航空、航天科学技术

基于图像增强的无人机侦察图像去雾方法

黄宇晴，丁文锐，李红光

摘要：目标：当无人机在中高空进行任务时，雾天下大气中气溶胶的散射作用，导致无人机图像出现退化和模糊的问题，使图像中的基本信息特征严重失真受损，导致目标观测不明显、识别不清楚。而无人机的执行任务，很大程度依赖于成像质量较高的无人机图像。因此，本文针对无人机雾霾天气下的侦察图像，并考虑无人机自身特性，提出了一种新的基于图像增强的无人机侦察图像去雾方法。方法：本文提出了一种新的基于图像增强的无人机侦察图像去雾方法，利用对原雾天无人机航拍图像分别进行白平衡和对比度增强的操作，基于图像融合和自动色阶处理，最终得到复原图像。针对无人机侦察图像，单幅图像的雾气浓度大体相同、景深相对于较大的成像距离也大体相同。所以本文方法忽略了权重图的选取，将权重仅设为一个常数，极大地增加了处理效率。结果：为了验证所提出算法的性能，本文与其他典型6 种去雾方法进行比较，实验分为主观评价和客观评价两部分，并给出无人机雾霾图像的复原结果。从主观评价中可以看出，其他方法的色彩有一定程度的失真，发生了明显的色调偏移，而暗通道先验算法去雾图像较易产Halo 效应，颜色较重，显得过于饱和。因此其他方法从主观评价的角度来看并不能较好地应用于无人机航拍遥感图像，因为仅从原大气散射模型或图像增强的角度出发，更适合对普通低空户外图像进行去雾，而对无人机遥感图像进行去雾处理，不能得到良好的效果。而本文的方法针对无人机图像的去雾更为科学，且效果更优，没有Halo 效应，而且更好地再现了场景的真实颜色。从客观评价方面，本文采用标准差、信息熵、图像自然度、图像真实度来定量评价去雾效果。通过客观指标可看出本文的去雾方法达到了较好的去雾效果。为了综合评价去雾效果，本文将标准差、信息熵、图像自然度、图像真实度4 个指标进行归一化再加和处理，得到一个综合评价指标。去雾后的综合评价指标相比于原图像可提升214.5%。结论：本文在图像融合和自动色阶的基础上提出了一种新的基于图像增强的无人机侦察图像去雾算法。经实验验证，得出如下结论。（1）方法从无人机成像特性出发，针对无人机自身特性，改进了以往的融合算法，对无人机侦察图像的适应性较强。（2）方法可实现较为优异的去雾性能，去雾后的综合评价指标相比于原图像可提升214.5%，优于其他典型 去雾算法。通过实验分析得到，本文方法的去雾效果较好。很大程度提高了图像的清晰度。未来可以改进该方法，增加该算法的适用性，研究在其他不良环境，如沙尘等天气下的图像清晰化算法。

来源出版物：北京航空航天大学学报， 2017， 43(3)： 592- 601

入选年份：2017

组合体航天器有限时间超螺旋反步姿态控制

马广富，高寒，吕跃勇，等

摘要：目的：空间在轨服务如在轨维护、在轨加注及空间碎片清除等已成为未来航天技术的主要发展方向。由于目标航天器尤其是非合作目标的质量和结构特性未知，服务航天器与目标在完成抓捕对接后所构成的组合体航天器将存在较大的转动惯量不确定性以及外部干扰，进行快速、稳定、高精度的姿态控制十分困难。为此，本文在有限时间反步控制的基础上引入超螺旋干扰观测器，研究了组合体航天器存在较大的转动惯量不确定性以及外部干扰的有限时间姿态控制方法。方法：本文采用了一种将有限时间干扰观测器和有限时间姿态控制器相结合的姿态控制方案。首先，假设服务航天器和目标之间存在完全约束，组合体等效为存在较大转动惯量不确定性的刚体航天器，并将转动惯量不确定性和外部干扰统一作为广义干扰。然后，针对广义干扰采用超螺旋算法设计了有限时间收敛的干扰观测器，构造了不含符号函数的自适应项代替了标准超螺旋算法中的固定增益。接着，引入指令滤波器代替传统的微分运算，利用反步控制法设计了有限时间稳定的姿态控制器。最后，将有限时间干扰观测器和有限时间姿态控制器同时应用于组合体，基于Lyapunov 稳定性理论分析了闭环系统的有限时间收敛特性。结果：在相同的初始条件下，通过数值仿真将本文设计的基于自适应超螺旋干扰观测器的有限时间指令滤波反步控制器（STDOFTCF）分别与无干扰观测器的有限时间指令滤波反步控制器（FTCF）和经典反步控制器（BF）的控制效果进行了对比。仿真结果表明，干扰观测器能够在20 秒内完成对广义干扰的有效跟踪，跟踪误差小于10-3nm；组合体姿态及姿态角速度误差均能在20 s 快速收敛，收敛精度10-4量级。本文设计的干扰观测器增益能够根据干扰的变化进行自适应调整且不会一直增大，避免了因增益过大而导致观测器发散。不含符号函数的自适应设计有效避免了切换，从而令观测器动态过程更加平稳。在有限时间收敛的干扰观测器和姿态控制器的共同作用下，闭环系统动态过程平稳，组合体的收敛速度和精度均高于对比算法，所需控制力矩更小，消耗的能量也更少。结论：针对转动惯量未知的非合作目标，本文提出了一种将超螺旋干扰观测器和有限时间反步控制相结合的组合体航天器有限时间姿态控制方法。改进的超螺旋干扰观测器能够自适应调整观测增益，在有限时间内完成对广义干扰的观测，动态性能好，观测精度高。设计的反步控制器通过引入指令滤波器，在完成有限时间控制的同时，提高了反步法的控制品质。Lyapunov 稳定性分析表明，系统具有全局有限时间收敛特性。数值仿真校验了本文所提方法的有效性与正确性，为在轨服务航天器组合体姿态控制问题，提供一个值得参考的解决思路。

