Đang tải... (xem toàn văn)
Bài viết Mô phỏng chế độ tái ổn định vệ tinh sử dụng bánh xe phản ứng trong một mô hình vệ tinh khối hộp trình bày quá trình xây dựng mô hình mô phỏng phân hệ Xác định và Điều khiển tư thế vệ tinh (ADCS) sử dụng phần mềm Matlab/Simulink và mô phỏng chế độ tái ổn định vệ tinh sử dụng bánh xe phản ứng.
KHOA HỌC CÔNG NGHỆ P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 MÔ PHỎNG CHẾ ĐỘ TÁI ỔN ĐỊNH VỆ TINH SỬ DỤNG BÁNH XE PHẢN ỨNG TRONG MỘT MƠ HÌNH VỆ TINH KHỐI HỘP SIMULATION OF THE DETUMBLING MODE USING REACTION WHEELS IN A CUBESAT MODEL Lã Thùy Linh1, Trần Anh Tú1, Phan Thanh Hiền1,* DOI: https://doi.org/10.57001/huih5804.32 TÓM TẮT Trong báo này, nhóm tác giả trình bày q trình xây dựng mơ hình mơ phân hệ Xác định Điều khiển tư vệ tinh (ADCS) sử dụng phần mềm Matlab/Simulink mô chế độ tái ổn định vệ tinh sử dụng bánh xe phản ứng Các mơ hình xây dựng gồm mơ hình mơi trường, mơ hình chuyển động học động lực học vệ tinh, mơ hình cảm biến, thuật tốn xác định tư thế, mơ hình cấu chấp hành mơ hình điều khiển Thuật toán điều khiển bánh xe phản ứng áp dụng vào mơ hình để mơ chế độ tái ổn định vệ tinh trước nhiễu loạn môi trường Các kết mơ tương đối xác với lý thuyết, xác nhận mơ hình thuật tốn hoạt động tốt Từ khóa: CubeSat, ADCS, mơ phỏng, Simulink, vệ tinh ABSTRACT In this paper, we introduce a simulation model for the Determination and Positioning Satellite Control (ADCS) module using Matlab/Simulink software, and simulate the satellite detumbling mode using reaction wheels The built models include environment model, satellite kinematics and dynamics model, sensors model, attitude determination algorithm, actuator model and control model The reaction wheels control algorithm is applied to the model to simulate the satellite detumbling with environmental disturbances The simulation results are relatively accurate with the theory, confirm the model and the algorithm works well chế độ tái ổn định (detumbling) [1], giúp ổn định vệ tinh trước thực nhiệm vụ Trong báo này, nhóm tác giả mơ tả q trình phát triển chương trình mơ chế độ tái ổn định vệ tinh khối hộp sử dụng cấu chấp hành bánh xe phản ứng thay cho từ lực Để thực mô này, thực công việc sau: (i) xây dựng ý tưởng thiết kế vệ tinh khối hộp giả định sử dụng phần mềm CATIA (hình 1) trích xuất thơng số ma trận mơ men qn tính vệ tinh; (ii) xây dựng khối mơ cho phân hệ ADCS MATLAB/Simulink; (iii) tiến hành mô đối chiếu kết với mô hình lý thuyết Keywords: CubeSat, ADCS, simulation, Simulink, satellite Trường Đại học Khoa học Công nghệ Hà Nội, Viện Hàn lâm Khoa học Công nghệ Việt Nam * Email: phan-thanh.hien@usth.edu.vn Ngày nhận bài: 25/7/2022 Ngày nhận sửa sau phản biện: 25/9/2022 Ngày chấp nhận đăng: 27/10/2022 Hình Ý tưởng vệ tinh khối hộp đơn giản với phận ADCS Bảng mạch phía chứa Từ kế, quay hồi chuyển (hai khối chữ nhật màu trắng) cảm biến Mặt trời (khối màu lục lam) Các bánh xe phản ứng cố định bảng mạch khác bên với khối trụ có màu xám bánh xe khối màu xanh