch tâm ……………………………….. 33H ình 2.13 Sự đổi khác trọng tâm của vệ tinh ………………………………………………….. 34H ình 2.14 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục x ……………………………………………. 35H ình 2.15 Độ lớn của Cross-Coupling theo trục y …………………………………………… 35H ình 2.16 Sự đổi khác của kinh độ sau những lần tinh chỉnh và điều khiển Đông-Tây ………………… 36H ình 2.17 Sự thay của vận tốc trôi sau những lần điều khiển và tinh chỉnh Đông-Tây ………………….. 36H ình 2.18 Sự thay của độ lệch tâm sau những lần điều khiển và tinh chỉnh Đông-Tây ……………….. 37H ình 2.19 Chu kì điều khiển và tinh chỉnh vệ tinh ………………………………………………………………. 38H ình 2.20 Quá trình bắn theo hướng Đông và hướng Tây ……………………………….. 38H ình 2.21 Sự đổi khác của vận tốc trôi trong quy trình điều khiển và tinh chỉnh Đông-Tây 2 phần39Hình 2.22 Sự đổi khác của kinh độ trong quy trình thực thi tinh chỉnh và điều khiển Đông – Tây2 phần ………………………………………………………………………………………………………… 39H ình 2.23 Lực đẩy theo hướng Đông với ba trục cố định và thắt chặt của vệ tinh được nhìn từcực Bắc ………………………………………………………………………………………………………. 40H ình 2.24 Lực đẩy theo hướng Đông ở chính sách xung với một trục quay cố định và thắt chặt đượcnhìn từ cực Bắc …………………………………………………………………………………………… 40H ình 2.25 Sự lan rộng ra quỹ đạo khi sử dụng Lực đẩy hướng Đông ……………………. 41H ình 2.26 Sự đổi khác độ trôi kinh độ do Lực đẩy hướng Đông ………………………… 43P hân tích và tinh chỉnh và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Hình 2.27 Sự đổi khác của độ lệch tâm và độ trôi theo thời hạn ………………………… 46H ình 2.28 Mô tả mạng lưới hệ thống tọa độ trên vệ tinh ………………………………………………….. 47H ình 2.29 Hệ thống tinh chỉnh và điều khiển tư thế của vệ tinh. …………………………………………… 48H ình 2.30 Hiện tượng che khuất bởi mặt trăng ………………………………………………… 49H ình 2.31 Ảnh hưởng của những mùa tới hoạt động giải trí của vệ tinh ……………………………. 50H ình 2.32 Hai quỹ đạo có độ nghiêng khác nhau ( vecto độ nghiêng _inclination ) giao nhau tại hai điểm ………………………………………………………………………………….. 51H ình 2.33 SK đối sánh tương quan giữa hai vệ tinh với một phần deadband longitude chồnglên nhau trong suốt một quy trình longitude. …………………………………………………… 58H ình 2.34 Hai vệ tinh co-location theo giải pháp 3 với một phần deadbandchồng lên nhau với xê dịch của longitude bị ảnh hưởng tác động từ ecc ……………………….. 59H ình 2.35 Hai vệ tinh Co-location theo giải pháp 3 trong 3 ngày, bộc lộ hìnhchiếu xê dịch của vệ tinh lên mặt phẳng xích đạo. ………………………………………… 59H ình 2.36 Phân chia mặt phẳng xích đạo theo ecc. ………………………………………….. 61H ình 2.37 Sự phân loại giống như trong hình 2.42, nhưng ở đây chỉ ra sự chuyểnđộng của vệ tinh 1 đối sánh tương quan với vệ tinh 2 trong mạng lưới hệ thống hoạt động quanh tráiđất. …………………………………………………………………………………………………………….. 62H ình 2.38 Hai, ba và bốn vệ tinh co-location được phân loại mặt phẳng quỹ đạotheo ecc, chiêu thức 4. ……………………………………………………………………………… 63H ình 4.1 Đồ thị sự đổi khác của kinh độ quỹ đạo …………………………………………… 102H ình 4.2 Đồ thị sự biến hóa của độ nghiêng quỹ đạo ………………………………………. 102H ình 4.3 Đồ thị sự đổi khác của độ nghiêng quỹ đạo trong cả năm …………………… 103H ình 4.4 Đồ thị biểu lộ sự đổi khác của kinh độ vệ tinh trong cả năm …………….. 104H ình 4.5 Trường hợp độ nghiêng ở rìa vòng tròn tới hạn ……………………………….. 