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用于太阳矢量确定的太阳电池片在轨性能分析

激光与光电子学进展 2023年第17期60卷 342-351页

作者：夏喜旺杜涵张科科中国科学院微小卫星创新研究院上海201203 中国科学院大学北京100049 上海宇航系统工程研究所上海210019

太阳电池片可用作粗太阳敏感器(粗太敏),多个等规格粗太敏相互配合可实现太阳矢量的全天域获取;粗太敏的在轨性能决定了其获得太阳矢量的精度。本文基于TZ-1(天智一号)卫星长时间跨度的大量在轨数据,以差分式太阳敏感器确定的太阳矢量... 详细信息

太阳电池片可用作粗太阳敏感器(粗太敏),多个等规格粗太敏相互配合可实现太阳矢量的全天域获取;粗太敏的在轨性能决定了其获得太阳矢量的精度。本文基于TZ-1(天智一号)卫星长时间跨度的大量在轨数据,以差分式太阳敏感器确定的太阳矢量为基准,分析粗太敏所确定太阳矢量的角度偏差;对粗太敏输出进行反演,分析其安装偏差及性能衰减情况;并综合多片粗太敏输出,对三结砷化镓太阳电池片对应的凯利余弦曲线进行拟合。分析结果表明,粗太敏安装偏差较小,其所确定的太阳矢量偏差小于5°,性能衰减速率约为0.0621 V/a,可实现一定精度范围内太阳矢量的全天域获取。

关键词：光电子学粗太阳敏感器太阳电池片凯利余弦曲线最小二乘数据拟合

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关于大角度范围内四元数与欧拉角转换的思考

导弹与航天运载技术 2012年第5期 47-53页

作者：夏喜旺杜涵刘汉兵上海宇航系统工程研究所上海201108

在存在大角度姿态机动的场景中,航天飞行器通常采用基于姿态四元数的姿态运动模型,同时又多以欧拉角形式给定其期望姿态,因此研究四元数到欧拉角的转换关系十分必要。但是,姿态四元数与欧拉角之间并不存在一一对应的关系。以飞行器姿态... 详细信息

在存在大角度姿态机动的场景中,航天飞行器通常采用基于姿态四元数的姿态运动模型,同时又多以欧拉角形式给定其期望姿态,因此研究四元数到欧拉角的转换关系十分必要。但是,姿态四元数与欧拉角之间并不存在一一对应的关系。以飞行器姿态为纽带,依据姿态四元数和欧拉角与飞行器姿态之间的内在关系,对各种可能出现的情形进行分析,在控制所对应的期望姿态的牵引下,确定出符合姿态控制利益的姿态四元数到欧拉角的转换关系。鉴于姿态四元数到欧拉角转换关系的复杂性,在飞行器进行大角度姿态机动控制时,建议采用基于四元数的姿态运动模型。

关键词：大角度机动姿态四元数欧拉角转换算法

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基于改进拟欧拉角的飞行器姿态控制律设计

航天控制 2012年第5期30卷 55-60页

作者：夏喜旺刘汉兵杜涵上海宇航系统工程研究所上海201108

由姿态四元数导出的拟欧拉角姿态描述继承了四元数无奇异的优点,并明确了相关分量的物理意义,但其同时也继承了四元数的双值性。本文对传统的拟欧拉角进行适应性改进,构建了改进的拟欧拉角,克服了原有姿态描述的双值性,并基于改进的拟... 详细信息

由姿态四元数导出的拟欧拉角姿态描述继承了四元数无奇异的优点,并明确了相关分量的物理意义,但其同时也继承了四元数的双值性。本文对传统的拟欧拉角进行适应性改进,构建了改进的拟欧拉角,克服了原有姿态描述的双值性,并基于改进的拟欧拉角提出了新的相平面姿态开关控制律。最后对所提出的控制方案进行了仿真验证。

关键词：改进的拟欧拉角姿态控制开关控制律

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基于拟欧拉角描述的上面级姿态控制律设计

航天控制 2012年第3期30卷 45-50,68页

作者：夏喜旺刘汉兵杜涵上海宇航系统工程研究所上海201108

上面级在多星部署过程中将涉及大角度姿态机动问题,卫星释放所引起的质心横移将给上面级姿态控制带来困难。根据系统质心的横移情况,在上面级体坐标系中确定矢量喷管的平衡位置,进而确定出矢量喷管指向指令方向时的上面级姿态。调制姿... 详细信息

上面级在多星部署过程中将涉及大角度姿态机动问题,卫星释放所引起的质心横移将给上面级姿态控制带来困难。根据系统质心的横移情况,在上面级体坐标系中确定矢量喷管的平衡位置,进而确定出矢量喷管指向指令方向时的上面级姿态。调制姿态四元数可以得到描述上面级姿态偏差的拟欧拉角及相应的拟欧拉角速度,在拟欧拉角描述的上面级姿态运动模型的基础上,选择合适的滑模面,构造变结构控制律。仿真结果表明,该控制律可对上面级姿态进行控制,进而实现对矢量喷管指向的间接控制,喷管摆角的限幅不会影响姿态控制的过程。

关键词：姿态控制拟欧拉角推力矢量控制变结构控制

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火箭助推器对雷达观测的影响研究

飞行力学 2009年第1期27卷 89-92页

作者：夏喜旺荆武兴李超勇哈尔滨工业大学航天工程系黑龙江哈尔滨150001

针对运载火箭二级助推器及分离时产生的大的碎片对雷达观测可能造成的影响,阐述了雷达成像重叠轨道(ROIO)的概念,并就雷达处于火箭载荷轨道平面内的情况分析了ROIO的存在条件、确定方法和观测中火箭载荷轨道及其ROIO上所对应的位置相对... 详细信息

