航空、航天科學(xué)技術(shù)

基于圖像增強(qiáng)的無人機(jī)偵察圖像去霧方法

黃宇晴，丁文銳，李紅光

摘要：目標(biāo)：當(dāng)無人機(jī)在中高空進(jìn)行任務(wù)時(shí)，霧天下大氣中氣溶膠的散射作用，導(dǎo)致無人機(jī)圖像出現(xiàn)退化和模糊的問題，使圖像中的基本信息特征嚴(yán)重失真受損，導(dǎo)致目標(biāo)觀測不明顯、識別不清楚。而無人機(jī)的執(zhí)行任務(wù)，很大程度依賴于成像質(zhì)量較高的無人機(jī)圖像。因此，本文針對無人機(jī)霧霾天氣下的偵察圖像，并考慮無人機(jī)自身特性，提出了一種新的基于圖像增強(qiáng)的無人機(jī)偵察圖像去霧方法。方法：本文提出了一種新的基于圖像增強(qiáng)的無人機(jī)偵察圖像去霧方法，利用對原霧天無人機(jī)航拍圖像分別進(jìn)行白平衡和對比度增強(qiáng)的操作，基于圖像融合和自動(dòng)色階處理，最終得到復(fù)原圖像。針對無人機(jī)偵察圖像，單幅圖像的霧氣濃度大體相同、景深相對于較大的成像距離也大體相同。所以本文方法忽略了權(quán)重圖的選取，將權(quán)重僅設(shè)為一個(gè)常數(shù)，極大地增加了處理效率。結(jié)果：為了驗(yàn)證所提出算法的性能，本文與其他典型6 種去霧方法進(jìn)行比較，實(shí)驗(yàn)分為主觀評價(jià)和客觀評價(jià)兩部分，并給出無人機(jī)霧霾圖像的復(fù)原結(jié)果。從主觀評價(jià)中可以看出，其他方法的色彩有一定程度的失真，發(fā)生了明顯的色調(diào)偏移，而暗通道先驗(yàn)算法去霧圖像較易產(chǎn)Halo 效應(yīng)，顏色較重，顯得過于飽和。因此其他方法從主觀評價(jià)的角度來看并不能較好地應(yīng)用于無人機(jī)航拍遙感圖像，因?yàn)閮H從原大氣散射模型或圖像增強(qiáng)的角度出發(fā)，更適合對普通低空戶外圖像進(jìn)行去霧，而對無人機(jī)遙感圖像進(jìn)行去霧處理，不能得到良好的效果。而本文的方法針對無人機(jī)圖像的去霧更為科學(xué)，且效果更優(yōu)，沒有Halo 效應(yīng)，而且更好地再現(xiàn)了場景的真實(shí)顏色。從客觀評價(jià)方面，本文采用標(biāo)準(zhǔn)差、信息熵、圖像自然度、圖像真實(shí)度來定量評價(jià)去霧效果。通過客觀指標(biāo)可看出本文的去霧方法達(dá)到了較好的去霧效果。為了綜合評價(jià)去霧效果，本文將標(biāo)準(zhǔn)差、信息熵、圖像自然度、圖像真實(shí)度4 個(gè)指標(biāo)進(jìn)行歸一化再加和處理，得到一個(gè)綜合評價(jià)指標(biāo)。去霧后的綜合評價(jià)指標(biāo)相比于原圖像可提升214.5%。結(jié)論：本文在圖像融合和自動(dòng)色階的基礎(chǔ)上提出了一種新的基于圖像增強(qiáng)的無人機(jī)偵察圖像去霧算法。經(jīng)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，得出如下結(jié)論。（1）方法從無人機(jī)成像特性出發(fā)，針對無人機(jī)自身特性，改進(jìn)了以往的融合算法，對無人機(jī)偵察圖像的適應(yīng)性較強(qiáng)。（2）方法可實(shí)現(xiàn)較為優(yōu)異的去霧性能，去霧后的綜合評價(jià)指標(biāo)相比于原圖像可提升214.5%，優(yōu)于其他典型 去霧算法。通過實(shí)驗(yàn)分析得到，本文方法的去霧效果較好。很大程度提高了圖像的清晰度。未來可以改進(jìn)該方法，增加該算法的適用性，研究在其他不良環(huán)境，如沙塵等天氣下的圖像清晰化算法。

來源出版物：北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)， 2017， 43(3)： 592- 601