106H ình 4.6 Trường hợp độ trôi ở rìa vòng tròn tới hạn ……………………………………… 106P hân tích và tinh chỉnh và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1LỜI MỞ ĐẦUVinasat-1 là vệ tinh viễn thông địa tĩnh tiên phong của Nước Ta được phóng vào vũtrụ lúc 22 giờ 16 phút ngày 18 tháng 4 năm 2008. Vinasat-1 được đưa vào hoạtđộng, không riêng gì bảo vệ năng lực phân phối những dịch vụ viễn thông – thông tin đếnmọi miền Tổ quốc kể cả vùng sâu, vùng xa, hải đảo ; mà còn giúp hoàn thành xong hạ tầngviễn thông vương quốc, khẳng định chắc chắn chủ quyền lãnh thổ của Nước Ta trong khoảng trống. Để hoàn toàn có thể sử dụng và khai thác được vệ tinh một cách hiệu suất cao thì quy trình điềukhiển vệ tinh là vô cùng quan trọng, nhằm mục đích bảo vệ vệ tinh nằm trong quỹ đạo tốiưu. Quá trình điều khiển và tinh chỉnh vệ tinh có hai quy trình chính : ( 1 ) Dự đoán, xác lập quỹđạo ; ( 2 ) Gửi lệnh tinh chỉnh và điều khiển và giám sát trạng thái của vệ tinh ; trong đó quá trìnhdự đoán quỹ đạo gồm có việc giám sát và nghiên cứu và phân tích những tài liệu tích lũy từ hệthống thời hạn thực và đưa lại mạng lưới hệ thống này những thông số kỹ thuật thiết yếu cho quá trìnhđiều khiển. Nhằm Giao hàng việc làm thực tiễn trong việc Dự kiến, điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo về tinhVinasat-1, luận văn với đề tài : “ Phân tích, điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh vàứng dụng vào vệ tinh Vinasat-1 ” đã được thiết kế xây dựng và triển khai xong với 4 phầnchính : – Chương 1 : Lý thuyết chung nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh địa tĩnh – Chương 2 : Quá trình điều khiển và tinh chỉnh bảo vệ quỹ đạo cho vệ tinh địa tĩnh – Chương 3 : Quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1 với OASYS – Chương 4 : Mô phỏng sự biến hóa những thành phần quỹ đạo qua điều khiểncủa vệ tinh Vinasat-1Trong đề tài, em cũng đã tập hợp và đúc rút những kinh nghiệm tay nghề nghiên cứu và phân tích quỹ đạođược tích góp trong suốt quy trình thao tác và học tập tại “ Đài điều khiển và tinh chỉnh vệ tinhVinasat-1 ”. Đề tài này cũng sẽ đóng vai trò là tài liệu tìm hiểu thêm, góp thêm phần hữu íchcho việc xử lý những trường hợp việc làm hàng ngày trong quy trình điềukhiển, giám sát hoạt động giải trí vệ tinh. Em xin chân thành gửi lời cảm ơn tới những chuyên viên nghiên cứu và phân tích quỹ đạo : JohnBaker, Kent Mitchell, Petra Toetenel cũng như chỉ huy đài tinh chỉnh và điều khiển vệ tinhPhân tích và tinh chỉnh và điều khiển quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Vinasat-1 ; đặc biệt quan trọng em xin gửi lời cảm ơn thâm thúy tới PGS. TS. Phạm Minh Hà đãnhiệt tình trợ giúp em trong quy trình tìm hiểu và khám phá và điều tra và nghiên cứu và triển khai xong luận vănnày. Học viên triển khai : Trần Thị Huyền Trang10Quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1CHƯƠNG 1 : LÝ THUYẾT CHUNG PHÂN TÍCH QUỸĐẠO VỆ TINH ĐỊA TĨNH1. 1. Vệ tinh địa tĩnh, quỹ đạo địa tĩnhSố lượng vệ tinh địa tĩnh ngày càng tăng nhanh can đảm và mạnh mẽ. Kể từ khi vệ tinh đầu tiênđược phóng vào năm 1963, đến năm 1980 đã có trên 100 vệ tinh và trên 200 vệ tinhvào năm 1990. Số lượng vệ tinh sẽ còn liên tục tăng chừng nào nhu yếu thông tin liênlạc của con người vẫn chưa bảo hòa. Để hiểu rõ hơn về loại vệ tinh này tất cả chúng ta sẽđịnh nghĩa nó một cách chi tiết cụ thể như sau. 1.1.1. Quỹ đạo đồng nhất, quỹ đạo địa tĩnhQuỹ đạo đồng điệu ( Geosynchronous ) : là quỹ đạo có chu kỳ luân hồi đúng mực bằng một vòngquay hoàn hảo của toàn cầu ( 23 giờ 56 phút ). Mặt phẳng quỹ đạo này hoàn toàn có thể tạo vớimặt phẳng xích đạo 1 giá trị góc nghiêng bất kể, và có hình dạng tròn hoặc elipse. Quỹ đạo địa tĩnh ( Geostationary ) : là quỹ đạo đồng điệu tròn với góc nghiêng bằng 0 ° ( được đặt tại mặt phẳng xích đạo ) và độ lệch tâm nhỏ. Một quỹ đạo địa tĩnh hoàn toànlà một khái niệm chỉ có trong kim chỉ nan với giả thiết vệ tinh trên quỹ đạo này chỉ chịutác dụng từ lực mê hoặc của toàn cầu và lực ly tâm của hoạt động quay của vệ tinhxung quanh toàn cầu mà