来源出版物：宇航学报， 2017， 38(11)： 1168-1176

入选年份：2017

基于低相干光的光子晶体光纤熔点反射测量

徐小斌，闫明，滕飞，等

摘要：基于低相干光的光子晶体光纤熔点背向反射测量目的：光子晶体光纤在环境适应性、非线性、色散等方面具有传统光纤无法比拟的诸多优势，广泛应用于光纤激光器、光纤传感、传输等领域。由于纤芯的差异，光子晶体光纤与传统光纤正常熔接时在熔接点处存在背向反射，这对某些应用（如光纤陀螺）会有较大影响。通常采用斜8°熔接的方式来抑制此类反射，但此时仍然会有微弱的残余反射，通过测量返回光功率的传统方法无法区分测量系统中熔点反射、光纤末端反射和器件内部回波反射，所以无法准确得到熔点处微弱的残余反射。本文基于低相干光干涉原理，提出一种Mach-Zehnder 与Michelson 混合型干涉仪，能够准确测量熔点处微弱背向反射的位置和强度。方法：Mach-Zehnder 与Michelson混合型干涉仪中宽谱光源发出的低相干光经过分光比为99︰1 的耦合器分为两束光波W1 和W2，分别通过两个环形器进入测量光路和参考光路。进入测量光路的光波W1 传输到待测光纤熔点处时，由于熔点处的背向反射产生返回信号光波Ws；进入参考光路的W2 经过全反射镜反射，产生返回参考光波WR。Ws 和WR 分别返回环形器进入集成光学调制器Y 分支，并通过集成光学调制器合束。当通过光纤延迟线改变参考路光程使WR 与Ws 的光程差小于光源相干长度时，WR 与Ws 发生干涉。结合电路的相关检测方法，由该干涉条纹最大峰峰值及其位置即可解算得到熔点反射强度和位置。经过理论计算，Mach-Zehnder 与Michelson 混合型干涉仪 的位置空间分辨率能够达到37 μm。结果：基于Mach- Zehnder 与Michelson 混合型干涉仪，对实芯光子晶体光纤（包层直径125 μm、纤芯直径10.3 μm）与传统单模光纤（纤芯直径为9 μm）的斜8°熔接点，以及保偏实芯光子晶体光纤（包层直径100 μm、椭圆纤芯长轴9.3 μm、短轴5.1 μm）与传统单模光纤斜8°熔接点处的背向反射进行了测量，得到背向反射率分别为-52.12 dB 和-49.35 dB，并获得了熔点的位置信息。包层直径为125 μm 的实芯光子晶体光纤与传统单模光纤熔点处背向反射远大于理论值，可能是切割角度不匹配、空气孔塌陷等因素导致，但其比包层直径100 μm 的实芯光子晶体光纤与传统单模光纤熔点处背向反射小2.77 dB，主要原因是包层直径100 μm 实芯光子晶体光纤的椭圆形模场与传统单模光纤的圆形模场不匹配，从而增大了分界面处的菲涅尔反射。