động GIỚI THIỆU MƠ HÌNH LÝ THUYẾT CỦA ADCS Trên vệ tinh, phân hệ Xác định Điều khiển Tư (ADCS) đóng vai trị quan trọng giúp ổn định vệ tinh trước tác động từ ngoại lực, đồng thời điều khiển tư vệ tinh theo định hướng mong muốn ADCS phát huy vai trò vệ tinh tách khỏi tên lửa đưa vào quỹ đạo, vệ tinh chịu tác động mạnh từ ngoại lực quay không ổn định theo nhiều hướng ADCS thường sử dụng từ kế, từ lực thuật tốn B-dot để kích hoạt ADCS kết hợp hai hệ thống nhỏ hệ thống xác định tư (ADS) hệ thống điều khiển tư (ACS) ADS gồm cảm biến thuật toán giúp xác định tư vệ tinh Từ kết xác định tư ADS, điều khiển đưa thuật toán điều khiển phù hợp điều khiển vệ tinh thông qua cấu chấp hành (ACS) Mơ hình lý thuyết hệ thống ADCS mơ tả hình [2] 22 Tạp chí KHOA HỌC & CƠNG NGHỆ ● Tập 58 - Số (10/2022) Website: https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 biểu diễn tư theo quaternion mơ tả phương trình (2) −ω q̇ q ω ω ω q̇ q ω −ω = 0.5 ω (2) −ω q ω q̇ −ω q −ω −ω q̇ 2.3 Phương trình động lực học vệ tinh Động lực học vệ tinh (phương trình Euler) trình bày phương trình (3) I Hình Sơ đồ khối ADCS Trong đó: θref/ωref: tư thế/vận tốc tham chiếu; θtrue/ωtrue: tư thế/vận tốc thật; θmeas/ωmeas:tư thế/vận tốc đo được; θestim/ωestim: tư thế, vận tốc ước tính; Ncontrol: Mô men xoắn truyền động; Ndisturb: Nhiễu ngoại lực 2.1 Hệ tọa độ vệ tinh Hệ tọa độ tham chiếu quỹ đạo (ORC) hệ tọa độ khung thân vệ tinh (SBC) thường dùng để biểu diễn tư vệ tinh (hình 3) ORC hệ quy chiếu quán tính, với tâm hệ tọa độ khối tâm vệ tinh, trục ZO hướng phía thiên đỉnh, trục XO hướng phía vectơ vận tốc quỹ đạo gần tròn, trục YO trực giao với XO YO theo quy tắc bàn tay phải SBC hệ quy chiếu phi quán tính lấy theo thân vệ tinh, với hướng trục tương tự ORC Ngoài ra, mặt trời quỹ đạo vệ tinh biểu diễn hệ tọa độ quán tính tâm trái đất (ECI) J2000, ta cần thêm ma trận chuyển đổi từ tọa độ ECI sang ORC Từ vị trí vệ tinh r̅ vectơ đơn vị vận tốc v thu cách sử dụng đầu vị trí vận tốc truyền quỹ đạo vệ tinh, ma trận chuyển đổi dễ dàng tính tốn theo phương trình (1) A = (r̅ × (v × r̅ )) (v × r̅ ) −r̅ (1) ω̇ = N +N +N −ω × (I +N ω +h (3) ) Trong phương trình này, ω = ω + A / ω tốc độ góc theo hệ quy chiếu khung thân, N = 3ω (z × Iz ) vectơ xoắn nhiễu loạn gradient trọng lực, z = A / vectơ đơn vị trục dọc hệ tọa độ khung thân vệ tinh, N mômen xoắn sinh từ nhiễu loạn môi trường, N = −ḣ vectơ mômen bánh xe phản ứng với h vectơ mômen động lượng bánh xe, N mơmen điều khiển từ trường, ω tốc độ góc theo hệ tham chiếu quỹ đạo, I ma trận mơmen qn tính vệ tinh 2.4 Thuật tốn TRIAD xác định tư vệ tinh TRIAD thuật toán đơn giản để xác định tư vệ tinh Ý tưởng thuật toán diễn giải ngắn gọn biết hệ quy chiếu khung thân, hệ quy chiếu quán tính, hai vector tham chiếu khác, ta dựng hệ tọa độ riêng TRIAD để xác định tư vệ tinh [2, 3] Trong mơ hình này, hai vector tham chiếu vector từ trường Trái đất (đo từ kế) vector hướng Mặt trời (đo cảm biến Mặt trời) Vector mô hình thuộc hệ quy chiếu ORC, vector đo thuộc