衛星姿態控制系統(Attitude and Orbit Control System，AOCS)主要任務為穩 定衛星飛行行為，尤其對於某些軌道精度及穩定度要求較高之衛星任務如測高衛 星，精確的姿態資料更是不可或缺，如此方能圓滿達成任務所需。隨著衛星本身 飛行任務的不同，所需求之姿態精準度也不同，針對不同的控制及穩定方式，通 常衛星上都會裝置數個不同型式的姿態感測器，一般衛星工程上最常用的姿態感 測器主要有三大類，第一大類為以太空天體為參考方位，如太陽感測器（Sun Sensor）、地球感測器（Earth Sensor）、紅外線地平線感測器（Earth Horizon Sensor）、恆星感測器（Star Sensor）等；第二大類為以地磁場為參考方位，如 了恒星敏感器（Star Camera Assembly，SCA）、日地感應器（Coarse Earth and Sun Sensor，CES）、GPS 接收器(Black-Jack GPS Receiver)、三軸慣性參考裝置 (three-axis Inertial Reference Unit，IRU)以及Foerster磁力計(Foerster Magnetometer) (GFZ homepage)，其中主要控制GRACE衛星姿態的儀器為恒星敏感器及日地感 應器，GPS接收器可提供小於50公尺即時定位供姿態控制系統使用，三軸慣性參 考裝置主要量測角速度，而磁力計則為安裝於衛星底部，可提供一獨立姿態控制 方式。
恒星敏感器由 Danish University of Technology (DUT)所研發安裝，此裝置
包含兩部恒星攝影機(star camera)以及一部資料處理裝置，見圖3-1，可在衛星姿 態和軌道控制系統中用於衛星的精密定向及觀測值的正確歸算，主要是測定根據 與設定之恆星們之間相對方位進行姿態控制，將觀測值從加速度儀的固定坐標系 正確歸算到慣性坐標系，量測時，恒星攝影機分別觀測天頂45°，當太陽移到兩 者其中之一之視場時，另一部恆星攝影機則開始量測姿態流程，其衛星姿態量測 精度優於0.3 mard，期望精度能達到優於0.1 mard。
GRACE之日地感應器包含了六個感應器，其中一對安裝於+/- Z方向(nadir 及zenith方向)，另兩對分別指向飛行方向，可獲取全方位、可靠及無偏之初始資 料，主要使用於GRACE運行初期及進入安全模式飛行時運轉，量測範圍從-273°C 到 +140°C，解析度低為0.2°C，日地感應器提供的定向精度為衛星Z軸（指向天 球）的地球定向及衛星Y 軸相對於太陽的偏航角度均優於15度。
圖3-1 GRACE 的恒星敏感器
（http://www-app2.gfz-potsdam.de/pb1/op/grace//index_GRACE.html）
表3-1 各種感測器特性及精確度
3-2 福衛三號姿態控制系統
應用上受到限制。另一種結構較為複雜的地平線感測器是紅外線地平線感測器。
紅外線地平線感測器是工作在14 ~ 16mm 的二氧化碳紅外線窄波段上；因為地球 表面上空25 ~ 50km的大氣中二氧化碳在14 ~ 16mm的波段內的紅外線輻射強度 是隨著高度的增加而迅速地減小，因此工作在這一窄波段上的紅外線地平線感測 器可獲得極為清晰的地球輪廓。而且其對星體反射的陽光不敏感，不論白天或夜 晚均能正常工作，因此得以廣泛應用。
磁力計是用來測量太空環境的磁場強度。由於太空中每一位置的地球磁場 強度都可以事先用地球磁場模型來確定，因此，利用衛星上的磁場感測器測得的 信息便可以確定出相對於地球磁場的姿態。磁場感測器廣用於衛星姿態感測器上 有幾個原因：（1）因為其為一向量感測器可提供磁場之方向與大小；（2）擁有 可靠性、質量輕、以及消耗功率低的需求；（3）工作溫度範圍廣（4）無移動性 元件；然而磁場感測器不是很精確的姿態感測器，因為地球磁場不是完全已知，
而預測衛星位置上磁場之方向大小之地球磁場模型相對地容易受到誤差影響，且 地球磁場的強度隨著與地心距三次方成反比，使得高軌道衛星內的剩餘磁偏置量 將會超過地球磁場的影響，此時地球磁場便不能做為量測基準。一般在衛星上使 用磁場感測器限制於1000 公里以下。(Wisniewski, R.,1998)
圖3-2 福衛三號主要姿態控制系統
(http://www.nspo.org.tw/2005c/projects/project3/component.htm)
3-3 GRACE 姿態控制對定軌精度影響評估
由於GRACE姿態角控制系統非常精準，就姿態控制精度而言，恒星敏感器 精度最高，其精度可控制在0.4°內，加上GRACE GPS天線盤接收器設計安裝在 沿徑向(radial)的衛星質心上方0.450 m，因此，根據Kang(2006)研究指出，進行動 力法定軌時，可使用GRACE attitude nominal model(模式姿態)取代GRACE姿態角 實際資料，理論上，此高精度的姿態控制加上GPS天線盤設計可以使GRACE姿
相似，且於相同時間段會有極大的軌道差異量發生。
圖3-5 GRACE-B 使用觀測姿態角資料和模式姿態角之減動力軌道差異量
(2003 年 8 月 20 日)
圖3-6 GRACE-A 使用觀測姿態角資料和模式姿態角之動態軌道差異量
圖3-7 GRACE-B 使用觀測姿態角資料和模式姿態角之動態軌道差異量 (2003 年 8 月 20 日)
圖3-8 GRACE-A 使用觀測姿態角資料之動態軌道與減動力軌道差異量 (2003 年 8 月 20 日)
圖3-9 GRACE-B 使用觀測姿態角資料之動態軌道與減動力軌道差異量 (2003 年 8 月 20 日)
