微衛(wèi)星姿態(tài)判定系統(tǒng)

1、微衛(wèi)星姿態(tài)判定系統(tǒng)陳建榕 497370444 機電三B張凱茗 497370345 機電三B1 第一章 緒論TUUSAT-1A 的子系統(tǒng)包括姿態(tài)控制、電源、通訊、電腦、結構、熱控、酬載。 衛(wèi)星系統(tǒng)分為: 一、結構子系統(tǒng) 二、姿態(tài)與軌道 三、熱控子系統(tǒng) 四、通訊子系統(tǒng) 五、電源子系統(tǒng) 六、電腦子系統(tǒng) 七、酬載子系統(tǒng)2 第二章衛(wèi)星姿態(tài)判定與控制系統(tǒng)衛(wèi)星任務與需求估算姿態(tài)系統(tǒng)參數(shù)決定控制與判定元件設計控制法則設計定資邏輯與軟體姿態(tài)模擬姿態(tài)精度估算介面設計與硬體測試硬體製作與測試3姿態(tài)系統(tǒng)測試流程系統(tǒng)整合測試太空環(huán)境測試4 2-1 姿態(tài)系統(tǒng)基本架構姿態(tài)決定與控制系統(tǒng) ACDS姿態(tài)決定系統(tǒng) ADS量測衛(wèi)星

2、姿態(tài)參數(shù)，並對衛(wèi)星姿態(tài)進行判定姿態(tài)控制系統(tǒng) ACS運用在衛(wèi)星上的力與力矩關係，使衛(wèi)星能在我們所既定的控制下穩(wěn)定運行5為什麼要有姿態(tài)控制系統(tǒng)?我們知道，衛(wèi)星在失重的環(huán)境下飛行，如果不對它進行控制的話，它就會亂翻筋鬥。這種情況是絕對不允許的，因爲衛(wèi)星都有自己特定的任務，在飛行時對它的飛行姿態(tài)都有一定的要求。比如，通信衛(wèi)星需要它的天線始終對準地面；對地觀測衛(wèi)星則要求它的觀測儀器的窗口始終對準地面，如果亂翻亂滾衛(wèi)星哪裏還能正常工作嗎？衛(wèi)星的姿態(tài)控制就是控制衛(wèi)星的飛行姿態(tài)，保持姿態(tài)軸的穩(wěn)定，並根據(jù)需要改變姿態(tài)軸的方向。由於各種干擾，衛(wèi)星在空間的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度往往會偏離設計值，這時就要進行控制和調整。

3、6 2-2 姿態(tài)控制系統(tǒng)姿態(tài)控制系統(tǒng)主動式被動式氣體推力控制系統(tǒng)動量輪控制系統(tǒng)磁力矩控制系統(tǒng)自旋穩(wěn)定系統(tǒng)永久磁棒穩(wěn)定系統(tǒng)重力梯度穩(wěn)定系統(tǒng)7主動式與被動式根據(jù)對衛(wèi)星的不同工作要求，衛(wèi)星姿態(tài)的控制方法也是不同的。按照是否採用專門的控制力矩裝置和姿態(tài)測量裝置，可把衛(wèi)星的姿態(tài)控制分爲被動姿態(tài)控制和主動姿態(tài)控制兩類。主動姿態(tài)控制：根據(jù)姿態(tài)誤差（測量值與標稱值之差）形成控制指令，産生控制力矩來實現(xiàn)姿態(tài)控制的方式。被動姿態(tài)控制：利用衛(wèi)星本身的動力特性和環(huán)境力矩來實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定的方法。8 2-2-1 主動式控制氣體推力器系統(tǒng): 優(yōu)點不受環(huán)境限制、易操作、可配合任何控制方法、修正時間快速、精度高，但體積設備龐大動

4、量輪控制系統(tǒng): 分為動量輪偏斜控制系統(tǒng)和動量輪交換反應輪控制系統(tǒng)。動量輪偏斜控制系統(tǒng)是使用動量輪旋轉以維持一較大的角動量，如此可用來克服干擾力矩。而動量交換系統(tǒng)利用衛(wèi)星和動量輪或動量輪之間的動量交換做為姿態(tài)控制方法。磁力矩控制系統(tǒng): 以控制器控制電磁線圈中電流的大小，以控制電磁線圈所產生的磁矩，進而控制其和地球磁場作用所產生的磁力矩。優(yōu)點為重量輕，不需運動套件及複雜的裝置。9 2-2-2 被動式控制自旋穩(wěn)定系統(tǒng): 分為單自旋、雙自旋穩(wěn)定。單字旋穩(wěn)定系統(tǒng)，衛(wèi)星本體會對所需要指向的軸做一自旋運動，以產生一較大的角動量，對抗外來的干擾力矩，其角動量必須遠遠大於外在力矩總和。雙自旋穩(wěn)定系統(tǒng)可有一部分本

5、體不旋轉，但需要克服的問題很多，由於兩部分轉速不同，要如何克服章動，而使系統(tǒng)複雜度增高，雖然雙自旋穩(wěn)定系統(tǒng)之精度較高，但相對的因材料容易耗損所以壽命較低。重力梯度穩(wěn)定: 藉由衛(wèi)星和地球引力場的交互作用達到以地球為中心的定位，由於地球重力場會隨著地心的高度增加而減少，所以一般只適用於低軌道，由於重力場只能以地心為指向，欲達成重力穩(wěn)定的目的，先決條件為使重力梯度力矩高於其他的環(huán)境作用力矩，也就是指向地心的軸的慣量必須遠小於其他軸的慣量。10被動式磁力穩(wěn)定: 包含強力永久性磁棒以及磁滯阻尼器，其原理主要是根據(jù)磁極相吸相斥原理，則磁棒會沿著磁力線對齊，使的衛(wèi)星Z軸會沿著地球磁場向量方向，衛(wèi)星的指向受到

6、磁棒與地球磁場相互作用所影響，使衛(wèi)星上的磁棒重新沿著週遭的磁場方向。而磁滯阻尼器功能為穩(wěn)定衛(wèi)星的轉速並且?guī)椭l(wèi)星減少擺動達到平衡位置 。TUUSAT-1A就是使用這個姿態(tài)控制系統(tǒng)11 2-3-2 感測器性能比較感測器類型 優(yōu)點缺點地球感測器適用於低軌道衛(wèi)星信號強輪廓清楚分析方便一般需要掃描機構需要防止太陽干擾精度約0.1度太陽感測器(TUUSAT-1A使用)信號源強輪廓清楚功率低,質量輕有陰影區(qū)精度約0.015度恆星感測器精度約0.003度視場不受限制不受軌道影響信號弱,結構複雜,成本高要防止太陽干擾,恆星識別複雜磁場感測器成本低,消耗功率低對低軌道衛(wèi)星靈敏度高姿態(tài)精度=0.53度受軌道影響大