针对运载火箭二级助推器及分离时产生的大的碎片对雷达观测可能造成的影响,阐述了雷达成像重叠轨道(ROIO)的概念,并就雷达处于火箭载荷轨道平面内的情况分析了ROIO的存在条件、确定方法和观测中火箭载荷轨道及其ROIO上所对应的位置相对于雷达的角度差。仿真结果表明,目标轨道的观测范围及雷达相对于该观测范围的距离决定了ROIO的确定。

关键词：运载火箭二级助推器雷达成像重叠轨道角度差模糊区轨道确定

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对接航天器姿态动力学与控制方案研究

对接航天器姿态动力学与控制方案研究

第二届可展开空间结构学术会议

作者：夏喜旺上海微小卫星工程中心

飞船是用于执行载人或货运的复杂的航天器,因带有大翼展太阳帆板,具有相当大的挠性。飞船与空间站进行对接后,二者将共同构建成更为复杂的由多刚体组成且具有明显挠性的航天器,使得相应的姿态动力学与姿态控制变得复杂。在某些情形下,... 详细信息

飞船是用于执行载人或货运的复杂的航天器,因带有大翼展太阳帆板,具有相当大的挠性。飞船与空间站进行对接后,二者将共同构建成更为复杂的由多刚体组成且具有明显挠性的航天器,使得相应的姿态动力学与姿态控制变得复杂。在某些情形下,刚完成对接的组合航天器不适合采用推力器推进进行质量特性的辨识,此时需要构建合理的质量特性计算模型。本文基于欧拉定理推导出多刚体姿态动力学模型,确定多刚体航天器的惯量参数,并基于太阳帆板的挠性参数设计具有多刚体挠性特点的对接航天器的姿态控制方案。UG三维建模软件验证了多刚体姿态动力学模型的正确性,相应的姿控仿真证明了所设计姿控方案有效、可靠。

关键词：多刚体建模挠性飞行器姿态控制

来源： cnki会议评论

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cnki会议

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分布式精密编队卫星相对位姿测量技术综述

航天控制 2018年第6期36卷 83-89页

作者：郭崇滨夏喜旺斯朝铭刘沛龙杜阳上海微小卫星工程中心上海201203 中国科学院微小卫星创新研究院上海201203 中国科学院大学北京100049

针对分布式卫星精密编队技术领域的星间相对测量这一研究热点的国内外项目研究现状进行了综述。概括了典型的编队方案与技术特征;归纳出适用于精密编队相对测量的主要技术方法;最后从卫星编队系统职能的角度对各类星间相对测量技术特征... 详细信息

针对分布式卫星精密编队技术领域的星间相对测量这一研究热点的国内外项目研究现状进行了综述。概括了典型的编队方案与技术特征;归纳出适用于精密编队相对测量的主要技术方法;最后从卫星编队系统职能的角度对各类星间相对测量技术特征及性能指标进行了综合总结,并对未来的发展趋势进行了展望。

关键词：精密编队星间相对测量姿态控制 GPS相对测量

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基于时间最优的大气层外拦截律设计

上海航天 2012年第5期29卷 25-28,35页

作者：夏喜旺荆武兴上海宇航系统工程研究所上海201108 哈尔滨工业大学航天学院黑龙江哈尔滨150001

针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在... 详细信息

针对大气层外拦截提出了一种基于拦截时间最短的拦截律。根据最优控制理论由相对运动参数确定拦截弹时间最优的推进方向,用变结构控制理论调整拦截弹姿态角以跟踪指令姿态角,拦截弹沿体轴方向持续推进直至拦截结束。拦截律要求控制器在较短的时间完成对指令姿态角的跟踪后即停止工作。仿真结果表明:拦截律有很好的拦截精度,可引导拦截弹对目标实施碰撞杀伤。

关键词：时间最优大气层外拦截变结构控制末制导

Attitude control of spacecraft during propulsion of swing thruster

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Journal of Harbin Institute of Technology(New Series) 2012年第1期19卷 94-100页

作者：夏喜旺荆武兴高长生韦文书 Dept. of Aerospace Engineering Harbin Institute of Technology

As for orbit transfer vehicle (OTV) with multiple satellites/payloads carried,the release of each payload will bring serious change to the mass center of OTV and the thrust produced by the swing thruster will form a rather large disturbance to the attitude of OTV. Steering the nozzle to track the estimated center of mass (ECM) of OTV can reduce but not remove the disturbance due to the difference between the ECM and the practical mass center (PCM) of OTV. The practical propelling direction will change with the internal motion during the propulsion process and attitude control system should be enabled to guarantee that the propelling direction is collinear with the command. Since the structural parameters have changed,which is due to internal motion and fuel consumption,the dynamic model have to be formulated to determine these time-varying parameters and the required attitude of OTV should be determined as well. Modulating attitude quaternion results in quasi Euler angles. Based on the resulting quasi Euler angles,a novel attitude switching control law is introduced to control the variable-mass OTV. Simulation results show that,even in the case of structural asymmetry,control torque matrix asymmetry,attitude disturbance and strong coupling between the channels,the attitude of OTV can be controlled perfectly,and the proposed attitude control law is effective for the variable-mass OTV with swing thruster.

关键词： variable-mass spacecraft relative motion dynamic modeling quasi Euler angle attitude switching control law