hệ SBC Phương trình (4) (5) trình bày phương pháp dựng trục TRIAD O = B , O = B × Sun , r̅ = B , r̅ = B × Sun , O =O ×O r̅ = r̅ × r̅ (4) (5) Về lý thuyết, [O O O ] [r̅ r̅ r̅ ] một, liên hệ theo cơng thức (6), qua xác định tư vệ tinh biểu diễn theo ma trận cosine hướng [O O O ] = A [r̅ r̅ r̅ ] (6) 2.5 Hệ thống điều khiển tư Cơng thức (7) mơ tả thuật tốn điều khiển bánh xe phản ứng trục, K K hệ số điều khiển khuếch đại tỷ lệ khuếch đại đạo hàm, q⃗ phần vectơ sai số quaternion q N Hình Các hệ tọa độ: Quỹ đạo (ORC), Quán tính (ECI) Khung thân vệ tinh (SBC) [2] 2.2 Phương trình chuyển động học vệ tinh Tư vệ tinh quay quanh Trái đất biểu thị dạng ma trận cosine hướng (DCM), góc Euler quaternion Với ω , ω , ω vận tốc góc vệ tinh hệ quy chiếu ORC, chuyển động vệ tinh với Website: https://jst-haui.vn = K Iq⃗ + K Iω − ω × Iω + h (7) Kết tính tốn lý thuyết mơ F Landis Markley John L Crassidis [4] chế độ tái ổn định vệ tinh biểu diễn hình Các biểu đồ thể giá trị vận tốc góc vệ tinh theo phương x, y, z, tương ứng với góc quay ω , ω , ω Trong mô này, quaternion ban đầu q = √2/2[1 0 1] , tốc độ góc ban đầu ω = [0,01 0,01 0,01] rad/s Theo biểu đồ này, từ tư ban đầu, sau 45 phút, vệ tinh đạt tư Vol 58 - No (Oct 2022) ● Journal of SCIENCE & TECHNOLOGY 23 KHOA HỌC CÔNG NGHỆ mong muốn q = [0 0 1] vận tốc góc theo trục giảm dần giá trị [0 0] rad/s Tùy theo cấu hình vệ tinh mà khoảng thời gian tái ổn định khác Kết cuối vận tốc góc trục hội tụ quanh giá trị độ/s, tương ứng với giá trị lực xoắn hội tụ 0Nm P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 Tất khối ACS, ADS, cảm biến, bánh xe phản ứng, môi trường mơ hình vệ tinh trình bày với đầu vào đầu cụ thể Các liên kết khối có màu với khối mà chúng xuất phát Các số xác định trước tệp MATLAB chúng đặt điều kiện ban đầu cho mơ hình Mọi tham số đầu bên khối quan sát qua module Scope Trước tích hợp tất hệ thống thành mơ hình hồn chỉnh, khối thử nghiệm riêng biệt để đảm bảo khối hoạt động tốt 3.1 Khối mơ mơi trường mơ hình vệ tinh Khối mơi trường mơ hình vệ tinh chịu trách nhiệm mô môi trường quỹ đạo tính tốn tư vệ tinh Dữ liệu đầu vào cho khối ma trận mô men qn tính I vệ tinh, mơmen động lượng h bánh xe phản ứng Phương trình động lực học vệ tinh (phương trình 2) xây dựng thành khối MATLAB/Simulink trình bày hình Đầu vào khối bao gồm lực xoắn N , N , N , N , ma trận qn tính I vệ tinh, mơmen động lượng h bánh xe phản ứng Đầu khối vận tốc góc vệ tinh Hình Vận tốc góc (hình trái) lực xoắn điều khiển từ lực (hình phải) chế độ tái ổn định vệ tinh theo lý thuyết [4] XÂY DỰNG MƠ HÌNH MƠ PHỎNG Hình Mơ phương trình động lực học vệ tinh Phương trình chuyển động học vệ tinh (Phương tình 2) biểu diễn Simulink hình Tham số đầu vào vận tốc góc vệ tinh omega_b2o với thành phần Đầu khối A_b2o ma trận tư vệ tinh, dùng để mô tả theo quaternion chuyển đổi từ ORC sang SBC Hình Mơ phương trình chuyển động học vệ tinh Hình Cấu hình tổng quan chương trình mơ xây dựng tảng MATLAB/Simulink Hình mơ hình ADCS tổng quan xây dựng tảng