7、在星體內要進行清潔慣性感測器自主性強不受軌道影響有限時間內精度高在星體上容易實現(xiàn)易於飄移有高速旋轉零件,易於磨損功率大,質量大12第三章 何謂克普勒三大定律 (Keplers laws)克普勒定律為描述太陽系中行星運行的定律. 克普勒三大定律的內容如下:第一定律: 所有的行星軌道為橢圓形, 以太陽為焦點第二定律: 如果我們將太陽到行星之間連接一條線, 這條線在單位時間掃過的面積是常數(shù).13第三定律: 行星運動的週期(T)和行星與太陽的距離(R)有直接的關係. T2/R3= 常數(shù)14衛(wèi)星軌道實用之衛(wèi)星軌道分為以下四類:(1)地球同步軌道:指衛(wèi)星軌道某個參數(shù)與地球一樣。若衛(wèi)星繞地球速度與地球自轉一

8、樣快，則從地面看來衛(wèi)星是不動的，這種衛(wèi)星軌道稱為地球同步軌道。(2)太陽同步軌道:此衛(wèi)星特性為一天通過地球同一點兩次，且每天通過的時間一樣，軌道較低、成本也較低，若透過多顆太陽同步衛(wèi)星的組合就能構成一通訊網，也可做為小衛(wèi)星實驗。(3)橢圓軌道: 為以地球為橢圓焦點的軌道，其主要應用在天文及科學實驗方面。(4)極軌道:為通過地球南北及運轉之衛(wèi)星軌道，其應用範圍也很廣，例如一些太陽同步軌道也是屬於極軌道。153-2 座標系統(tǒng)分別列出四種常用的座標系統(tǒng):地球固定座標: 地球固定座標相對於地球是固定的，是以地球質量中心為原點，X軸指向本初子午線，Z軸為地球自轉軸，Y軸則由右手定則決定方向。地球慣性座標

9、: 地球慣性座標與地球固定座標一樣是以地球質量中心為原點，但定易慣性座標系統(tǒng)需有一個固定的參考點，通常會選定春分點，X軸由地球質量中心指向春分點，Z軸為地球自轉軸方向，Y軸則由右手定則決定方向。16軌道座標: 軌道標系統(tǒng)是根據(jù)衛(wèi)星速度與位置向量所定義的，主要目的在提供衛(wèi)星在軌道上的姿態(tài)。軌道座標系統(tǒng)以衛(wèi)星質量中心為原點，Z軸為衛(wèi)星質量中心指向地球質量中心的方向，Y軸為負的軌道面法線方向，X軸則由右手定則決定方向。軌道座標系統(tǒng)又稱當?shù)厮阶鶚讼到y(tǒng)。衛(wèi)星本體座標: 衛(wèi)星本體座標的原點位在衛(wèi)星的質心，Y軸為放置CCD鏡頭那一面的方向，配置通訊天線那一面為Z軸方向，X軸則由右手定則決定方向。17結論本

10、文研究在設計一個TUUSAT-1A衛(wèi)星姿態(tài)判定系統(tǒng)，第一章先讓我們瞭解衛(wèi)星系統(tǒng)的分類，我們研究的是姿態(tài)衛(wèi)星系統(tǒng)，第二章提到姿態(tài)控制系統(tǒng)其中有主動式與被動式其中包括各種系統(tǒng)的優(yōu)缺點，還有感測器的各性能比較要看各方面的實用性來決定，其中地平線感測器因較少限制，所以在工程上廣泛應用，而恆星感測器則為最準確的姿態(tài)感測器。第三章主要講是克普勒三大定律以及衛(wèi)星軌道的分類， 當衛(wèi)星任務決定後， 選擇一個合適的軌道上運作衛(wèi)星是很重要的， 因此在這也描述了衛(wèi)星的座標系統(tǒng)。18微衛(wèi)星46497370345 機電3B 張凱茗497370444 機電3B 陳建榕19第四章衛(wèi)星姿態(tài)判定法衛(wèi)星姿態(tài)判定可分為單軸姿態(tài)判定法

11、與三軸姿態(tài)判定法種單軸姿態(tài)判定法通常用於自旋穩(wěn)定衛(wèi)星上，目的在求衛(wèi)星旋轉軸之方位角。三軸姿態(tài)判定法三軸姿態(tài)計算在求衛(wèi)星附體座標相對於一慣性考座標的方位204-1 單軸姿態(tài)計算原單軸姿態(tài)計算為計算衛(wèi)星在某一特定軸的方位，如旋轉軸在慣性座標的方位，要描述單軸姿態(tài)最直接的方法，即以此特定軸的單位向A = xi + yj + zk&或者以衛(wèi)星為球心的天體球上之一點( , )表示，者之間的轉換即為直角座標與球座標的轉換：x = cos cosy = sin cosz = sin214-2 三軸姿態(tài)計算原三軸姿態(tài)的有三個獨變；要描述三軸姿態(tài)最簡單的方法就是附體座標的基底在考座標的三個單位向，亦即個座標間的

12、轉換矩陣，此外還有尤角、尤軸角、四元運算子（quaternion）、以及吉布斯（Gibbs vector）等。224-3 卡爾曼波器卡爾曼波器原本發(fā)展應用在線性估測問題上，為解決非線性估測的問題而發(fā)展出擴張卡爾曼波則應用於解決非線性問題上。由於衛(wèi)星的動態(tài)方程式為非線性方程式，許多感測器的模型也是由非線性方程式所表示，針對態(tài)變引用微擾的方法可使系統(tǒng)與測變成近似線性，真實的態(tài)可寫成一考軌跡加上一微擾，根據(jù)泰展(Taylor series expansion)開式，如此在線性估測下所發(fā)展的卡爾曼波即可應用在非線性估測問題上，即稱為擴張卡爾曼波。23第五章 TUUSAT-1A 之衛(wèi)星姿態(tài)動態(tài)系統(tǒng)對於用