来源出版物：北京航空航天大学学报， 2017， 43(7)： 1300- 1305

入选年份：2017

长征运载火箭制导方法

吕新广，宋征宇

摘要：目的：随着中国航天发射任务的增多，任务趋于多样化，对制导方法提出了更高的入轨精度、适应能力和自主性等要求。传统迭代制导通过预测最佳入轨点、实时修正剩余飞行时间以及在线轨迹规划等技术，解决了高精度入轨问题，但大推力直接入轨、定姿入轨等需求的出现，对制导方法提出了新的挑战。本文对长征火箭近些年的制导方法最新发展进行综述，并结合未来重型运载火箭任务，讨论制导方法的研究方向。方法：推力不可调节条件下，为了实现精确入轨，传统迭代制导首先采用梯度搜索寻找“最佳入轨点”，获得“最佳入轨点”速度矢量和位置矢量，再根据线性程序角假设，通过方程联立求解线性方程的系数，最终得到程序角的解析解。在大推力直接入轨并且两两关机条件下，本文以传统迭代制导为基础，给出了一种确保姿态稳定而略损失轨道精度的提前取消位置约束方案，经过推导误差预测公式并加以补偿，最终实现了轨道精度不受影响，即轨道预测修正迭代制导方法。针对部分有效载荷的入轨姿态需求，本文给出了一种二次曲线形式程序角解决方案，以更多的自由度应对被控变量的增加，通过联立终端姿态约束方程、终端速度约束方程、终端位置约束方程，可以快速求解二次多项式的系数。未来我国重型运载火箭将面对更为复杂的任务场景和自主性需求，现有制导方法难以满足其要求，通过对比，凸优化和联立法是两个较为可行的研究方向。结果：迭代制导通过实时规划剩余飞行时间内的姿态变化规律实现对多个变量的同时控制，由于入轨前会提前停止迭代计算，因此产生少量的控制误差，最终误差量级取决于停止迭代后的姿态跟踪误差。以我国发射载人飞船的长征二号F 运载火箭为例进行仿真，传统迭代制导入轨精度相对摄动制导几乎在所有轨道参数上均有大幅提高，并且能够适应文中给出的发动机推力下降50%的故障用例，在此情况下准确入轨。以我国大推力直接入轨火箭长征七号为例，对轨道预测修正迭代制导方法进行了仿真，在克服大推力关机带来的不利影响后（推力增大15 倍左右，各种干扰随之增大），入轨精度能够达到上述传统迭代制导同等水平，避免了对末修系统的需求。最后仍以长征二号F 运载火箭为例，增加终端姿态约束后，给出了二次曲线直接制导的仿真结果，在入轨精度基本不受影响的前提下，终端姿态得到准确控制，相对传统迭代制导，终端姿态散布从20°以上减小到0.3°。结论：在入轨精度、终端姿态等需求的牵引下，制导方法在传统迭代制导基础上不断发展，形成了几种新的改进方法，获得良好的控制效果，并且支撑了我国长征运载火箭的任务扩展。面对未来重型运载火箭的复杂任务，具备更高自主性和更大自由度的制导方法有待深入研究。

来源出版物：宇航学报， 2017， 38(9)： 895-902

入选年份：2017

复杂热环境下平流层飞艇高空驻留热动力学特性

姚伟，李勇，范春石，等

摘要：目的：平流层飞艇（或称为高空飞艇）可在20 km平流层高度长期驻留，是理想的对地观测和高速通信平台，近年来受到广泛关注。它依靠内部浮升气体提供的浮力实现驻空，具有体积重量巨大，质量、惯量变化显著，热力、动力耦合严重等特点，被称为一种“热飞行器”，与常规航空器和航天器有本质的不同。内部气体的热力学状态对其飞行状态和运行安全具有重要影响，热问题是平流层飞艇高空驻留期间面临的重点问题之一。本文采用热动力学方法，对平流层飞艇高空驻留特性进行了仿真研究。方法：首先分析了太阳辐射、地球反照和红外辐射的时变特征，在考虑飞艇表面外热流状态的差别以及内部气体的热力学动态过程的基础上，建立了平流层飞艇多节点热动力学模型。根据模型，编制计算程序，并通过MATLAB 软件进行了平流层飞艇昼夜循环的动态仿真分析。在此基础上，对平流层飞艇高空驻留期间的热动力学特性进行了仿真研究。结果：对平流层飞艇高空驻留期间的热动力学特性分析表明，（1）太阳热辐射及其由此产生的地球反照是影响平流层飞艇“超热”的关键因素，地球红外辐射会造成飞艇夜间处于“弱超热”状态；驻空期间昼夜热环境变化会导致飞艇产生数10 K 的温度波动（本文算例中达40 K），相应的超热亦达到数10 K（本文算例中达47 K）。（2）太阳辐射随不同季节和纬度会产生一定的变化，对太阳能电池表面温度产生一定影响（本文算例中，春分时太阳能电池温度为330 K，夏至时为340 K）；采用低太阳吸收率蒙皮和隔热措施，可缓解太阳热辐射对内部气体温度的影响。（3）大气对流换热对飞艇太阳能电池、蒙皮表面和内部气体的超热均有改善。本文算例中，空速由10 m/s 增至20 m/s，太阳能电池温度降低约16 K，蒙皮温度降低约10 K，气体温度降低约8 K，超热有所改善。（4）由于上下蒙皮的热环境有明显差别，其温度变化存在显著差异。在夜间，蒙皮下表面直接接受地球红外辐射，其温度高于环境温度，而蒙皮上表面向外太空辐射排散出热量，其温度低于环境温度；白天受到太阳辐射的显著影响，上下蒙皮温度均有一定的提高，但由于下表面收到地面红外辐射作用，上下表面仍存在明显温差。（5）大气层的大气分子和微粒对热辐射的吸收作用，会导致高低空太阳辐射和地球红外辐射的强度有较大的变化，在平流层飞艇设计中需加以考虑。结论：综合考虑飞艇表面外热流状态的差别以及内部气体的热力学动态过程建立的平流层飞艇多节点热动力学模型，可实现对平流层飞艇高空驻留期间的热动力学特性的分析预测，结果表明，平流层外热流条件和飞艇的热设计对平流层飞艇驻空期间的热特性有重要影响。

