關鍵字：極性、姿態控制、衛星整合測試
3. 極性驗證測試設計與結 果
3.1 反應輪極性測試
反應輪為姿態控制最主要的驅動元件，NSPO 於福衛二號衛星整合測試階段時，曾經發現反應 輪極性安裝錯誤之問題(林辰宗，2010)，幸而及 早發現而更改控制參數於以補救，避免發射後衛 星完全無法控制而導致衛星失效的致命災難。為 避免元件組裝後才發現極性問題時，僅能使用更改 控制方式去解決，FS-5 反應輪(RW)於元件單元測 試時，即設計一低摩擦力之旋轉平台(如圖 5)，利 用轉動慣量守恆原理來驗證 RW 之極性。如表 1 所示，當控制 RW 控制(RW Cmds)轉子方向為順時 針(CW)時，轉動平台(Platform)則如預期產生反時 針(CCW)的轉動勢，反之亦然，測試結果符合預 期。
圖 5 反應輪極性驗證平台
表 1 反應輪極性測試結果 RW
Cmds
Platform Physical
Rotation Verify
CW CCW PASS
CCW CW PASS
3.2 磁力計極性測試
針對磁力計的極性測試，一般皆使用量測地 球磁場的方式來驗證(Anderson et al., 2007)。於 FS-5 磁力計元件單元功能測試時，我們使用一校 正過的精密磁力計，其軸向完全對準於 FS-5 磁力 計(MAG)，經測試比對後確認兩者量測地球磁場 一致以驗證 MAG 本體極性正確。
圖 6 磁力計極性單元測試
因 FS-5 MAG 安裝於衛星側板上，其軸向並 未對準衛星本體座標，故需經由飛行軟體(FSW) 進行座標轉換為本體座標方位後方能予控制器使 用。而衛星整合測試階段的 MAG 極性驗證同樣也 是使用精密磁力計架設於 MAG 安裝位置的背板處，
其軸向也完全對準 FS-5 MAG，其量測值轉換為 衛星本體座標後與 FSW 的 MAG 讀值做比對，如 此可同時驗證 FSW 中轉換座標是否正確，如圖 7 所示，此測試結果驗證 FS-5 MAG 的極性與座標 轉換結果符合預期。
圖 7 磁力計極性測試於衛星整合階段
3.3 太陽感測器極性測試
FS-5 太 陽 感 測 器 (OSS) 由 六 組 太 陽 能 晶 片 (Solar Cell)所組成，其擺放方位如圖 8 所示，OSS1 至 OSS4 沿著衛星本體 X 軸傾斜 10 度，而 OSS5 與 OSS6 為正對 X 軸擺放設置。
FS-5 OSS 主要提供太陽方向予控制器計算出 衛星太陽能板方位與太陽方向之誤差角(αx、αy， 如圖 8 所示)，而控制器會依此誤差角去做控制判
斷。在 FS-5 OSS 極性測試策略上，我們使用模擬 太陽光的鹵素燈，輪流從五個不同方向照射衛星本 體，模擬五個不同方位的太陽光源(如圖 9 所示)，
之後檢驗 FSW 控制器所計算出的αx、αy方向角 是否如預期，如此可驗證從 OSS 感測器端量測至 終端 FSW 控制器路徑上之極性、座標轉換是否與 設計相符。如表 2 所示，FS-5 OSS 極性測試結果 皆符合預期。
圖 8 太陽誤差角分析
圖 9 模擬太陽光源之方向分析
27
表 2 太陽感測器極性測試結果
Case Spec Result Verify
C1+C6 X_AXIS_ANGLE -0.1745±0.1 rad -0.1785 rad PASS Y_AXIS_ANGLE 1.3989±0.1 rad 1.4324 rad PASS C2+C5 X_AXIS_ANGLE -0.1745±0.1 rad -0.1697 rad PASS Y_AXIS_ANGLE -0.7931±0.1 rad -0.812 rad PASS C3+C4 X_AXIS_ANGLE 2.1817±0.1 rad 2.09 rad PASS Y_AXIS_ANGLE 3.1416±0.1 rad 3.1372 rad PASS C1+C4+C5 X_AXIS_ANGLE 0.6115±0.1 rad 0.6023 rad PASS Y_AXIS_ANGLE -2.2529±0.1 rad -2.24 rad PASS C2+C3+C6 X_AXIS_ANGLE -2.5301±0.1 rad -2.39 rad PASS Y_AXIS_ANGLE 0.8887±0.1 rad 0.92 rad PASS
3.4 慣性參考單元測試
FS-5 的慣性參考單元(Inertial Reference Unit，
IRU)，是由四顆陀螺儀(Gyro)所組成(如圖 10)。IRU 的極性測試要全面考量幾個因素：Gyro 元件本身 的校準量測結果、Gyro 安裝於衛星本體後的校準 量測結果，以及最後整合至飛行軟體中座標轉換的 計算。測試的方法，乃是將衛星架設於水平式旋轉 平台上(Horizontal Rotation Dolly)，如圖 11 所示，
在衛星通電的情況下，分別對衛星本體的 X-Axis、
1160 1180 1200 1220
-1.5
Gyro 1 Raw Data (deg/sec )
1160 1180 1200 1220
-1 -0.5 0 0.5 1
Gyro 2 Raw Data (deg/sec )