không chịu tác động ảnh hưởng của lực nào khác vào vệ tinh. Cùng giảthiết toàn cầu là hình cầu trọn vẹn. Khi đó ta có : Lực mê hoặc của toàn cầu lên vệ tinh là : Fhd = gmM / r2Lực ly tâmcủa vệ tinh khi hoạt động trên quỹ đạo là : Flt = mrΨ2Chuyển động của vệ tinh trên quỹ đạo là hoạt động tròn đều nên lực mê hoặc phảicân bằng với lực ly tâm : Với vận tốc quay của toàn cầu Ψ = 360.985647 ˚ / 1 ngày. Nên ta suy ra nửa đường kính của quỹđạo địa tĩnh r = 42164.5 ( km ). Tuy nhiên một quỹ đạo địa tĩnh trọn vẹn là không có trong trong thực tiễn, do ngoài tác độngcủa hai lực trên vệ tinh trên quỹ đạo địa tĩnh còn chịu tác động ảnh hưởng của nhiều lực tác động11Quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1khác như lực mê hoặc của mặt trăng, mặt trời, áp suất bức xạ mặt trời. Và thực tiễn là tráiđất không phải là một hình cầu trọn vẹn. 1.1.2. Vệ tinh địa tĩnhVệ tinh địa tĩnh là vệ tinh hoạt động trên quỹ đạo địa tĩnh mà trên quỹ đạo đó vệtinh gần như không hoạt động trong mối đối sánh tương quan với hoạt động quay của tráiđất. Tức là khi quan sát từ một điểm trêntrái đất, thì vị trí của vệ tinh gần nhưkhông đổi khác theo thời hạn. Loại vệtinh này đa phần được sử dụng với mụcđích thông tin liên lạc, truyền thông online, ngoài những 1 số ít cũng được dùng để quansát và thực thi một số ít trách nhiệm khoahọc. Hình 1.1 Quỹ đạo địa tĩnhTrong hoạt động giải trí trong thực tiễn của vệ tinh trên quĩ đạo địa tĩnh, do không địa tĩnh hoàn toànnên vệ tinh luôn chịu những lực công dụng làm lệch ra khỏi vị trí danh định của nó. Do vậykhi quản lý và vận hành và khai thác vệ tinh tất cả chúng ta luôn liên tục theo dõi những thay đổivề vị trí này để triển khai những kiểm soát và điều chỉnh kịp thời. a ) Những ưu điểm và điểm yếu kém của vệ tinh quỹ đạo địa tĩnhVệ tinh địa tĩnh hoạt động trên quỹ đao địa tĩnh có 1 số ít ưu điểm sau : • Luôn Open cùng một vị trí trên khung trời với 1 trạm mặt đất nên thuận tiện choviệc điều khiển và tinh chỉnh. • Có liên kết thẳng liên tục • Có thể nhìn thấy vùng phủ sóng từ khoảng chừng + / – 81.3 vĩ độ, vùng phủ sóng hiệuquả tối đa cho mạng lưới hệ thống thông là xê dịch + / – 70 vĩ độ. Số lượng lớn anten đơn giảncó thể được khuynh hướng tới vệ tinh với độ an toàn và đáng tin cậy cao ( được sử dụng trongtruyền hình tiếp thị trực tiếp ). Tuy nhiên, vệ tinh địa tĩnh cũng có 1 số ít điểm yếu kém : • Vệ tinh địa tĩnh có đường truyền xa tới mặt đất. • Trên quỹ đạo ngân sách tên lửa phóng đẩy vệ tinh trên một đơn vị chức năng khối lượng cao. • Tầm nhìn của vệ tinh địa tĩnh bị hạn chế trong vùng địa cực. 12Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1b ) Nhiệm vụ của vệ tinh địa tĩnh, đơn cử cho Vinasat-1Vinasat-1, vệ tinh tiên phong của Nước Ta là vệ tinh địa tĩnh hoạt động giải trí trên quỹ đạo địatĩnh tại vị trí 132 ° kinh độ Đông với kinh độ đúng chuẩn là : 131.94 + / – 0.04 độ Đông. Nhiệm vụ chính của Vinasat-1 là phân phối những dịch vụ truyền hình, thông tin liên lạccho Việt nam và những nước Đông nam á khác, Ấn Độ, Nhật Bản và nước Australia. 1.2. Các thông số kỹ thuật quỹ đạo. 1.2.1. Hệ tọa độNhiều hệ tọa độ được sử dụng tương ứng với từng góc nhìn giám sát khi vệ tinh trongsự tác động ảnh hưởng của những yếu tố gây nhiễu. Những nhu yếu thiết yếu yên cầu phải xác lập hệ tọa độ để chỉ rõ vị trí tức thời của vệtinh : • Để bảo vệ rằng vệ tinh thỏa mãn nhu cầu nhu yếu địa tĩnh, có vị trí đối sánh tương quan trongmối liên hệ với vị trí toàn cầu ; • Để hoàn toàn có thể tập hợp tài liệu đo xa phục vụ việc xác lập quỹ đạo vệ tinh, vị trí vệtinh đối sánh tương quan với vị trí trạm mặt đất. • Phương trình hoạt động diễn đạt quỹ đạo bay của vệ tinh