13、卡爾曼波器作衛(wèi)星姿態(tài)判定，我們需要建衛(wèi)星姿態(tài)動態(tài)模型與外界干擾矩模型。我們所設計TUUSAT-1A 為軌道高600800 公，軌道傾角為97.898.6 的太陽同步軌道衛(wèi)星。我們所採用的姿態(tài)控制方法，用永久性磁棒與磁滯線圈，使衛(wèi)星達到姿態(tài)穩(wěn)定，屬於被動式姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)。245-2 環(huán)境矩圖 環(huán)境影響矩 vs 軌道高姿態(tài)干擾矩主要源是地球重場磁場太陽射壓與空氣動矩等。以卡爾曼波作衛(wèi)星姿態(tài)預測時需要一作用於衛(wèi)星之外界干擾舉的模型。255-2-1 重梯矩假設地球為正球型，衛(wèi)星的質中心與幾何中心重合，地心至衛(wèi)星質心遠大於衛(wèi)星尺寸，則重梯矩可表示為： 為地球重常( = 3.98690051014 m3 s

14、2 )( = GM ;M 為地球質,G 為萬有引常)D為衛(wèi)星至地球地心之距E1為沿著地球半徑方向的單位向I 為衛(wèi)星的慣性矩265-2-2 太陽射矩P 為平均磁矩通( = 4.4106 kg m1 s2 )C 為幅射線反射係A el為衛(wèi)星有效表面面積r el為質新制光壓中心在BCS 之位置向Sb 為在BCS 之太陽方向單位向由於太陽射強與距平方成反比，故可視光壓大小與衛(wèi)星繞地球高無關，對同步衛(wèi)星而言，此為姿態(tài)及軌道擾動的主要源。275-2-3 地球磁場矩其中M為磁棒的磁偶TUU SAT-1A 採用的磁棒為LNGT36J(ALNICO 5 系),直徑3.5cm x 長 35 cm, Hc= 58

15、kA/m M =40 Am2。E = 8.1 1025 gauss cm3r 為地球磁中心至衛(wèi)星的距m 為地磁緯285-2-4 空氣動矩由於大氣層與衛(wèi)星表面的交互作用，產生對質心的矩，對於低於400 公之衛(wèi)星此環(huán)境矩就可忽。 為大氣密,v 為衛(wèi)星飛速,l 為空氣動中心至質中心的距,S 為衛(wèi)星截面積,Cd 為空氣動常29第章 TUUSAT-1A 之姿態(tài)判定系統(tǒng)我們使用感測器有磁計、太陽感測器與加速感測器使用的考向有磁場、太陽方向、天底方向向，使用上述的三個向建三組判定法則達到定出衛(wèi)星三軸姿態(tài)。306-1 判定方法、元件(1) 在姿態(tài)判定系統(tǒng)上我們使用代法則方法(2-vector algorith

16、m)，分析並估算在考座標和衛(wèi)星體座標到的中任何個向的方法。(2) 姿態(tài)感測器使用磁計、太陽感測器與加速計。(3) 使用的考向:太陽、地球天底與地球磁場的方向向。(4) 用GPS 定位。(5) 由三個感測器與三個考向可產生三組判定法則供使用。(6) 將三組姿態(tài)資做多餘資最大可能性(Maximum-likelihood method)的運算輯處，可得到一組的姿態(tài)。(7) 將所得的姿態(tài)資代入擴張卡爾曼波(Extended Kalman filter)運算以求得到最佳的姿態(tài)資。316-2 感測器測與考向模型圖6-3 感測器測與考向326-2-1 感測器測磁計(Magnetometer)我們將三軸磁計，

17、放置於衛(wèi)星本體座標的原點，並且使三軸磁計的X、Y 與Z 軸與衛(wèi)星本體座標三軸在相同的方向，如此由磁計所得的三軸磁值，即可得知在衛(wèi)星體座標上地球磁場方向。33加速感測器(Accelerometer)加速計的放置方法與磁計相同。由於衛(wèi)星在軌道上運，其所受的最主要的加速源為地球重方向，故我們將三軸加速計，放置於衛(wèi)星本體座標的原點，如此由加速計所得的三軸加速值，即可得知在衛(wèi)星體座標上地球天底方向。34太陽感測器(Sun sensor)我們用太陽能板當作太陽方位感測器的方法。由於這個方法是用已有的太陽能板獲得的電計算太陽方位角,因此可以去購買姿態(tài)感測器的預算及電能功的損耗,以下我們將介紹用太陽能板電計算

18、太陽方位角的運算方法。35上圖表示太陽能板組裝的幾何外形,想的太陽能板產生電 可由圖示得知:由於TUU SAT-1 星上電腦功受限制,三角函的計算是被允許的,因此式(2)及式(3)必須加以線性化以估算出太陽的方位角及俯仰角。TUU SAT-1 有面太陽能板,因此我們可以將所生的電分成12個線性區(qū)域,由於之前的運算過程使用線性化的方法,將產生方位角估測的誤差,根據(jù)17,判斷方位角並將誤差最小化的方法為首先判斷哪一面太陽能板的電最大,則該面是最正對太陽的一面;接著比較該面附近三個線性區(qū)域的值,然後取最接近三者平均的值,這個方法所得到的誤差約在7 以內。366-2-2 考向模型地球磁場模型使用低軌道

19、IGRF (International Geomagnetic Reference Field)模型，提供一地球磁場模型以球座標表示(r, , ) 如下:r 為ECEF 座標下衛(wèi)星與地心的距 為ECEF 座標下的緯 為ECEF 座標下的經a 為地球半徑 P 為Legendre 函g,h為高斯係 n 為高斯係階37太陽位置模型 用太陽位置演算法模擬求解衛(wèi)星到太陽的位置向。首先以太陽位置演算法計算出太陽到地球的位置向(以ECI 座標表示)，再經由座標轉換到衛(wèi)星軌道座標上，以取得衛(wèi)星軌道考座標的太陽方位模型。 太陽位置演算法:輸入模擬起始的時間(含,月,日,分,秒)及模擬時間(t )以求得太陽到地球