入選年份：2017

組合體航天器有限時(shí)間超螺旋反步姿態(tài)控制

馬廣富，高寒，呂躍勇，等

摘要：目的：空間在軌服務(wù)如在軌維護(hù)、在軌加注及空間碎片清除等已成為未來航天技術(shù)的主要發(fā)展方向。由于目標(biāo)航天器尤其是非合作目標(biāo)的質(zhì)量和結(jié)構(gòu)特性未知，服務(wù)航天器與目標(biāo)在完成抓捕對接后所構(gòu)成的組合體航天器將存在較大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性以及外部干擾，進(jìn)行快速、穩(wěn)定、高精度的姿態(tài)控制十分困難。為此，本文在有限時(shí)間反步控制的基礎(chǔ)上引入超螺旋干擾觀測器，研究了組合體航天器存在較大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性以及外部干擾的有限時(shí)間姿態(tài)控制方法。方法：本文采用了一種將有限時(shí)間干擾觀測器和有限時(shí)間姿態(tài)控制器相結(jié)合的姿態(tài)控制方案。首先，假設(shè)服務(wù)航天器和目標(biāo)之間存在完全約束，組合體等效為存在較大轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性的剛體航天器，并將轉(zhuǎn)動(dòng)慣量不確定性和外部干擾統(tǒng)一作為廣義干擾。然后，針對廣義干擾采用超螺旋算法設(shè)計(jì)了有限時(shí)間收斂的干擾觀測器，構(gòu)造了不含符號函數(shù)的自適應(yīng)項(xiàng)代替了標(biāo)準(zhǔn)超螺旋算法中的固定增益。接著，引入指令濾波器代替?zhèn)鹘y(tǒng)的微分運(yùn)算，利用反步控制法設(shè)計(jì)了有限時(shí)間穩(wěn)定的姿態(tài)控制器。最后，將有限時(shí)間干擾觀測器和有限時(shí)間姿態(tài)控制器同時(shí)應(yīng)用于組合體，基于Lyapunov 穩(wěn)定性理論分析了閉環(huán)系統(tǒng)的有限時(shí)間收斂特性。結(jié)果：在相同的初始條件下，通過數(shù)值仿真將本文設(shè)計(jì)的基于自適應(yīng)超螺旋干擾觀測器的有限時(shí)間指令濾波反步控制器（STDOFTCF）分別與無干擾觀測器的有限時(shí)間指令濾波反步控制器（FTCF）和經(jīng)典反步控制器（BF）的控制效果進(jìn)行了對比。仿真結(jié)果表明，干擾觀測器能夠在20 秒內(nèi)完成對廣義干擾的有效跟蹤，跟蹤誤差小于10-3nm；組合體姿態(tài)及姿態(tài)角速度誤差均能在20 s 快速收斂，收斂精度10-4量級。本文設(shè)計(jì)的干擾觀測器增益能夠根據(jù)干擾的變化進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)整且不會(huì)一直增大，避免了因增益過大而導(dǎo)致觀測器發(fā)散。不含符號函數(shù)的自適應(yīng)設(shè)計(jì)有效避免了切換，從而令觀測器動(dòng)態(tài)過程更加平穩(wěn)。在有限時(shí)間收斂的干擾觀測器和姿態(tài)控制器的共同作用下，閉環(huán)系統(tǒng)動(dòng)態(tài)過程平穩(wěn)，組合體的收斂速度和精度均高于對比算法，所需控制力矩更小，消耗的能量也更少。結(jié)論：針對轉(zhuǎn)動(dòng)慣量未知的非合作目標(biāo)，本文提出了一種將超螺旋干擾觀測器和有限時(shí)間反步控制相結(jié)合的組合體航天器有限時(shí)間姿態(tài)控制方法。改進(jìn)的超螺旋干擾觀測器能夠自適應(yīng)調(diào)整觀測增益，在有限時(shí)間內(nèi)完成對廣義干擾的觀測，動(dòng)態(tài)性能好，觀測精度高。設(shè)計(jì)的反步控制器通過引入指令濾波器，在完成有限時(shí)間控制的同時(shí)，提高了反步法的控制品質(zhì)。Lyapunov 穩(wěn)定性分析表明，系統(tǒng)具有全局有限時(shí)間收斂特性。數(shù)值仿真校驗(yàn)了本文所提方法的有效性與正確性，為在軌服務(wù)航天器組合體姿態(tài)控制問題，提供一個(gè)值得參考的解決思路。