chỉ thỏa mãn nhu cầu trongmột hệ quán tính. • Vị trí của mặt Trời, mặt Trăng phải được mô phỏng trong một hệ tọa độ đã biếtsao cho lực mê hoặc của chúng lên vệ tinh hoàn toàn có thể được thống kê giám sát đến. Những nhu yếu này không hề được thỏa mãn nhu cầu bởi một hệ tọa độ vì thế người ta phảiđưa ra nhiều loại hệ tọa độ tương thích với từng nhu yếu trên. Tuy nhiên, so với vệ tinh địatĩnh việc định nghĩa một hệ tọa độ sẽ thuận tiện hơn so với những loại vê tinh khác. Lí do làvị trí địa tĩnh được định nghĩa trong cùng một hệ tọa độ thì sự đo đạc được thực thi dễdàng quy đổi hơn. Có bốn hệ trục tọa độ được sử dụng cho việc tinh chỉnh và điều khiển và xác lập tư thế của vệ tinhđịa tĩnh : Hệ tọa độ quán tính địa tâm, hệ tọa độ vệ tinh ( là hệ tọa độ lấy vệ tinh làmgốc ), hệ tọa độ quĩ đạo, và hệ tọa độ đích Sau đây tất cả chúng ta sẽ đi nghiên cứu và điều tra những hệ tọađộ này. 13Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1a ) Hệ tọa độ quán tính địa tâm ( ECI ) Hệ tọa độ quán tính địa tâm là hệ tọa độ tham chiếu được sử dụng cho lịch thiên vănmặt trời và lịch thiên văn vệ tinh, hệ tọa độ này gồm có 3 trục XECI, YECI, ZECI. Hệ tọađộ này có hướng không đổi trong khoảng trống quán tính. Hệ thống xác lập tư thế sẽtính toán những phép quy đổi từ hệ tọa độ quán tính sang hệ tọa độ vệ tinh. Trong hệ tọa độ quán tính địa tâm, trục XECI có hướng song song với giao điểm củamặt phẳng xích đạo của toàn cầu và mặt phẳng hoàng đạo ( quĩ đạo toàn cầu quanh mặttrời ). Trục dương của XECI theo hướng từ toàn cầu tới mặt trời tại điểm xuân phân ( Ngàyđầu tiên của mùa xuân trên bán cầu bắc ). Trục ZECI có phương trùng với phương đườngthẳng nối cực nam và cực bắc của toàn cầu. Trục YECI sẽ hình thành một hình chóp “ bên tay phải ” như hình vẽ dưới. Vì bản thân toàn cầu không phải là cố định và thắt chặt quántính ( trục quay của nó hoạt động tịnh tiến chậm so với một ngôi sao 5 cánh cố định và thắt chặt ), nên hệ tọa độ địa tâm phải được gắn với một thời gian thời hạn nhất định. Đốivới vệ tinh, hệ tọa độ địa tâm được xác lập theo hướng của toàn cầu tại trưa ngày1 tháng 1 năm 2000. Đây cũng chính là thời gian tham chiếu “ 0 ” của đồng hồ đeo tay trênvệ tinh. Hình 1.2 : Hệ tọa độ địa tâmb ) Hệ tọa độ vệ tinhHệ tọa độ tâm vệ tinh ( XB, YB, ZB ) được gắn cố định và thắt chặt so với vệ tinh và quay cùng vớivệ tinh. Gốc của hệ tọa độ này là tâm hình học của mặt phẳng đế trên vệ tinh. Hệ tọa độ14Quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1này là tham chiếu cho việc chỉnh sửa hướng của những bộ cảm ứng và những bộ giữ vai tròđiều khiển ( được gọi là những bộ Actuator ). Hình 1.3 : Hệ tọa độ tâm vệ tinhHệ tọa độ tâm vệ tinh còn là hệ tọa độ tham chiếu cho việc thống kê giám sát mô men điềukhiển. Trục XB vuông góc với mặt phẳng đế, và có hướng dương là hướng đi xa khỏivệ tinh. Trục YB vuông góc với mặt phía đông của vệ tinh và hướng dương là hướng vềphía đông. Trục ZB vuông góc với mặt phía bắc và cùng với hai trục kia tạo nên hìnhchóp tam giác “ tay phải ”. c ) Hệ tọa độ quĩ đạoHệ tọa độ quĩ đạo khuynh hướng toàn cầu ( XO, YO, ZO ) xác lập tư thế danh định của vệtinh. Hướng của nó trong khoảng trống quán tính nhờ vào vào vị trí quĩ đạo của vệ tinh. Phần mềm bay trên vệ tinh sẽ sử dụng lịch thiên văn trên vệ tinh và thời hạn hiện tạiđể xác lập hệ tọa độ này. Hình 1.4 : Hệ tọa độ quĩ đạo15Quy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Trục XO hướng theo hướng thiên đỉnh, Trục ZO vuông góc với mặt phẳng quĩ đạodương, và trục YO hướng theo hướng của véc tơ tốc độ trong quĩ đạo tròn. Trong quĩđạo hoạt động giải trí, không có sai số về tư thế thì hệ tọa độ khung vệ tinh ( XB, YB, ZB ) sẽtrùng với hệ tọa độ quĩ đạo ( XO, YO, ZO ). Hình 1.5 : Mối liên hệ giữa hệ tọa độ quĩ đạo và hệ tọa độ quán tính địa tâmd ) Hệ tọa độ “ đích ” Trong hoạt động giải trí thường thì, mạng lưới hệ thống điều khiển và tinh chỉnh sẽ kiểm soát và điều chỉnh hệ tọa độ tâm vệ tinhtheo hướng của hệ tọa độ “ đích ” ( XT, YT, ZT ). Hướng của hệ tọa độ đích được xác địnhlà những độ lệch hướng của vệ tinh so với hệ tọa độ quĩ đạo vệ tinh. Khi không có sai lệchvề hướng của vệ tinh so với hướng mong ước thì hệ tọa độ đích trùng với hệ tọa độquĩ đạo. 1.2.2. Hình dạng và những thông số kỹ thuật xác lập quỹ đạo địa tĩnh của vệ tinha ) Quỹ đạo ElipXét một hoạt động không chịu ảnh hưởng tác động của ngoại lực ( unpertubed motion ) : làchuyển động chỉ chịu ảnh hưởng tác động của trọng tải toàn cầu đối xứng cầu hoàn hảo nhất. Sử dụnghệ tọa độ MEGSD, khi đó vị trí của vệ tinh trong hệ tọa độ này được xác lập bởi véctơ vị trí – là một hàm của thời hạn. Trọng lực của toàn cầu, đặt tại gốc tọa độ là vectolực : và tần suất vệ tinh là : 16Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Nghiệm của phương trình vecto vi phân trên phụ thuộc vào vào giá trị của vị trí vệ tinh ( ) và tốc độ ( ) của một chất điểm trên elipse, parabol hay một hyperbola với tráiđất nằm tại vị trí của một trong hai tiêu điểm. Giải phương trình vi phân này ta chỉ thuđược những nghiệm elliptic và trường hợp đặc biệt quan trọng của nó tròn là tương thích cho mục đíchhiện tại. Xét quỹ đạo tổng hợp nằm trên mặt phẳng đi qua tâm của toàn cầu vì vecto momen góclà không đổi cho tới khi đạo hàm thời hạn của nó bằng 0, khi đó phương trìnhmô tả tần suất trọng trường ở trên chứa cả đạo hàm bậc 2 của. Phương trình vi phân được chỉ ra trong mặt phẳng tọa độ cực. Thành phần góc ν ( thetrue anomaly ) hoàn toàn có thể thuận tiện tính được bằng cách lấy tích phân bậc 1. Kết quả thuđược là một biến độc lập, như ν trong biểu thức vi phân với thành phần nửa đường kính r, sauđó nó được thay bằng chính thành phần nghịch đảo của nó. Kết quả của biểu thức làdao động điều hòa. Nghiệm của nó hoàn toàn có thể được màn biểu diễn theo những thành phần quỹ đạoa và e ( dưới đây ) như thể hằng số của phép tích phân : Nhìn chung, một biểu thức vecto vi phân ba chiều và 2 chiều cần 6 hằng số tích phânđể xác lập nghiệm riêng của nó. Một nghiệm riêng của phương trình hoạt động củavệ tinh được gọi là quỹ đạo và 6 hằng số tích phân hoàn toàn có thể được gọi như 6 thành phầnquỹ đạo hoặc như thể vecto trạng thái 6 chiều. Một vecto trạng thái gồm có 3 tọa độ vịtrí và ba tọa độ tốc độ. ( x, y, z, dx / dt, dy / dt, dz / dt ) = (, ) được xác lập tại mỗi thời gian thời hạn. Một thờiđiểm được sử dụng như thể một vectơ trạng thái tham chiếu hay nhưng thành phần quỹđạo được gọi là epoch. Một đặc thù quan trọng của quỹ đạo không chịu ảnh hưởng tác động làthực tế nó nằm trên mặt phăng đi qua tâm của toàn cầu và có hình dạng là một ellipse cókích thước, hình dạng và hướng không đổi trên mặt phẳng đó. Như vậy, với một hoạt động chịu ảnh hưởng tác động, ta sẽ hoàn toàn có thể miêu tả quỹ đạo của nó nhưlà một ellipse và ở đó toàn bộ những đặc thù của hoạt động không chịu tác độngcũng như tính đa hướng của mặt phẳng đổi khác chậm theo thời hạn, nhưng mặt phẳngđó vẫn phải đi qua tâm của toàn cầu. 17Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1b ) 6 thông số kỹ thuật Kepler diễn đạt quỹ đạo và những đặc trưng của chúngNhư trên ta đã biết, với một hoạt động chịu ảnh hưởng tác động của những lực nhiễu xung quanhthì quỹ đạo của nó được miêu tả như thể một ellipse. Dưới đây ta sẽ đưa ra 6 thông sốKepler ( a, e, i, Ω, ω, ν ) như thể một bộ những thông số