1160 1180 1200 1220
-1 -0.5 0 0.5 1
Gyro 3 Raw Data (deg/sec )
1160 1180 1200 1220
-1 -0.5 0 0.5 1
Gyro 4 Raw Data (deg/sec )
1150 1160 1170 1180 1190 1200 1210 1220
- 1.5
1.5 Body Rates (deg/sec)
圖 13 IRU-Y 軸(先+Y 再-Y 軸轉動)極性測試 結果
圖 14 IRU-Z 軸(先-Z 再+Z 軸轉動)極性測試結果
圖 12 至 14 顯示分別對衛星本體的三個軸向各 別旋轉的測試結果，不論是在本體座標上的角速 度極性(Body Rates)、還是在四顆 Gyro各自讀值的 極性，皆符合預期，順利完成 NSPO 首次透過旋
1300 1350 1400 1450
-0.05
Gyro 1 Raw Data (deg/sec )
1300 1350 1400 1450
-0.4 -0.2 0 0.2 0.4
Gyro 2 Raw Data (deg/sec)
1300 1350 1400 1450
-0.2
Gyro 3 Raw Data (deg/sec )
1300 1350 1400 1450
-0.2 -0.1 0 0.1 0.2
Gyro 4 Raw Data (deg/sec)
1300 1320 1340 1360 1380 1400 1420 1440 1460
-0.5
0.5 Body Rates (deg/sec )
1800 1850 1900
-0.06
Gyro 1 Raw Data (deg/sec)
1800 1850 1900
-0.02
Gyro 2 Raw Data (deg/sec)
1800 1850 1900
-0.4 -0.2 0 0.2 0.4
Gyro 3 Raw Data (deg/sec)
1800 1850 1900
-0.4 -0.2 0 0.2 0.4
Gyro 4 Raw Data (deg/sec)
1760 1780 1800 1820 1840 1860 1880 1900
-0.5
Body Rates (deg/sec)
29 座標轉換後透過控制器(Control Algorithm)產生相 對應的控制指令，再由致動器(Actuator)輸出，如
4. 結語
本文介紹 FS-5 姿態控制系統硬體極性驗證的 策略規劃與測試設計，包含最基本的元件極性安裝 審查，並以 OSS、STR 與 GPSR 等元件安裝配置 檢驗分析舉例。在分為衛星組裝前與後兩階段的硬 體單元功能極性測試部分，搭配 MAG、RW、
IRU……等數個 AOCS 重要的硬體元件的極性功 能測試來舉例。最終以 MAG-MTQ 的 End-to-End 極性驗證測試，來說明從感測器經過控制器到致動 器整條完整路徑之極性驗證。
此為 NSPO 有史以來首次針對 AOCS 硬體系 統進行通盤完整的極性驗證，從無到有，克服測試 環境以及技術等種種困難，研發出一套為 FS-5 量 身訂做之測試驗證技術與系統。目前已完成所有 FS-5 AOCS 硬體極性測試與分析報告，確認 AOCS 硬體安裝以及 FSW 中之轉換矩陣與之正確性，並 利用測試以及分析驗證整條迴路之控制極性與設 計相符。本項測試可以說是 AOCS 設計驗證的最 後一道關卡，有了這項成功的測試結果，更加穩固 了 AOCS 設計的可靠性與正確性，再加上軟體模 擬與硬體迴路測試，我們可以很有信心將 FS-5 衛 星送上火箭發射。相信未來在初期軌道的飛行姿態，
必能如預期般的順利運行，並展現 NSPO 姿態控制 自主發展的技術能量。
參考文獻
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Anderson, B.J., Acuña, M.H., Lohr, D.A., Scheifele, J., Raval, A., Korth, H., and Slavin, J.A., 2007.
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1 Associate Researcher, Flight Control Division, National Space Organization, Received Date: Dec. 15, 2015 National Applied Research Laboratories. Revised Date: May. 03, 2016
2 Research Fellow, Flight Control Division, National Space Organization, Accepted Date: May. 18, 2016 National Applied Research Laboratories.
* Corresponding Author, E-mail: [email protected]