MATLAB/Simulink dựa theo sơ đồ lý thuyết hình 24 Tạp chí KHOA HỌC & CÔNG NGHỆ ● Tập 58 - Số (10/2022) Vị trí Mặt trời mơ sử dụng để xác định tư cho thuật toán ADS Tại thời điểm nào, vị trí Mặt trời xác định hệ tọa độ cố định Trái đất (ECI) Sau xác định vectơ hướng Mặt trời hệ tọa độ ECI, ta chuyển đổi sang hệ SBC ORC sử dụng ma trận quay, kết thu Website: https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 tham số vectơ tương ứng Sun_i Sun_o Vectơ Mặt trời khung SBC sử dụng cho thuật tốn TRIAD hệ thống ADS Mơ hình mơ vị trí Mặt trời xây dựng MATLAB/Simulink hình Với vectơ Mặt trời, xác định vệ tinh có nằm bóng Trái đất hay không Trong mô này, ta lý tưởng hóa mơ hình chọn thời gian khoảng thời gian để vệ tinh không đến vùng bóng Trái đất kiểm tra thời gian phần mềm Orbitron Trong trường hợp chọn thời gian 12:00:00 CH ngày 01 tháng 12 năm 2020 Sau khoảng nửa chu kỳ (40 phút), vệ tinh phần bán cầu quan sát Mặt Trời quỹ đạo, hiển thị hình 3.2 Khối mơ cảm biến Trong mơ hình này, nhóm tác giả sử dụng ba cảm biến: Cảm biến mặt trời, từ kế quay hồi chuyển Giá trị vectơ Mặt trời vectơ từ trường từ cảm biến sử dụng để xây dựng thuật toán TRIAD Con quay hồi chuyển đo vận tốc góc thực vệ tinh ACS sử dụng giá trị để điều khiển bánh xe phản ứng Nhiễu cảm biến mô sử dụng kênh AWGN (Additive White Gaussian Noise) Chế độ tạo nhiễu Signal to Noise Ratio (SNR) đặt 50dB, có nghĩa nhiễu nhỏ 10 lần so với tín hiệu đầu vào Đầu vào cảm biến vectơ tham chiếu khung thân vệ tinh, bao gồm vectơ Mặt trời Sun_b, vectơ từ tính B vectơ vận tốc góc ω Đầu khối Sun ,B ω ,, đại diện cho giá trị tương ứng đo từ cảm biến Mặt trời, từ kế quay hồi chuyển Đầu cảm biến vectơ đo phương pháp TRIAD ACS Mô hình cảm biến xây dựng Simulink trình bày hình 11 Hình Mơ Mặt trời Hình 11 Các cảm biến 3.3 Khối mơ xác định tư vệ tinh (ADS) Khối ADS xây dựng dựa thuật tốn TRIAD, biểu diễn hình 12, dựa lý thuyết trình bày phần 3.4 Sau sử dụng thuật tốn TRIAD, tính toán ma trận xoay hệ toạ độ quỹ đạo hệ toạ độ vệ tinh A Hình Đường vệ tinh vào ngày 01 tháng 12 năm 2020 lúc 12:00:00 (hình trên) lúc 12:40:00 (hình dưới) Mơ hình mơ từ trường Trái đất xây dựng hình 10 Kết mơ hình từ trường hệ tọa độ SBC hệ tọa độ ECI, B B chúng sử dụng khối ADS giống mơ hình Mặt trời Hình 12 Sơ đồ mơ hình MATLAB/Simulink khối mơ xác định tư vệ tinh 3.4 Khối mô điều khiển tư vệ tinh (ACS) Hình 10 Mơ từ trường Trái đất Website: https://jst-haui.vn Từ phương trình (3), mơ hình MATLAB/Simulink xây dựng mơ tả hình 13 Với đầu vào quaternion mong muốn q_com, khối mô so sánh Vol 58 - No (Oct 2022) ● Journal of SCIENCE & TECHNOLOGY 25 KHOA HỌC CÔNG NGHỆ P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 tư vệ tinh tư mong muốn, sau tính tốn sai số hai số liệu này, kỳ vọng q_err = [0 0 1] Tại đây, điều khiển PID sử dụng để thu kết xác Khối “PID Controller” cho giá trị mô-men cho bánh xe phản ứng bánh xe phản ứng có vai trò điều khiển vệ tinh vào tư cần có Hình 13 Hệ thống điều khiển tư Bánh xe phản ứng thường