20、得位置向 。38地球天底模型 衛(wèi)星在軌道上位置由球體座標表示(R, , ) 。396-3 最大可能性運算輯(MLM)由於我們所使用的判定法則會產生三組的姿態(tài)資，我們對這三組姿態(tài)資做多餘資的最大可能性運算處(Maximum-likelihoodmethod, MLM)，以求的最佳的資。造成衛(wèi)星姿態(tài)判定誤差的幾個重要因素:1.判定衛(wèi)星軌道誤差2.衛(wèi)星軌道判定與估算誤差3.慣性座標上的考向模型誤差4.在衛(wèi)星本體座標上所測的考向誤差5.姿態(tài)判定輯法則誤差為提高姿態(tài)判定的確，我們使用最大概似法(MLM)，對資進多餘資的處406-4 設計分析在姿態(tài)判定子系統(tǒng)設計上，主要在判定衛(wèi)星姿態(tài)資，將所判定出的姿態(tài)資

21、供其他子系統(tǒng)運用或回傳回地面作分析。TUUSAT-1A在姿態(tài)控系統(tǒng)(ACS)部分：用永久性磁棒與磁滯線圈，使衛(wèi)星達到姿態(tài)穩(wěn)定，屬於被動式姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)。我們所設計的判定系統(tǒng)，是用磁計、加速計、用太陽能板當成太陽感測器與GPS 等感測元件，對一顆被動式姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的衛(wèi)星進姿態(tài)資的獲取。4142 一般在姿態(tài)判定方法上通常是用二個衛(wèi)星感測器與二個考體向可以定出衛(wèi)星三軸姿態(tài)，用感測器感測向與考體向間座標轉換的方式可的到衛(wèi)星方向餘旋矩陣，取的衛(wèi)星三軸的姿態(tài)角資。 我們所使用的判定方法與上述的原相同，但我們所設計的判定系統(tǒng)使用三個衛(wèi)星感測器與三個考體向，用分別的二個衛(wèi)星感測器與二個考體向定出衛(wèi)星三軸姿態(tài)方法

22、，我們所使用的判定系統(tǒng)則可的到三組同的衛(wèi)星姿態(tài)角資，目的除為能獲的準確的姿態(tài)資外，另外的重點是能要建衛(wèi)星姿態(tài)資中斷與判定系統(tǒng)的安全機制。436-4-1 衛(wèi)星資中斷我們所使用三組同的2-vector 判定法則如下:第一組法則 -地球磁場與太陽方向向第二組法則 -地球磁場與天底向第三組法則 -天底向與太陽方向向由於衛(wèi)星在軌道上運時，會有背光面與向光面的問題，在衛(wèi)星運到背光面的時候，將會使的太陽感測器無法正常運作，必須要等到太陽感測器運到向光面的時候，才有辦法提供太陽方位資，對於用太陽感測器進姿態(tài)判定的衛(wèi)星，將會有特定背光時間無法得知衛(wèi)星姿態(tài)。由於我們用三組判定法則，當衛(wèi)星在背光面時雖然第一法則與第

23、三法則將無法正常運作，但我們能然可由第二法則得到衛(wèi)星的三軸姿態(tài)資，確保姿態(tài)資間斷。446-4-2 判定子系統(tǒng)的安全機制 我們採用三個感測器，可以低衛(wèi)星無法正常取的姿態(tài)資的機。當一個感測器毀損或無法正常使用的態(tài)下，我們可以用另外二個感測器順取的姿態(tài)資。當磁計毀損或無法正常運作情況下:我們使用用太陽感測器與加速計繼續(xù)進姿態(tài)的判定，由於有用到太陽感測器，在資取上會由向光面與背光面的問題。當太陽感測計毀損或無法正常運作情況下:我們使用用磁計與加速計繼續(xù)進姿態(tài)的判定，由於未使用太陽感測器判定，會由向光面與背光面的問題。當加速計毀損或無法正常運作情況下:此情況與磁計無法正常運作情況相同，我們使用用太陽感測

24、器與加速計繼續(xù)進姿態(tài)的判定，由於有用到太陽感測器，在資取上會有向光面與背光面的問題。45微衛(wèi)星姿態(tài)判定系統(tǒng)軌道方程式陳建榕 497370444張凱茗 49737034546為什麼要對衛(wèi)星進行姿態(tài)控制?我們知道，衛(wèi)星在失重的環(huán)境下飛行，如果不對它進行控制的話，它就會亂翻滾。這種情況是絕對不允許的，因為衛(wèi)星都有自己特定的任務，在飛行時對它的飛行姿態(tài)都有一定的要求。衛(wèi)星的姿態(tài)控制就是控制衛(wèi)星的飛行姿態(tài)，保持姿態(tài)軸的穩(wěn)定，並根據(jù)需要改變姿態(tài)軸的方向。由於各種干擾，衛(wèi)星在空間的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度往往會偏離設計值，這時就要進行控制和調整。47我們可把衛(wèi)星的姿態(tài)控制分為被動姿態(tài)控制和主動姿態(tài)控制兩類。所謂被

25、動姿態(tài)控制，就是利用衛(wèi)星本身的動力特性和環(huán)境力矩來實現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定的方法；主動姿態(tài)控制則是根據(jù)姿態(tài)誤差形成控制指令，產生控制力矩來實現(xiàn)姿態(tài)控制的方式。被動姿態(tài)控制方式有自旋穩(wěn)定、重力梯度穩(wěn)定等；主動姿態(tài)控制方式是對X、Y、Z三個軸進行控制。有的衛(wèi)星要求其一個軸始終指向空間固定方向，通過衛(wèi)星本體圍繞這個軸轉動來保持穩(wěn)定，這種姿態(tài)穩(wěn)定方式就叫自旋穩(wěn)定。它的原理是利用衛(wèi)星繞自旋軸旋轉所獲得的陀螺定軸性，使衛(wèi)星的自旋軸方向在慣性空間定向。早期的衛(wèi)星大多採用這種控制方式。48衛(wèi)星的另一種姿態(tài)穩(wěn)定方式稱為重力梯度穩(wěn)定。重力梯度穩(wěn)定是利用衛(wèi)星繞地球飛行時，衛(wèi)星上離地球距離不同的部位受到的引力不等而產生的力矩(重