kỹ thuật hoàn hảo được sử dụng để mô tảchuyển động của vệ tinh : Hình 1.6 Các thành phần quỹ đạo nằm trong mặt phẳng quỹ đạo eclipse • Bán trục chính a = semimajor axis ( km ) Trên quỹ đạo ellipse, vị trí trên quỹ đạo mà tại đó vệ tinh gần toàn cầu nhất được gọi làvị trí cực cận và vị trí mà vệ tinh ở xa toàn cầu nhất được gọi là vị trí cực viễn. Gọikhoảng cách tương ứng từ tâm toàn cầu tới những điểm cực cận và cực viễn là và. Khiđó bán trục chính a được định nghĩa là : • Độ lệch tâm e = eccentricity ( đại lượng vô hướng ) Độ lệch tâm e là một đại lượng vô hướng, giá trị này sẽ chỉ ra cách mà hình dạng củaellipse bị lê dài ra. Nó được tính bởi công thức : Với 0 ≤ e < 1, nếu e = 0 ta có quỹ đạo tròn. Một quỹ đạo gần địa tĩnh phải có giá trị của enhỏ, và với một quỹ đạo địa tĩnh tuyệt vời và hoàn hảo nhất có e = 0. • Ω = right ascension of ascending node ( độ, hoặc radian ) 18Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Ở đây ta sẽ đưa ra định nghĩa về điểm Ascending node. Đây là điểm nằm trên đườngthẳng giao giữa mặt phẳng quỹ đạo và mặt phẳng xích đạo theo hướng đi lên của mặtphẳng quỹ đạo vệ tinh. Gọi tia nối từ gốc tọa độ tới điểm Ascending node là tia OA, khi đó giá trị góc Ω được định nghĩa là góc giữa trục x của hệ tọa độ ( tia Ox ) và tia OA_ góc right ascension of the ascending node Ω, với 0 ≤ Ω ≤ 360. Ta cũng có địnhnghĩa về điểm Descending node là điểm giao về hướng dương từ bắc sang nam củamặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo, tuy nhiên nó thường không được sử dụngnhư là một thành phần để xác lập quỹ đạo. Hình 1.7 Hướng của mặt phẳng quỹ đạo, và những thành phần ngoài của nó • i = góc nghiêng ( độ, hoặc radian ) Góc nghiêng i là giá trị góc tạo bởi mặt phẳng xích đạo và mặt phẳng quỹ đạo của vệtinh, với 0 ≤ i ≤ 180. Một quỹ đạo địa tĩnh phải có giá trị góc i nhỏ gần bằng 0 và với i = 0 thì là quỹ đạo địa tĩnh tuyệt vời và hoàn hảo nhất. Chú ý rằng sự khuynh hướng mặt phẳng quỹ đạo được chỉ rõ bởi hai góc i và Ω. Vecto trực giao của mặt phẳng quỹ đạo với chiều dương theo hướng hoạt động củavệ tinh dọc theo quỹ đạo của nó, song song với vecto momen góc và có những thànhphần :. Vecto này được gọi là cực quĩ đạo hay vecto nghiêng I bachiều và hình chiếu của nó lên mặt phẳng x-y chính là vecto I hai chiều. 19Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1 • Góc ω = argument of perigee ( độ, hoặc radian ) Thành phần quỹ đạo thứ 5, góc argument of perigee ω là giá trị góc có khuynh hướng, nằm trong mặt phẳng quỹ đạo, nó được xác lập từ điểm ascending node tới vị trí điểmcực cận perigee của ellipse. • Góc ν = true anomaly ( độ, hoặc radian ) Ta thấy rằng 5 thành phần quỹ đạo đã được định nghĩa đến thời gian này là nhữngthành phần có giá trị không đổi khi một quỹ đạo không bị ngoại lực ảnh hưởng tác động, trong khiđó thành phần quỹ đạo thứ 6, góc ν, là một hàm của thời hạn. Nó chỉ ra vị trí nhất thờicủa vệ tinh trên elip, đó là góc từ vị trí cực cận tới vệ tinh và có đỉnh đặt tại tâm toàn cầu ( Xem hình 3 ). True anomaly thỏa mãn nhu cầu một phương trình khác do Kepler tìm ra : Phương trình chỉ rõ rằng theo hiệu quả được đề cập phía trước thì momen góc của quỹđạo là không đổi. Bằng cách thêm tính nhờ vào của giá trị tuyệt đối của vecto bánkính r = | | trong biểu thức của true anomalyta thu được một dạng kháccủa phương trình Kepler như sau : Không thể giải được phương trình vi phân này để chỉ rõ ràng được giá trị ν trong dạngphân tích như là hàm của thời hạn nhưng hoàn toàn có thể sử dụng quan hệ nghịch đảo. Phươngtrình cho ν được tính theo đơn vị chức năng radian nhưng thường thì nó cũng hoàn toàn có thể chuyểnsang giá trị độ như những loại góc khác khi giá trị số được sử dụng. Trong một chu trìnhchuyển động của quỹ đạo, giá trị ν tăng tới 2 п radian hoặc 360 °. Thông thường hiệucủa ν với bội của 360 ° là giá trị ν cần lấy sao cho nó nằm trong khoảng chừng từ ( 0 đến360 ° ). Bây giờ ta hoàn toàn có thể chỉ ra được vecto vị trí của vệ tinh thông qua 6 thông số kỹ thuật quỹ đạo : 20Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1CHƯƠNG 2 : QUÁ TRÌNH ĐIỀU KHIỂN ĐẢM BẢOQUỸ ĐẠO CHO VỆ TINH ĐỊA TĨNH2. 