3-4 福衛三號姿態控制對定軌精度影響評估 經上升至最終軌道(final orbit)高度 800 km 處，不再有噴射效應(thrust effect)進行 軌道調整及姿態調整的動作，相較其他幾顆衛星而言，姿態觀測量品質較佳。
設定值為100°非常近似。
4. 門檻設定值 100°與設定值 10°的 3D 軌道差異量 RMS 值為 6.48 cm，由圖 3-10 和圖3-12 可以得知，當姿態角變化大於 10°的時候，不同的姿態控制門檻值 會產生不同的軌道差異量，且會隨著姿態變化角度越大，產生的軌道差異量 相對而言也較大。
圖3-10 FM5 衛星於 2006 年 DOY216 之姿態角
圖3-11 不同姿態角讀入門檻設定所產生之減動力軌道差異量 (設定值 10°
圖3-12 不同姿態角讀入門檻設定所產生之減動力軌道差異量 (設定值 100°
與10°)
(2006 年 FM，DOY216)
吾人亦使用一星期福衛三號中 FM5 GPS 資料進行分析，選擇時間區段為 DOY214 天到 220 天，圖 3-13 顯示 FM5 姿態角資料，表 3-2 為統計值，可以看 出 yaw 方向變化最大，pitch 方向最為穩定，亦可顯示福衛三號姿態控制尚未達 到高精度控制。圖3-15 顯示 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別加入姿態資 料與否之減動力軌道於RTN 方向差異量，圖 3-16 為圖 3-15 扣除 3 倍 RMS 之粗 差，資料殘留率為93%，圖 3-17 顯示 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別加 入姿態資料與否之動態軌道於RTN 方向差異量，圖 3-18 為圖 3-17 扣除 3 倍 RMS 之粗差，資料殘留率為 95%，配合圖 3-13 可以看出，當姿態角觀測量跳動劇烈 的時段，所解出的軌道差異量越大，差異量甚至超過50cm 以上，表 3-3 為圖 3-16 及圖3-18 的於 RTN 各方向差異量 RMS 統計值，動態軌道 3D RMS 約為 3cm，
減動力軌道成果約為10cm 左右，差異量成果與前節 GRACE 成果接近，且姿態 角資料有無對動態軌道解算影響量較減動力軌道為小，表 3-4 為 2006 年第 214~220 天每天加入姿態資料與否之減動力與動態軌道於 RTN 及三維方向差異 量之RMS 值，其值大小亦隨著姿態角觀測品質好壞而有所改變，因此，吾人可 以判定姿態角資料對於軌道的影響量至少為公分量級，若觀測品質不佳或是演算 模式差異更可能使軌道差異量達到10cm 量級左右。
圖3-13 FM5 衛星於 2006 年 DOY 214~220 之姿態角
表3-2 2006 年第 214~220 天 FM5 之姿態角統計值
Roll Pitch Yaw
Min -28 -9.3 -54.5
Max 25 51.7 71.3
RMS 3.7 1.7 4.5
圖3-14 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別使用觀測姿態角資料和模式 姿態角之減動力軌道於RTN 方向差異量
圖3-15 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別觀測姿態角資料和模式姿態 角之減動力軌道於RTN 方向差異量(扣除 3 倍 RMS 之粗差，93%)
圖3-16 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別觀測姿態角資料和模式姿態 角之動態軌道於RTN 方向差異量
圖3-17 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別觀測姿態角資料和模式姿態角 之動態軌道於RTN 方向差異量(扣除 3 倍 RMS 之粗差，95%)
表3-3 2006 年第 214~220 天 FM5 軌道剔除粗差後之 RTN 方向差異量 RMS Kinematic – Kinematic (cm) Dynamic – Dynamic (cm)
Radial 1.59 4.51
Along-track 1.23 6.49
Cross-track 2.20 5.17
3D RMS 2.99 9.44
表3-4 2006 年第 214~220 天以 FM5 資料分別加入姿態資料與否之減動力與動 態軌道於RTN 及三維方向差異量之 RMS 值
DOY Dynamic-Kinematic (cm) (attitude nominal model)
Dynamic-Kinematic (cm) (observed attitude data ) 214 5.89 / 7.56 / 5.51 / 11.06 7.99 / 7.78 / 6.84 / 13.08 215 7.09 / 7.01 / 5.22 / 11.26 7.50 / 7.31 / 6.41 / 12.28 216 6.22 / 7.01 / 5.01 / 10.63 6.49 / 7.04 / 5.31 / 10.95 217 5.41 / 6.87 / 6.27 / 10.75 5.89 / 7.25 / 6.87 / 11.59 218 7.23 / 7.81 / 6.44 / 12.44 7.44 / 7.72 / 6.89 / 12.74 219 6.75 / 7.47 / 5.88 / 11.66 7.05 / 7.60 / 6.21 / 12.09 220 5.99 / 7.83 / 4.91 / 11.01 6.22 / 7.15 / 5.68 / 11.04 mean 6.37 / 7.37 / 5.61 / 11.26 6.94 / 7.41 / 6.32 / 11.98