26、力梯度力矩)來穩(wěn)定的。許多衛(wèi)星在飛行時要對其相互垂直的的三個軸都進行控制，不允許任何一個軸產生超出規(guī)定值的轉動和擺動，這種穩(wěn)定方式稱為衛(wèi)星的三軸姿態(tài)穩(wěn)定。目前，先進的衛(wèi)星大都採用三軸姿態(tài)穩(wěn)定方式來控制。實現(xiàn)衛(wèi)星三軸姿態(tài)控制的系統(tǒng)一般包括姿態(tài)敏感器、姿態(tài)控制器和姿態(tài)執(zhí)行機構三部分。 49姿態(tài)敏感器的作用是感受和測量衛(wèi)星的姿態(tài)變化：衛(wèi)星沿各個軸的轉動角度、轉動角速度有多大，是否超出規(guī)定的範圍。 姿態(tài)控制器的作用是把姿態(tài)敏感器送來的衛(wèi)星姿態(tài)角變化值的信號，經過比較、處理，然後把產生的控制信號輸送到姿態(tài)執(zhí)行機構。 姿態(tài)執(zhí)行機構有兩種。一種是氣體噴管，即在衛(wèi)星三個軸的方向安置若干個小的氣體噴管。一旦衛(wèi)星

27、偏離所要求的姿態(tài)，相應方向的噴管就會噴出氣體，產生推力，使衛(wèi)星回到所要求的姿態(tài)位置。另一種是反作用飛輪(一種具有一定轉動慣量的輪子)。當衛(wèi)星的姿態(tài)處於所要求的姿態(tài)時，飛輪保持勻速旋轉，如果衛(wèi)星偏離了某一位置，則通過姿態(tài)敏感器和控制線路使飛輪加速或減速，產生一個相反方向的力矩，使衛(wèi)星回復到所要求的姿態(tài)位置。衛(wèi)星三個軸向各設置一個這樣的飛輪，就能控制衛(wèi)星三個軸方向的姿態(tài)。 50軌道元素軌道元素示意圖51軌道元素主要之目的是形容衛(wèi)星軌道特性。衛(wèi)星軌道分為高、低、中軌道，又分有太陽同步軌道、地球同步軌道、極地軌道或圓型軌道、橢圓軌道、雙曲線軌道。經由軌道元素可以決定衛(wèi)星處於何種軌道上。其包含a ：橢圓

28、軌道半長軸e ：軌道心i ：軌道傾角 ：近地點偏角 ：上昇角t ：過近地點的時間52軌道方程式衛(wèi)星在地球軌道上運，地心引是最主要的作用，將衛(wèi)星及地球考慮為二體問題，並假設衛(wèi)星與地球為均勻球體，且可以視為質集中於質心的質點，以及只有重作用，如圖示，其中v 為衛(wèi)星之速，F(xiàn)c 為心，則衛(wèi)星與地球間的作用可以下式表示：5354隨著軌道偏心同，軌道的形也相，如圖所示：軌道-能關係圖e=0 圓軌道0e1 雙曲線55太陽感測器紫外線感測器是一種專門用來檢測紫外線的光電器件。它對紫外線特別敏感尤其對木材化纖織物紙張油類塑料橡膠和可燃氣體等燃燒時產生的紫外光反應特別強烈。紫外線感測器的陰極和陽極之間加有電壓當紫

29、外線透過石英玻璃管照在陰極時由於陰極上涂敷有電子放射物質陰極就會發(fā)射光電子在強電場的作用下光電子被吸向陽極光電子高速運動時與管內的氣體分子相碰撞而使氣體分子電離氣體電離產生的電子再與氣體分子相碰撞最終使陰極和陽極間被大量的光電子和離子所充斥引起光放電現(xiàn)象電路中形成很大的電流。56太陽感測器需求近年來，由於新需求的出現(xiàn)，紫外線探測引起了人們的極大關注。民用及軍用產業(yè)都需要有更好的紫外線探測儀器，以用於引擎控制、太陽紫外線監(jiān)測、光源校正、紫外光天文學、火焰感測器、導彈羽流檢測以及空對空安全通信等應用。這些應用由於其具有高精密性、低功耗及高穩(wěn)定性等特點，故半導體元件是紫外線檢測器的最佳選擇。儘管這些

30、元件對可見及紅外光也很敏感，且在高能輻射下容易老化，但成熟的矽製程可為紫外線探測提供廉價而又高效的解決方案。57ISET Sensor皮托科技股份有限公司58太陽輻射感測器ISET Sensor - 符合大眾市場的高品質科技量測設備59新的ISET感測器太陽光電系統(tǒng)的操作者，希望能由PV設備得到簡單、快速且可靠的功能資訊。但由於光譜敏感性、反射與溫度特徵的不同，因此熱電式輻射感測器不會與真實PV發(fā)電機做能量產出的比較。此外使用者有相對高的獲取成本。相對於此，低價位種類的輻射感測器，並沒有達到長期精確度的需求，並且可能會因為低價設備，發(fā)現(xiàn)功能不足而無法接受。太陽電池感測器ISET Sensor排

31、除這些因素，符合太陽發(fā)電機的物理特徵，簡單、小型且適合設備的精確建立。新的外型設計，使其在各領域擁有廣泛的接受度。60ISET Sensor技術特徵太陽輻射經由正確建置的太陽電池，轉換為等比例的電流。經由與小型鋁合金設備耦合的特殊分流器電阻，決定量測電壓。與PV模組比較，測試電池有幾乎相同的幾何結構、特殊外型，可進行外部溫度連接，為高度抗氣候性，確保了量測結果的重複正確性。61溫度感測器為量測高準確度，記錄了電池溫度的雙線式資料（two-wired data line）。每個ISET Sensor的校準，由公認的測試實驗室，於相同方式建置的參考環(huán)境（W/m2）下進行，並產生作為品質保證的說明文

32、件?？擅黠@地了解，因為不同技術支援不同的光譜敏感度，因此PV設備的能源評鑑與監(jiān)控，應使用相同的感測器與PV設備技術。進一步考慮相同的物理特性，如溫度、反射與衰退。當你擁有太陽電池技術的ISET Sensor，可得到合適的輻射感測器。6263座標系統(tǒng)座標系統(tǒng)是為方我們對衛(wèi)星姿態(tài)判定與建姿態(tài)模型。衛(wèi)星在太空中我們如果沒有定義適當座標系統(tǒng)，我們也無法確的對衛(wèi)星的方位與姿態(tài)進判定，分別出四種常用座標系統(tǒng)，分別為地球固定座標、地球慣性座標、軌道座標與衛(wèi)星本體座標。64地球固定座標地球固定座標相對於地球是固定的是以地球質中心為原點X 軸：從地心指向地球赤道與格威治子午圈（子午圈）交點。 Z 軸：為地球自轉