1. Các lực nhiễu tác động ảnh hưởng lên vệ tinh địa tĩnh và ảnh hưởng tác động của chúngVề mặt triết lý, một vệ tinh hoạt động giải trí trên quĩ đạo địa tĩnh luôn quay cùng vận tốcvới toàn cầu do vậy khi quan sát từ mặt đất vệ tinh địa tĩnh được coi như tĩnh tại hoàntoàn. Tuy nhiên, do một số ít ảnh hướng mà một vệ tinh địa tĩnh luôn có xu thế dịchchuyển khỏi vị trí cố định và thắt chặt của nó trên khe quĩ đạo. Dưới đây ta sẽ xét tới những ảnhhưởng đó. 2.1.1. Các nguồn gây ra những tác động ảnh hưởng làm đổi khác tư thế • Áp suất bức xạ mặt trời và sự phát sóng của bộ phát đáp • Các nguồn tác động ảnh hưởng khác2. 1.2. Các nguồn gây ra những ảnh hưởng tác động làm biến hóa vị trí • Trường mê hoặc của toàn cầu • Áp suất phát xạ tia mặt trời • Lực mê hoặc của mặt trăng mặt trời và những hành tinh • Lực kéo khí quyển2. 2. Nguyên lý tinh chỉnh và điều khiển vệ tinh2. 2.1. Các quy ước về lực đẩy và tên gọi những loại tên lửa tương ứng với những mặtvệ tinh chứa chúngVệ tinh địa tĩnh được trang bị những thruster là những tên lửa hoàn toàn có thể được bắn bởi những câulệnh mặt đất hoặc mạng lưới hệ thống on-board tự động hóa để biến hóa quỹ đạo theo nhu yếu. Cácyêu cầu thường là : • Station acquisition : tinh chỉnh và điều khiển vệ tinh về vị trí quỹ đạo địa tĩnh mong muốnngay khi vệ tinh khởi đầu trách nhiệm của nó. • Station keeping : những lần maneuver phải được triển khai theo chu kỳ luân hồi trong suốtđời vệ tinh để bù cho những nhiễu tự nhiên gây ra làm đổi khác quỹ đạo tới quỹ đạokhông địa tĩnh. 21Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1 • Station shifts : nhiều lúc phải được triển khai để đổi khác giá trị longitude củavệ tinh nếu trách nhiệm của vệ tinh yên cầu. • Re - orbiting : di dời vệ tinh từ vòng tròn địa tĩnh ở cuối cuộc sống nhiệm vụcủa nó bằng việc nâng hoặc giảm quỹ đạo của nó vài trăm km từ nửa đường kính địatĩnh danh định. Các thruster nhìn chung thường được sử dụng với Hydrazine ( N2H4 ) _ là nguyên vật liệu ( fuel ) thường được phong cách thiết kế để tạo ra lực đẩy 0.5 tới 20 N. Một vệ tinh nặng vài trăm kgcó thể được tần suất khoảng chừng 1 mm / s2 và hơn thế. Hiệu suất tương tự như đạt được với bipropellance chemical propulsion, nơi mà nguyên vật liệu ( fuel ) và oxidizer phản ứng vớinhau để tạo ra lực đẩy. Các thruster được bắn sử dụng cho việc điều khiển và tinh chỉnh quỹ đạo địa tĩnh theo hướng vuônggóc với mặt phẳng quỹ đạo hoặc theo hướng tiếp tuyến với quỹ đạo, hình A. Việc bắncác thruster theo trục nửa đường kính rất hiếm khi được sử dụng. Tuy nhiên vì những lý dothử nghiệm khi phong cách thiết kế, đôi lúc sẽ khó để xác lập được những thruster nào trên vệ tinhcó thể tạo ra được hướng bắn mong ước. Vecto lực phải bảo vệ đi qua đúng trọngtâm của vệ tinh để không tạo ra bất kể momen nào. Có thể tránh việc tạo ra momentbằng việc bắn hai thruster đồng thời. Một nhu yếu nữa là so với anten, tấm pin mặt trờihoặc những thiết bị nhô ra khác phải tránh khỏi sự hủy hoại bởi ảnh hưởng tác động của luồngkhí nóng bắn ra từ những thruster khi bắn. Có thể gây ra lực ở hướng không mong muốnlàm giảm ảnh hưởng tác động của maneuver và hoàn toàn có thể cũng phải bù bởi thêm