來源出版物：宇航學(xué)報(bào)， 2017， 38(11)： 1168-1176

入選年份：2017

基于低相干光的光子晶體光纖熔點(diǎn)反射測量

徐小斌，閆明，滕飛，等

摘要：基于低相干光的光子晶體光纖熔點(diǎn)背向反射測量目的：光子晶體光纖在環(huán)境適應(yīng)性、非線性、色散等方面具有傳統(tǒng)光纖無法比擬的諸多優(yōu)勢，廣泛應(yīng)用于光纖激光器、光纖傳感、傳輸?shù)阮I(lǐng)域。由于纖芯的差異，光子晶體光纖與傳統(tǒng)光纖正常熔接時(shí)在熔接點(diǎn)處存在背向反射，這對某些應(yīng)用（如光纖陀螺）會(huì)有較大影響。通常采用斜8°熔接的方式來抑制此類反射，但此時(shí)仍然會(huì)有微弱的殘余反射，通過測量返回光功率的傳統(tǒng)方法無法區(qū)分測量系統(tǒng)中熔點(diǎn)反射、光纖末端反射和器件內(nèi)部回波反射，所以無法準(zhǔn)確得到熔點(diǎn)處微弱的殘余反射。本文基于低相干光干涉原理，提出一種Mach-Zehnder 與Michelson 混合型干涉儀，能夠準(zhǔn)確測量熔點(diǎn)處微弱背向反射的位置和強(qiáng)度。方法：Mach-Zehnder 與Michelson混合型干涉儀中寬譜光源發(fā)出的低相干光經(jīng)過分光比為99︰1 的耦合器分為兩束光波W1 和W2，分別通過兩個(gè)環(huán)形器進(jìn)入測量光路和參考光路。進(jìn)入測量光路的光波W1 傳輸?shù)酱郎y光纖熔點(diǎn)處時(shí)，由于熔點(diǎn)處的背向反射產(chǎn)生返回信號光波Ws；進(jìn)入?yún)⒖脊饴返腤2 經(jīng)過全反射鏡反射，產(chǎn)生返回參考光波WR。Ws 和WR 分別返回環(huán)形器進(jìn)入集成光學(xué)調(diào)制器Y 分支，并通過集成光學(xué)調(diào)制器合束。當(dāng)通過光纖延遲線改變參考路光程使WR 與Ws 的光程差小于光源相干長度時(shí)，WR 與Ws 發(fā)生干涉。結(jié)合電路的相關(guān)檢測方法，由該干涉條紋最大峰峰值及其位置即可解算得到熔點(diǎn)反射強(qiáng)度和位置。經(jīng)過理論計(jì)算，Mach-Zehnder 與Michelson 混合型干涉儀 的位置空間分辨率能夠達(dá)到37 μm。結(jié)果：基于Mach- Zehnder 與Michelson 混合型干涉儀，對實(shí)芯光子晶體光纖（包層直徑125 μm、纖芯直徑10.3 μm）與傳統(tǒng)單模光纖（纖芯直徑為9 μm）的斜8°熔接點(diǎn)，以及保偏實(shí)芯光子晶體光纖（包層直徑100 μm、橢圓纖芯長軸9.3 μm、短軸5.1 μm）與傳統(tǒng)單模光纖斜8°熔接點(diǎn)處的背向反射進(jìn)行了測量，得到背向反射率分別為-52.12 dB 和-49.35 dB，并獲得了熔點(diǎn)的位置信息。包層直徑為125 μm 的實(shí)芯光子晶體光纖與傳統(tǒng)單模光纖熔點(diǎn)處背向反射遠(yuǎn)大于理論值，可能是切割角度不匹配、空氣孔塌陷等因素導(dǎo)致，但其比包層直徑100 μm 的實(shí)芯光子晶體光纖與傳統(tǒng)單模光纖熔點(diǎn)處背向反射小2.77 dB，主要原因是包層直徑100 μm 實(shí)芯光子晶體光纖的橢圓形模場與傳統(tǒng)單模光纖的圓形模場不匹配，從而增大了分界面處的菲涅爾反射。

來源出版物：北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)， 2017， 43(7)： 1300- 1305