33、軸。Y 軸：與 、 軸垂直，並與 、 軸成一右旋系統(tǒng)。（右手定則決定方向）6566地球慣性座標地球慣性座標與地球固定座標一樣是以地球質中心為原點，但定義慣性座標系統(tǒng)需有一個固定的考點，通常會選定春分點X 軸：地球質中心指向春分點Z 軸：地球自轉軸方向Y 軸：由右手定則決定方向。春分點是指赤道平面和黃道的兩個相交點的一個（另一個是秋分點）。冬至後，太陽從南向北移動，在春分那一天通過這一點。67軌道座標軌道座標系統(tǒng)是根據(jù)衛(wèi)星速與位置向所定義的，主要目的在提供衛(wèi)星在軌道上的姿態(tài)。軌道座標系統(tǒng)以衛(wèi)星質中心為原點Z軸：衛(wèi)星質中心指向地球質中心的方向Y 軸：負的軌道面法線方向X 軸：由右手定則決定方向軌道

34、座標系統(tǒng)又稱為當?shù)卮怪彼阶鶚讼到y(tǒng)(Local Vertical Local Horizontal, LVLH)。68衛(wèi)星本體座標衛(wèi)星本體座標的原點位在衛(wèi)星的質心X 軸：由右手定則決定方向Y 軸：放置CCD 鏡頭那一面的方向Z 軸：方向配置通訊天線那一面69 姿態(tài)系統(tǒng)建-裕淵定稿70文提要內容本文主要是針對TUUSAT-1A微衛(wèi)星之細部設計，使用系統(tǒng)驗證軟體TUUSIM(TUUSAT-1A IMulator)對任務做模擬分析。由微衛(wèi)星的概介紹、TUUSAT-1A任務與架構為前導，在瞭解微衛(wèi)星的基本架構後， 進而明微衛(wèi)星各子系統(tǒng)細部設計，包括系統(tǒng)設計與初步設計，如系統(tǒng)需求、硬體等設計，並對每層的

35、系統(tǒng)配製作詳細的明。接著為驗證UUSAT-1A子系統(tǒng)設計與效能，使用研究團隊自發(fā)展的驗證軟體TUUSIM，在整合熱控程式後，對姿態(tài)、熱控、電源與通訊四個子系統(tǒng)作任務模擬分析，將模擬結果與系統(tǒng)細部設計作討。71衛(wèi)星任務目標與需求 此設計的TUUSAT-1A 微衛(wèi)星規(guī)格為：執(zhí)任務壽命時間三個月，設計壽命一，重屬微衛(wèi)星等級，外型為28 方公分的四方體柱72TUUSAT-1A 微衛(wèi)星系統(tǒng)架構根據(jù)同的任務需求，定義出微衛(wèi)星所需具備的功能，並建一個微衛(wèi)星的基本架構。以TUUSAT-1A 微衛(wèi)星整體的系統(tǒng)為，本衛(wèi)星平臺共分為SMS(結構)、ADCS(姿態(tài)控制)、TCS(熱控)、TT&C(通訊)、C&DH(電

36、腦)與EPS(電源)共大子系統(tǒng)7374TUUSAT-1A 微衛(wèi)星子系統(tǒng)細部設計介紹微衛(wèi)星設計可分為三個發(fā)展階段，起初發(fā)展階段為系統(tǒng)設計(SDR)階段，接續(xù)到各子系統(tǒng)的初步設計(PDR)階段，最後是詳細的細部設計(CDR)階段75姿態(tài)子系統(tǒng)細部設計姿態(tài)硬體是根據(jù)PDR 時的設計製造，磁棒是由國內廠商製造，磁滯棒由於國內並沒有找到合適的廠商，於是由國外廠商製造，磁滯線圈則由NSPO 提供，並於製造後驗證性能，以確定和需求的性能的誤差在可接受範圍之內76磁棒性能驗證77磁滯棒性能驗證78磁棒79磁滯棒80磁滯線圈81姿態(tài)感測器於微衛(wèi)星TUU SAT-1姿態(tài)判定系統(tǒng)之應用與研究指 導 教 授：洪祖昌

37、博士研 究 生 ：莊金剛82計畫動機人造衛(wèi)星所扮演的角色與所展現(xiàn)的功能是日益重要與重大，而微衛(wèi)星在世界各國亦蓬勃的發(fā)展，尤其是在國外許多大學都直接的參與或領導其從事科學或商業(yè)的運用，而這些成功的典範正是激起發(fā)展本計畫之動機。83TUU SAT-1 微衛(wèi)星計畫TUU SAT-1 微衛(wèi)星整體設計為一重51 、六角柱形體尺寸為0.422 0.422 0.35 m3，主要設計的酬載任務為(1)CCD 雲(yún)圖照相實驗(2)語音點撥實驗(3)GPS 試驗，而依據(jù)地面攝影和基本廣播酬載的需求，決定TUU SAT-1 的軌道傾角為98.6o、軌道高度800 公里之太陽同步軌道。84姿態(tài)控制方面原姿態(tài)控制採用重力

38、梯度桿配合主動式模糊磁控制方法，最終模擬結果相當不錯，但因經費限制，無法依原計劃購買重力梯度桿與姿態(tài)感測器，進行控制器製作與實驗，所以最終決定改以被動式磁棒控制取代原先設計，經過分析模擬結果已證實其可行性。85地面站方面地面接收站可接收業(yè)餘衛(wèi)星的訊號和資料的測試，目前可接收到NOAA 及Meteor系列的氣象衛(wèi)星雲(yún)圖和Oscar 系列的beacon 訊號，現(xiàn)今著重於分析及處理beacon封包內容和分封轉存通訊功能，目前已完成地面通訊模擬試驗。86熱控方面在熱控分析方面，討論以四方柱體和六方柱體兩種不同形狀的衛(wèi)星，探討星殼材料對衛(wèi)星溫度的影響，並完成微衛(wèi)星在太陽同步軌道上以重力梯度穩(wěn)定旋轉的溫度