những maneuver. Một số quy ước được đặt ra như sau : Maneuver tạo ra lực vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo được gọi là lực đẩy ngoài mặtphẳng ( out – of – plane thrust ), lực đẩy theo hướng Bắc-Nam ( NS thrust ) hay điềukhiển góc nghiêng ( inclination maneuver ). Thường được sử dụng để xu thế chomặt phẳng quỹ đạo, nó đổi khác góc nghiêng ( inclination ) và điểm ascending ( ascending node ). Một lực bắn inclination hay NS được sử dụng để biến hóa mặt phẳngcủa quỹ đạo nghĩa là làm biến hóa vecto i và những thành phần ( i, Ω ). Một lực đẩy thrustđược gọi là North thrust nếu nó được triển khai bởi những thruster trên mặt south của vệtinh ( hình A ), tạo ra giá trị ∆ hướng theo hướng North. Lực theo hướng ngược lạiđược gọi là South thrust. 22Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Hình 2.1 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên những tên lửa trên mặt Bắc, NamManeuver tạo ra lực đẩy theo hướng tiếp tuyến với quỹ đạo được gọi là lực đẩy hướngchuyển động ( along - track thrust ), lực đẩy theo hướng Đông Tây ( EW thrust ) haylàlongitude maneuver. Nó làm biến hóa giá trị bán trục chính semimajor axis ( a ) củaquỹ đạo, tần suất kinh độ ( longitude drift rate ) và vecto độ lệch tâm. Lực đẩy theohướng nửa đường kính chỉ biến hóa vecto độ lệch tâm nhưng chỉ bằng 50% so với lực nhưvậy nhưng theo hướng tiếp tuyến thế cho nên nó không được sử dụng hiệu suất cao chomaneuver kiểm soát và điều chỉnh ecc của quỹ đạo theo cách này. Lực đẩy theo hướng bán kinh haytheo hướng along - track đều được gọi chung là maneuver in-plane. Hệ tọa độ ba trụccủa vệ tinh, trong đó có một mặt hướng về toàn cầu hoàn toàn có thể tạo ra lực đẩy theo hướng baybởi những thruster được đặt trên mặt phía west. Trường hợp này được gọi là EASTTHRUST và tương ứng có giá trị ∆ V dương. Trường hợp ngược lại được gọi là WESTTHRUST với ∆ V âm. Trên trục quay của vệ tinh ( vuông góc với mặt phẳng quỹ đạo ) _hình B, east hay west thrust xác lập bởi những xung bắn trong suốt vòng xoay. Phầnảnh hưởng tích góp lên vệ tinh của những xung này được chỉ ra bởi giá trị ∆ V nếu tổngthời gian diễn ra maneuver là ngắn so với vòng xoay của quỹ đạo. 23Q uy trình nghiên cứu và phân tích quỹ đạo vệ tinh Vinasat-1Hình 2.2 Quy ước lực đẩy và cách gọi tên những tên lửa trên mặt Đông, TâyViệc thực thi những lần điều khiển và tinh chỉnh ( maneuver stationkeeping ) sẽ dẫn tới sự đổi khác quỹđạo của vệ tinh nhằm mục đích bảo vệ duy trì một quỹ đạo gần địa tĩnh mong ước ( vị trí vệtinh được kiểm soát và điều chỉnh để bảo vệ luôn chỉ về cùng một điểm ( trên mặt phẳng toàn cầu ) hướng về phía toàn cầu ). Để tạo ra sự đổi khác quỹ đạo thực ra phải có sự trao đổi lực ( momentum ) giữa vệtinh và tên lửa đẩy. Việc đổi khác quỹ đạo nghĩa là đổi khác tốc độ ( ∆ V ) – vị trí chỉđược kiểm soát và điều chỉnh chính bằng đạo hàm của nó theo thời hạn. Gọi Isp ( Specific Impulse ) : tỉ số lực đẩy trên vận tốc tiêu tốn nguyên vật liệu, khi đó ta cóbiểu thức cơ bản của lực đẩy rocket trong không gian_ “ Rocket Equation ” ( Vận tốcthay đổi đạt được không tuyến tính với nguyên vật liệu tiêu tốn ) ⎡ M ⎤ ⎡ Minitial ⎤ ∆ V = g ⋅ Isp ⋅ Loge ⎢ initial ⎥ = g ⋅ Isp ⋅ Loge ⎢ ⎢ ⎣ Mfinal ⎥ ⎦ ⎢ ⎣ Minitial − Mfuel ⎥ ⎦ 2.2.2. Các quy trình tinh chỉnh và điều khiển vệ tinh địa tĩnhĐối với vệ tinh địa tĩnh Vinasat 1, đã được phân loại vùng số lượng giới hạn riêng với kinh độdịch chuyển từ 131.89 ˚ E tới 131.99 ˚ E, có hai loại tinh chỉnh và điều khiển được sử dụng để điềukhiển quỹ đạo vệ tinh : đó là Điều khiển theo hướng Bắc Nam ( NSSK ) và Điều khiểntheo hướng Đông Tây ( EWSK ) 24

Source: https://vh2.com.vn
Category : Trái Đất