入選年份：2017

長征運(yùn)載火箭制導(dǎo)方法

呂新廣，宋征宇

摘要：目的：隨著中國航天發(fā)射任務(wù)的增多，任務(wù)趨于多樣化，對制導(dǎo)方法提出了更高的入軌精度、適應(yīng)能力和自主性等要求。傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)通過預(yù)測最佳入軌點(diǎn)、實(shí)時(shí)修正剩余飛行時(shí)間以及在線軌跡規(guī)劃等技術(shù)，解決了高精度入軌問題，但大推力直接入軌、定姿入軌等需求的出現(xiàn)，對制導(dǎo)方法提出了新的挑戰(zhàn)。本文對長征火箭近些年的制導(dǎo)方法最新發(fā)展進(jìn)行綜述，并結(jié)合未來重型運(yùn)載火箭任務(wù)，討論制導(dǎo)方法的研究方向。方法：推力不可調(diào)節(jié)條件下，為了實(shí)現(xiàn)精確入軌，傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)首先采用梯度搜索尋找“最佳入軌點(diǎn)”，獲得“最佳入軌點(diǎn)”速度矢量和位置矢量，再根據(jù)線性程序角假設(shè)，通過方程聯(lián)立求解線性方程的系數(shù)，最終得到程序角的解析解。在大推力直接入軌并且兩兩關(guān)機(jī)條件下，本文以傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)為基礎(chǔ)，給出了一種確保姿態(tài)穩(wěn)定而略損失軌道精度的提前取消位置約束方案，經(jīng)過推導(dǎo)誤差預(yù)測公式并加以補(bǔ)償，最終實(shí)現(xiàn)了軌道精度不受影響，即軌道預(yù)測修正迭代制導(dǎo)方法。針對部分有效載荷的入軌姿態(tài)需求，本文給出了一種二次曲線形式程序角解決方案，以更多的自由度應(yīng)對被控變量的增加，通過聯(lián)立終端姿態(tài)約束方程、終端速度約束方程、終端位置約束方程，可以快速求解二次多項(xiàng)式的系數(shù)。未來我國重型運(yùn)載火箭將面對更為復(fù)雜的任務(wù)場景和自主性需求，現(xiàn)有制導(dǎo)方法難以滿足其要求，通過對比，凸優(yōu)化和聯(lián)立法是兩個(gè)較為可行的研究方向。結(jié)果：迭代制導(dǎo)通過實(shí)時(shí)規(guī)劃剩余飛行時(shí)間內(nèi)的姿態(tài)變化規(guī)律實(shí)現(xiàn)對多個(gè)變量的同時(shí)控制，由于入軌前會(huì)提前停止迭代計(jì)算，因此產(chǎn)生少量的控制誤差，最終誤差量級取決于停止迭代后的姿態(tài)跟蹤誤差。以我國發(fā)射載人飛船的長征二號F 運(yùn)載火箭為例進(jìn)行仿真，傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)入軌精度相對攝動(dòng)制導(dǎo)幾乎在所有軌道參數(shù)上均有大幅提高，并且能夠適應(yīng)文中給出的發(fā)動(dòng)機(jī)推力下降50%的故障用例，在此情況下準(zhǔn)確入軌。以我國大推力直接入軌火箭長征七號為例，對軌道預(yù)測修正迭代制導(dǎo)方法進(jìn)行了仿真，在克服大推力關(guān)機(jī)帶來的不利影響后（推力增大15 倍左右，各種干擾隨之增大），入軌精度能夠達(dá)到上述傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)同等水平，避免了對末修系統(tǒng)的需求。最后仍以長征二號F 運(yùn)載火箭為例，增加終端姿態(tài)約束后，給出了二次曲線直接制導(dǎo)的仿真結(jié)果，在入軌精度基本不受影響的前提下，終端姿態(tài)得到準(zhǔn)確控制，相對傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)，終端姿態(tài)散布從20°以上減小到0.3°。結(jié)論：在入軌精度、終端姿態(tài)等需求的牽引下，制導(dǎo)方法在傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)基礎(chǔ)上不斷發(fā)展，形成了幾種新的改進(jìn)方法，獲得良好的控制效果，并且支撐了我國長征運(yùn)載火箭的任務(wù)擴(kuò)展。面對未來重型運(yùn)載火箭的復(fù)雜任務(wù)，具備更高自主性和更大自由度的制導(dǎo)方法有待深入研究。