39、變化情形模擬；目前已完成重力梯度及自旋穩(wěn)定微衛(wèi)星溫度分佈之研究，並初步組裝各項熱控材料元件，同時配合其他子計劃之協(xié)調，完成衛(wèi)星總體計劃之整合工作。87結構方面經由TUU SAT-1 微衛(wèi)星主體結構之初步設計與分析，已確定採用板片式之六角柱形結構，且設計出最佳的衛(wèi)星主體結構以滿足HES 與本身任務之需求。未來可藉由此主體結構初步設計的完成，擴展至內部各子系統(tǒng)的設計與裝配、以進行細部的設計與分析，或可進行較複雜的衛(wèi)星結構與伸展動作之設計與研究，以滿足更嚴格的太空環(huán)境需求。88電源方面已經完成TUU SAT-1 電源系統(tǒng)的初步規(guī)劃與計算，接下來要更進一步討論技術層面的東西包括：(1) 升壓及充電電路

40、設計與製作(2) 直流電源轉換器之設計與製作(3) 電源系統(tǒng)之組裝與測試，則可更確立TUU SAT-1 的電源可靠性。89電腦方面依據(jù),TUU SAT-1 的任務需求，主要目標在發(fā)展微衛(wèi)星之資料管理的電腦系統(tǒng)。首先進行的是任務需求與功能的探討,然後是硬體與軟體架構的分析。曾實際於地面上作地面電腦系統(tǒng)及酬載系統(tǒng)(CCD 及GPS)模擬實驗,利用無線數(shù)據(jù)機RS232替代衛(wèi)星及地面站的收發(fā)報機,由桌上型電腦(模擬地面站),傳命令給手提電腦(模擬衛(wèi)星),進行CCD 拍照及傳回GPS 資料及影像。90結論TUU SAT-1 微衛(wèi)星星上預計使用的姿態(tài)感測器，依據(jù)姿態(tài)控制與酬載任務的需求，並利用太陽同步軌道

41、的特性，最終選用星上太陽能面板當作判定全方位的太陽感測器，有效地將星上現(xiàn)有的太陽能板感應出的電流數(shù)值，利用線性化演算法估算出太陽於衛(wèi)星附體座標中之方位根據(jù)TUU SAT-1 被動式磁棒姿態(tài)控制所模擬出的結果，衛(wèi)星Z 軸會沿著軌道上磁力線方向，因此可確定衛(wèi)星Z 軸於軌道座標中的方位，再根據(jù)實際太陽於軌道中的方位，進而可決定判定出衛(wèi)星三軸的姿態(tài)方位，達到姿態(tài)判定的目的，經由電腦模擬分析驗證此方法精度可於7 度內符合任務需求。91實際上由於TUU SAT-1 微衛(wèi)星使用被動式姿態(tài)控制系統(tǒng)，衛(wèi)星於軌道開始運行後僅利用磁棒與磁場的作用力來作姿態(tài)修正，且無設置其他姿態(tài)控制器，因此沒有選用高精度、高成本的姿

42、態(tài)感測器提供精確的姿態(tài)訊息，而選用低成本的感測器達到判定目的。未來星上可採用較低成本之電磁棒，作為姿態(tài)修正的控制器，而獲得更精確的姿態(tài)，達成酬載任務的需求。CCD照相機目前設計利用紅外線感測器感測訊號直接於星上自動執(zhí)行拍攝，未來可搭配採用由地面上傳輸命令於星上執(zhí)行拍攝，如此將可獲得更多有效的雲(yún)圖照片。92應用卡爾曼波於系統(tǒng)之估算與控制指導教授：陳啟川共同指導教授：張嘉義研 究 生：楊士徹93研究方法簡介衛(wèi)星運於太空之環(huán)境下會遭遇到一些外的干擾，而太空環(huán)境中最主要之外干擾為重梯矩、空氣動矩、太陽射矩、磁干擾矩。由於外之影響，所以需要產生控制之矩。而控制之矩主要有飛控制矩、磁控制矩。因此模擬時必須

43、先將衛(wèi)星之動態(tài)方程與此等外干擾矩與控制矩之學模型加以推導，然後將這些學模型導入卡爾曼波。經由卡爾曼波可估算出衛(wèi)星於太空之運動方式是否符合設計規(guī)範。94衛(wèi)星軌道的計算軌道元素軌道元素主要之目的是形容衛(wèi)星軌道特性。衛(wèi)星軌道分為高、低、中軌道，又分有太陽同步軌道、地球同步軌道、極地軌道或圓型軌道、橢圓軌道、雙曲線軌道。經由軌道元素可以決定衛(wèi)星處於何種軌道上。軌道元素為：a ：橢圓軌道半長軸e ：軌道心i ：軌道傾角 ：近地點偏角 ：上昇角t ：過近地點的時間95姿態(tài)控制法則對於一個三軸穩(wěn)定的衛(wèi)星而言，其控制矩可以由以下方式產生：動、反應、陀儀、小型噴射裝置、磁棒。而矩所提供的方式又可分為。一種是動偏

44、移，另一種是Zero momentum23。本文是採用動偏移方式進姿態(tài)控制。96動偏移之姿態(tài)控制是將轉動飛置於衛(wèi)星 Y 軸上，即放置於Pitch 軸上，此轉提供固定轉速提供衛(wèi)星穩(wěn)定性。當衛(wèi)星姿態(tài)需要修正時會因飛角動的改變，進而改變衛(wèi)星的姿態(tài)。但是在太空環(huán)境矩的影響下，飛旋轉穩(wěn)定機制會因環(huán)境矩而產生進動(precession)與章動(nutation)現(xiàn)象，破壞原本穩(wěn)定。因此在設計上通常會在 Y 軸上裝置磁棒。用磁棒與地球磁場交互作用所產生的矩消除章動與進動現(xiàn)象。加裝磁棒另種功用，就是當轉動轉速達到飽和時可以藉由磁棒產生矩進動卸除的動作。97飛控制法則在 Y 軸裝置一個飛，根據(jù)考文獻1，飛控制法

45、則模型為一標準的二階系統(tǒng)，因此可以採用PD 控制器對Y 軸做控制。Tc2=-hw,2=-Kp-Kd K ：比增d K ：微分增 ：Y 軸之體座標與軌道座標夾角&： 變動在此需要使用衛(wèi)星動態(tài)方程中的 Y 軸算推導控制器學模型。98指向控制法則在環(huán)境矩影響下，動飛旋轉穩(wěn)定機制會產生章動與進動之現(xiàn)象，因此安置一磁棒作為指向的控制。其控制法則為My=kpBx - kn B&k p：進動控制增k n：章動控制增B ：衛(wèi)星體座標下X 軸磁場大小y B& ：衛(wèi)星體座標下Y 軸磁場大小之變化 ：X 軸在體座標與軌道座標角 因此可以得到指向控制之磁矩99動卸除控制法則根據(jù)考文獻22可以得到動卸除法則模型，因為所