coi truyền động điều khiển vệ tinh Để kiểm sốt hồn toàn tư theo ba trục, ta cần hệ thống gồm ba bánh xe phản ứng Bánh xe phản ứng thiết kế mô có thơng số bao gồm lực xoắn cực đại từ 0,01 đến 1N.m, mô-men xoắn cực đại từ đến 250Nms, tốc độ quay từ 1000 đến 6000 vòng/giây (rps) Trong khối này, động lực bánh xe phản ứng thể mômen động lượng mà chúng tạo ra, trình bày hình 14 omega_ini Vận tốc góc ban đầu [0, 0, 0] độ/giây omega_com Vận tốc góc mục tiêu [0, 0, 0] độ/giây K_RW Hệ số khuếch đại bánh xe phản ứng 0,15 K_D Hệ số vi phân 5,25 K_P Hệ số tỷ lệ 22 I_sat Ma trận quán tính CubeSat [11, 0, 0; 0, 12, 0; 0, 0, 14] kg × m2 h_rw_ini Mơmen động lượng ban đầu bánh phản ứng [0,0,0] kg × m2 Vận tốc góc vệ tinh và lực xoắn động phản ứng thu mô chế độ tái ổn định đựơc biểu diễn hình 15 Có thể thấy rõ vận tốc góc lực xoắn trở sau khoảng 2000 giây Sự dao động vận tốc góc 1000 giây đầu cho thấy vệ tinh quay cách hỗn loạn sau kiểm sốt nhờ lực xoắn động phản ứng thay đổi tương ứng So sánh với kết mô thực F Landis Markley John L Crassidis [4], đồ thị không mượt mà đường mơ hình 4, nhìn chung xu hướng hai đồ thị nhau, giá trị vận tốc góc trở trạng thái ổn định sau thời gian chuyển động hỗn loạn, qua xác nhận chế độ tái ổn định chương trình mơ hoạt động tốt Hình 14 Sơ đồ khối động phản ứng KẾT QUẢ VÀ THẢO LUẬN Mô chế độ tái ổn đinh xây dựng khoảng thời gian 2400 giây, kích thước bước cố định giây Kết mong đợi từ mô hiển thị hình dạng biểu đồ tương tự với kết mô thực F Landis Markley John L Crassidis [4], vận tốc góc tàu vũ trụ dự kiến trở đạt tốc độ mong muốn hình Các điều kiện ban đầu cho mô thiết lập theo liệt kê bảng Bảng Điều kiện thiết lập ban đầu Tham số Mô tả Giá trị q_ini Giá trị ban đầu quaternion [0, 0, 0, 1] q_com Quaternion mục tiêu Đơn vị [0,6853; 0,6953; 0,1531; 0,1531] 26 Tạp chí KHOA HỌC & CƠNG NGHỆ ● Tập 58 - Số (10/2022) Hình 15 Vận tốc góc ωb (hình trái) lực xoắn điều khiển bánh xe phản ứng NRW (hình phải) chế độ tái ổn định Website: https://jst-haui.vn SCIENCE - TECHNOLOGY P-ISSN 1859-3585 E-ISSN 2615-9619 KẾT LUẬN Trong báo này, chúng tơi trình bày mơ Hệ thống Kiểm sốt Xác định Tư cho mơ hình vệ tinh khối hộp Mơ có tất chức phân hệ ADCS: ADS, ACS, Cảm biến, Bánh xe phản ứng mơ hình Mơi trường Tất khối hoạt động tốt tách rời trả kết mong đợi tích hợp thành mơ hình hồn chỉnh LỜI CẢM ƠN Báo cáo phần nghiên cứu tài trợ đề tài Trẻ Viện Hàn lâm Khoa học Công nghệ Việt Nam theo Quyết định số 156 ngày 10/03/2021, mã số USTH.YOUTH.SA.01/21; đề tài sở loại Trường Đại học Khoa học Công nghệ Hà Nội theo Quyết định số 168/QĐ-ĐHKHCNHN ký ngày 15/03/2021, mã số USTH.SA.02/21 [13] J Puig-Suari, C Turner, W Ahlgren, 2001 Development of the standard CubeSat deployer and a CubeSat class PicoSatellite in 2001 IEEE Aerospace Conference Proceedings (Cat No.01TH8542) [14] CubeSat Design Specification (1U - 12U) rev.14 The CubeSat Program, Cal Poly SLO, 14 07 2020 [Online] Available: https://www.cubesat.org/cdsannouncement [Accessed 29 06 2022] [15] CubeSat