來源出版物：宇航學(xué)報(bào)， 2017， 38(9)： 895-902

入選年份：2017

復(fù)雜熱環(huán)境下平流層飛艇高空駐留熱動(dòng)力學(xué)特性

姚偉，李勇，范春石，等

摘要：目的：平流層飛艇（或稱為高空飛艇）可在20 km平流層高度長期駐留，是理想的對地觀測和高速通信平臺(tái)，近年來受到廣泛關(guān)注。它依靠內(nèi)部浮升氣體提供的浮力實(shí)現(xiàn)駐空，具有體積重量巨大，質(zhì)量、慣量變化顯著，熱力、動(dòng)力耦合嚴(yán)重等特點(diǎn)，被稱為一種“熱飛行器”，與常規(guī)航空器和航天器有本質(zhì)的不同。內(nèi)部氣體的熱力學(xué)狀態(tài)對其飛行狀態(tài)和運(yùn)行安全具有重要影響，熱問題是平流層飛艇高空駐留期間面臨的重點(diǎn)問題之一。本文采用熱動(dòng)力學(xué)方法，對平流層飛艇高空駐留特性進(jìn)行了仿真研究。方法：首先分析了太陽輻射、地球反照和紅外輻射的時(shí)變特征，在考慮飛艇表面外熱流狀態(tài)的差別以及內(nèi)部氣體的熱力學(xué)動(dòng)態(tài)過程的基礎(chǔ)上，建立了平流層飛艇多節(jié)點(diǎn)熱動(dòng)力學(xué)模型。根據(jù)模型，編制計(jì)算程序，并通過MATLAB 軟件進(jìn)行了平流層飛艇晝夜循環(huán)的動(dòng)態(tài)仿真分析。在此基礎(chǔ)上，對平流層飛艇高空駐留期間的熱動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行了仿真研究。結(jié)果：對平流層飛艇高空駐留期間的熱動(dòng)力學(xué)特性分析表明，（1）太陽熱輻射及其由此產(chǎn)生的地球反照是影響平流層飛艇“超熱”的關(guān)鍵因素，地球紅外輻射會(huì)造成飛艇夜間處于“弱超熱”狀態(tài)；駐空期間晝夜熱環(huán)境變化會(huì)導(dǎo)致飛艇產(chǎn)生數(shù)10 K 的溫度波動(dòng)（本文算例中達(dá)40 K），相應(yīng)的超熱亦達(dá)到數(shù)10 K（本文算例中達(dá)47 K）。（2）太陽輻射隨不同季節(jié)和緯度會(huì)產(chǎn)生一定的變化，對太陽能電池表面溫度產(chǎn)生一定影響（本文算例中，春分時(shí)太陽能電池溫度為330 K，夏至?xí)r為340 K）；采用低太陽吸收率蒙皮和隔熱措施，可緩解太陽熱輻射對內(nèi)部氣體溫度的影響。（3）大氣對流換熱對飛艇太陽能電池、蒙皮表面和內(nèi)部氣體的超熱均有改善。本文算例中，空速由10 m/s 增至20 m/s，太陽能電池溫度降低約16 K，蒙皮溫度降低約10 K，氣體溫度降低約8 K，超熱有所改善。（4）由于上下蒙皮的熱環(huán)境有明顯差別，其溫度變化存在顯著差異。在夜間，蒙皮下表面直接接受地球紅外輻射，其溫度高于環(huán)境溫度，而蒙皮上表面向外太空輻射排散出熱量，其溫度低于環(huán)境溫度；白天受到太陽輻射的顯著影響，上下蒙皮溫度均有一定的提高，但由于下表面收到地面紅外輻射作用，上下表面仍存在明顯溫差。（5）大氣層的大氣分子和微粒對熱輻射的吸收作用，會(huì)導(dǎo)致高低空太陽輻射和地球紅外輻射的強(qiáng)度有較大的變化，在平流層飛艇設(shè)計(jì)中需加以考慮。結(jié)論：綜合考慮飛艇表面外熱流狀態(tài)的差別以及內(nèi)部氣體的熱力學(xué)動(dòng)態(tài)過程建立的平流層飛艇多節(jié)點(diǎn)熱動(dòng)力學(xué)模型，可實(shí)現(xiàn)對平流層飛艇高空駐留期間的熱動(dòng)力學(xué)特性的分析預(yù)測，結(jié)果表明，平流層外熱流條件和飛艇的熱設(shè)計(jì)對平流層飛艇駐空期間的熱特性有重要影響。

來源出版物：宇航學(xué)報(bào)， 2013， 34(10)： 1309-1315

入選年份：2017

含擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的高超聲速飛行器動(dòng)態(tài)面姿態(tài)控制