46、需要卸除的角動為磁棒所產生，所以可以得到Tu=m*b(向量)M=-KuB*(Hb-H)=Ku(Hb-H)*B(向量)K:動卸除增H:動飛角動Hb:設計之偏斜角動B:衛(wèi)星體座標上地磁100姿態(tài)估算介紹衛(wèi)星姿態(tài)判定通常只要透過個以上已知向就可以求得衛(wèi)星姿態(tài)，而採用之向一般有：地球、太陽方向、磁場與恆星方向，或者用陀儀與全球定位系統(tǒng)感測姿態(tài)之變化。使用向判定姿態(tài)的演算法有TRIAD、QUEST、SVD。以上這幾種方法因為沒有考慮感測器誤差，所以其準相當?shù)难鲑嚫袦y器。所以當感測器並是相當?shù)臏蕰r，所產生的誤差也相對的比較大。101然而卡爾曼波器設計上將各種的感測器誤差加入，其中包含系統(tǒng)誤差、測誤差。因此

47、卡爾曼波器設計比較符合實際物況，相對的其準程也比較高。所以本文主要是以卡爾曼波器為設計主軸。102卡爾曼波器簡介簡單，卡爾曼波器是一個optimal recursive data processingalgorithm（最優(yōu)化自回歸據(jù)處算法）?？柭ㄆ饕呀洀V泛應用超過30 ，包括機器人導航，控制，傳感器據(jù)融合，甚至在軍事方面的達系統(tǒng)以及導彈追蹤等等。近被應用於計算機圖像處，如：頭臉別，圖像分割，圖像邊緣檢測等等。自1982 開始有人將卡爾曼波的運用在衛(wèi)星的姿態(tài)估測上。在此先介紹卡爾曼波運用到的公式與，而後再將推廣至擴張卡爾曼波器因為卡爾曼波器無法適用於非線性系統(tǒng)上衛(wèi)星的動態(tài)方程屬於非性線系統(tǒng)

48、，擴張卡爾曼波器就是為克服這個缺點所發(fā)展出的。103結與未展望本文主要是要以卡爾曼波的進估算衛(wèi)星的姿態(tài)是否能經由控制器控制衛(wèi)星姿態(tài)達到設計的目標。在經過前面各章節(jié)的推導後，已經可以成功的估算控制器並符合規(guī)範。選擇卡爾曼波進估算的主要的原因為卡爾曼波所估算出的結果是最接近真實物況，經由調整系統(tǒng)誤差與測誤差可以得到很接近真實況的模型。104卡爾曼波另個優(yōu)點就是可以建一個模糊的系統(tǒng)模型，即一定要知道系統(tǒng)全部的資訊，可以先建一較簡單系統(tǒng)模型再經由卡爾曼波建確的系統(tǒng)模型?？柭ㄒ苓M估算需要測誤差與系統(tǒng)誤差。測誤差是基於測器所得到，但是在本篇文中是直接給一個的測誤差，並沒有考慮真實況的測器是否能符合設

49、計；此外當測器失效時要如何進估算的工作，亦是未研究之議題。105參考文獻逢甲大學航太與系統(tǒng)工程學系碩士文 研 究 生：楊士徹淡江大學機械與機電工程學系碩士班 碩士論文 研究生：許丁元 裕淵定稿2010 中華民國航太學會學術研討會 國立成功大學，國家太空中心 國立中央大學機械工程研究所碩士論文 研 究 生：莊 金 剛106陳建榕 497370444張凱茗 497370345期末專題-微衛(wèi)星姿態(tài)組107太陽感測器紫外線感測器是一種專門用來檢測紫外線的光電器件。它對紫外線特別敏感尤其對木材化纖織物紙張油類塑料橡膠和可燃氣體等燃燒時產生的紫外光反應特別強烈。紫外線感測器的陰極和陽極之間加有電壓當紫外線

50、透過石英玻璃管照在陰極時由於陰極上涂敷有電子放射物質陰極就會發(fā)射光電子在強電場的作用下光電子被吸向陽極光電子高速運動時與管內的氣體分子相碰撞而使氣體分子電離氣體電離產生的電子再與氣體分子相碰撞最終使陰極和陽極間被大量的光電子和離子所充斥引起光放電現(xiàn)象電路中形成很大的電流。108衛(wèi)星工程姿態(tài)感測器種類1.以地球為參考方位2.以太空天體為參考方位3.以慣性空間為參考方位4.其他如以地球磁場為參考方位的磁場感測 器等多種109太陽感測器原理與模型以太陽為基準方位，用以測量太陽光線與星體內某一預定軸或座標面之間的夾角，太陽感測器的觀測也可以設計為幾分的小視野128度x128度的大視野，分辨率可以達到秒

51、的量極，太陽感測器分3類：1.數(shù)位式太陽感測器 2.類比式太陽方位感測器 3.太陽出現(xiàn)感測器110太陽出現(xiàn)感測器太陽出現(xiàn)感測器是用來指示太陽是否出現(xiàn)在感測器的視野內。在自旋穩(wěn)定衛(wèi)星上使用太陽出現(xiàn)感測器，便可以量測出太陽光與自旋軸之間的夾角111類比式太陽方位感測器為兩個性能相同的光電測量元件所組成，當太陽入射角等於90度時，光線正好照在兩片元件的縫隙中，且輸出電流之差等於零，兩度等於90度，輸出電流亦不等於零。112數(shù)位式太陽感測器數(shù)位式太陽感測器其輸出訊號為離散訊號，其量測原理為利用預先設置於感應區(qū)中排列好之編碼盤直接求得太陽的方位。113感測器性能比較感測器類型 優(yōu)點缺點地球感測器適用於低軌道衛(wèi)星信號強輪廓清楚分析方便一般需要掃描機構需要防止太陽干擾精度約0.1度太陽感測器(TUUSAT-1A使用)信號源強輪廓清楚功率低,質量輕有陰影區(qū)精度約0.015度恆星感測器精度約0.003度視場不受限制不受軌道影響信號弱,結構複雜,成本高要防止太陽干擾,恆星識別複雜磁場感測器成本低,消耗功率低對低軌道衛(wèi)星