来源出版物：宇航学报， 2013， 34(10)： 1309-1315

入选年份：2017

含扩张状态观测器的高超声速飞行器动态面姿态控制

刘晓东，黄万伟，禹春梅

摘要：目的：高超声速飞行器面临复杂非线性问题、高不确定性问题以及强通道耦合问题等，且相比一般飞行器表现的更为突出，这样传统的通道分离式线性设计方法将很难满足高超声速飞行器姿态控制系统的高性能需求，甚至对其飞行稳定性造成严重影响。为了提升高超声速飞行器的控制品质和综合性能，本文结合动态面控制、动态逆控制以及扩张状态观测理论，探索具有强鲁棒性能的全通道非线性姿态控制技术。方法：根据所推导的设计模型的特点，采用多鲁棒面控制与动态面分块设计相结合的方式，研究高超声速飞行器全通道非线性姿态控制设计方法。首先，建立起含三通道耦合的高超声速飞行器姿态运动方程组，并采用某些可行性的工程化假设条件，推导出一种面向飞行器全通道姿态控制的非线性设计模型。而后，针对设计模型中的非线性子系统对象，通过构造多变量扩张状态观测器（extended state observer，ESO）用于实时估计系统的不确定动态，并进一步形成一种鲁棒动态逆控制方案，以克服传统动态逆控制方案鲁棒性不足的缺陷。最后，利用动态面分块设计理论，通过引入若干组指令滤波器实现设计模型中3 层子系统的有效级联，进而完成高超声速飞行器全通道姿态控制律的设计。结果：以某高超声速飞行器模型作为仿真对象，考虑机体不确定性、气动不确定性以及时变等效干扰的影响，对比本文姿态控制方案与基于传统动态逆姿态控制方案的数学仿真结果，可以得出，①在不确定性系数分别为1、-1 的极限偏差仿真情况下，本文姿态控制方案下飞行器的姿态调节速度更快、调节时间更短。②在不确定性系数分别为1、-1 的极限偏差仿真情况下，本文姿态控制方案下飞行器对跟踪指令的稳态精度更高。③除一处由于跟踪指令切换造成的跳变外，本文姿态控制方案下解算出的控制舵偏量中无明显的高频抖动现象。结论：针对高超声速飞行器这类复杂非线性对象，本文提出的基于多变量ESO 的动态面姿态控制方案，可确保飞行器姿控系统在三通道耦合和系统不确定性的影响下仍具有期望的跟踪性能。相比基于传统动态逆的动态面姿态控制方案，本文姿态控制方案下飞行器的动态性能更好，对跟踪指令的稳态精度更高，呈现出的姿态控制系统的鲁棒性也更强。而且，本文姿态控制方案的结构易于实现，算法复杂度不高，故利于工程使用。此外，关于控制律中姿态角指令的微分项，本文直接通过差分法获得，虽然该方法简单实用，但是其抵抗噪声的能力较弱，因此还需要采用一些更为有效的微分方法，如近似微分法或微分跟踪器等，关于此部分的研究将在今后的工作中给出。

来源出版物：宇航学报， 2015， 36(8)： 916-922

入选年份：2017