Design Specification rev.13 The CubeSat Program, Cal Poly SLO, 2014 [Online] Available: https://www.cubesat.org/s/cds_rev13_final2.pdf [Accessed 29 06 2022] [16] X Xia, G Sun, K Zhang, S Wu, T Wang, L Xia, S Liu, 2017 Nanosats/cubesats adcs survey in 29th Chinese Control And Decision Conference (CCDC) [17] X Chen, W Steyn, Y Hashida, 2000 Round-target tracking control of earth-pointing satellites in AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit AUTHORS INFORMATION TÀI LIỆU THAM KHẢO [1] M K Quadrino, 2014 Testing the Attitude Determination and Control of a CubeSat with Hardware-in-the-Loop Diss Massachusetts Institute of Technology [2] J N Pelton, S Madry, 2020 Handbook of Small Satellites: Technology, Design, Manufacture, Applications, Economics and Regulation Springer [3] MathWorks About Aerospace Coordinate Systems [Online] Available: https://www.mathworks.com/help/aeroblks/about-aerospace-coordinatesystems.html [Accessed 02 07 2022] [4] F L Markley, J L Crassidis, 2014 Attitude Control in Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, NY [5] T Villela, C A Costa, A M Brandão, F T Bueno, R Leonardi, 2019 Towards the Thousandth CubeSat: A Statistical Overview International Journal of Aerospace Engineering [6] NSSDCA Master Catalog NASA, [Online] Available: https://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraft/display.action?id=2012-038E [Accessed 29 06 2022] [7] ISISPACE Website ISISPACE, [Online] Available: https://www.isispace.nl [Accessed 29 06 2022] [8] ODYSSEUS SPACE Website ODYSSEUS SPACE, [Online] Available: https://www.odysseus.space [Accessed 29 06 2022] [9] E Kulu Nanosatellite Database [Online] Available: https://www.nanosats.eu [Accessed 29 06 2022] [10] Vietnam Student CubeSat F-1 AMSAT-UK, [Online] Available: https://amsat-uk.org/2012/02/24/vietnam-student-cubesat-f-1/ [Accessed 29 06 2022] [11] Profile of the PicoDragon satellite VNSC, [Online] Available: https://vnsc.org.vn/en/projects/profile-of-the-picodragon-satellite/ [Accessed 29 06 2022] [12] MicroDragon Satellite Project VNSC, [Online] Available: https://vnsc.org.vn/en/projects/microdragon-satellite-project/ [Accessed 29 06 2022] Website: https://jst-haui.vn La Thuy Linh, Tran Anh Tu, Phan Thanh Hien University of Science and Technology of Hanoi, Vietnam Academy of Science and Technology Vol 58 - No (Oct 2022) ● Journal of SCIENCE & TECHNOLOGY 27 ... h bánh xe phản ứng Đầu khối vận tốc góc vệ tinh Hình Vận tốc góc (hình trái) lực xoắn điều khiển từ lực (hình phải) chế độ tái ổn định vệ tinh theo lý thuyết [4] XÂY DỰNG MƠ HÌNH MƠ PHỎNG Hình. .. trạng thái ổn định sau thời gian chuyển động hỗn loạn, qua xác nhận chế độ tái ổn định chương trình mơ hoạt động tốt Hình 14 Sơ đồ khối động phản ứng KẾT QUẢ VÀ THẢO LUẬN Mô chế độ tái ổn đinh xây... tọa độ SBC hệ tọa độ ECI, B B chúng sử dụng khối ADS giống mơ hình Mặt trời Hình 12 Sơ đồ mơ hình MATLAB/Simulink khối mơ xác định tư vệ tinh 3.4 Khối mô điều khiển tư vệ tinh (ACS) Hình 10 Mô