劉曉東，黃萬偉，禹春梅

摘要：目的：高超聲速飛行器面臨復(fù)雜非線性問題、高不確定性問題以及強(qiáng)通道耦合問題等，且相比一般飛行器表現(xiàn)的更為突出，這樣傳統(tǒng)的通道分離式線性設(shè)計(jì)方法將很難滿足高超聲速飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的高性能需求，甚至對其飛行穩(wěn)定性造成嚴(yán)重影響。為了提升高超聲速飛行器的控制品質(zhì)和綜合性能，本文結(jié)合動(dòng)態(tài)面控制、動(dòng)態(tài)逆控制以及擴(kuò)張狀態(tài)觀測理論，探索具有強(qiáng)魯棒性能的全通道非線性姿態(tài)控制技術(shù)。方法：根據(jù)所推導(dǎo)的設(shè)計(jì)模型的特點(diǎn)，采用多魯棒面控制與動(dòng)態(tài)面分塊設(shè)計(jì)相結(jié)合的方式，研究高超聲速飛行器全通道非線性姿態(tài)控制設(shè)計(jì)方法。首先，建立起含三通道耦合的高超聲速飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程組，并采用某些可行性的工程化假設(shè)條件，推導(dǎo)出一種面向飛行器全通道姿態(tài)控制的非線性設(shè)計(jì)模型。而后，針對設(shè)計(jì)模型中的非線性子系統(tǒng)對象，通過構(gòu)造多變量擴(kuò)張狀態(tài)觀測器（extended state observer，ESO）用于實(shí)時(shí)估計(jì)系統(tǒng)的不確定動(dòng)態(tài)，并進(jìn)一步形成一種魯棒動(dòng)態(tài)逆控制方案，以克服傳統(tǒng)動(dòng)態(tài)逆控制方案魯棒性不足的缺陷。最后，利用動(dòng)態(tài)面分塊設(shè)計(jì)理論，通過引入若干組指令濾波器實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)模型中3 層子系統(tǒng)的有效級聯(lián)，進(jìn)而完成高超聲速飛行器全通道姿態(tài)控制律的設(shè)計(jì)。結(jié)果：以某高超聲速飛行器模型作為仿真對象，考慮機(jī)體不確定性、氣動(dòng)不確定性以及時(shí)變等效干擾的影響，對比本文姿態(tài)控制方案與基于傳統(tǒng)動(dòng)態(tài)逆姿態(tài)控制方案的數(shù)學(xué)仿真結(jié)果，可以得出，①在不確定性系數(shù)分別為1、-1 的極限偏差仿真情況下，本文姿態(tài)控制方案下飛行器的姿態(tài)調(diào)節(jié)速度更快、調(diào)節(jié)時(shí)間更短。②在不確定性系數(shù)分別為1、-1 的極限偏差仿真情況下，本文姿態(tài)控制方案下飛行器對跟蹤指令的穩(wěn)態(tài)精度更高。③除一處由于跟蹤指令切換造成的跳變外，本文姿態(tài)控制方案下解算出的控制舵偏量中無明顯的高頻抖動(dòng)現(xiàn)象。結(jié)論：針對高超聲速飛行器這類復(fù)雜非線性對象，本文提出的基于多變量ESO 的動(dòng)態(tài)面姿態(tài)控制方案，可確保飛行器姿控系統(tǒng)在三通道耦合和系統(tǒng)不確定性的影響下仍具有期望的跟蹤性能。相比基于傳統(tǒng)動(dòng)態(tài)逆的動(dòng)態(tài)面姿態(tài)控制方案，本文姿態(tài)控制方案下飛行器的動(dòng)態(tài)性能更好，對跟蹤指令的穩(wěn)態(tài)精度更高，呈現(xiàn)出的姿態(tài)控制系統(tǒng)的魯棒性也更強(qiáng)。而且，本文姿態(tài)控制方案的結(jié)構(gòu)易于實(shí)現(xiàn)，算法復(fù)雜度不高，故利于工程使用。此外，關(guān)于控制律中姿態(tài)角指令的微分項(xiàng)，本文直接通過差分法獲得，雖然該方法簡單實(shí)用，但是其抵抗噪聲的能力較弱，因此還需要采用一些更為有效的微分方法，如近似微分法或微分跟蹤器等，關(guān)于此部分的研究將在今后的工作中給出。

來源出版物：宇航學(xué)報(bào)， 2015， 36(8)： 916-922

入選年份：2017