劉 霞，王康誼，劉重光

(1.中北大學(xué) 創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)學(xué)院，太原 030051；2.太原市政建設(shè)集團有限公司，太原 030027)

0 引言

雷達(dá)是利用電磁波技術(shù)探測目標(biāo)的電子設(shè)備元件，其發(fā)射出的電磁波在完成對目標(biāo)對象的照射后，會再次返回到雷達(dá)設(shè)備之中，而這些回波信號中包含了大量的距離、徑向速度、高度與方位信息[1]。對于激光雷達(dá)設(shè)備而言，其在實施目標(biāo)測距的過程中，利用模數(shù)轉(zhuǎn)換器裝置對目標(biāo)數(shù)據(jù)進(jìn)行采樣，又借助接收機元件將回波模擬信號轉(zhuǎn)化為數(shù)字化波形信號，由于轉(zhuǎn)換器與接收機負(fù)載于不同的回路單元，所以雷達(dá)裝置在對目標(biāo)對象進(jìn)行測距的過程中，可以同時完成信息提取與波段傳輸指令。相較于其他類型的測距技術(shù)，雷達(dá)測距方法的實施不需借助除激光雷達(dá)以外的應(yīng)用裝置，且電磁波射線在照射到目標(biāo)對象后，不需經(jīng)歷等待時間，可以直接經(jīng)由信道組織反饋回核心處理主機[2]。整個測距過程中，主機元件能夠掌握真實的目標(biāo)測量信息，且由于沒有其他條件的干擾，方位信息、距離信息等數(shù)據(jù)參量也并不會因為受到影響而出現(xiàn)錯誤傳輸或錯誤識別的情況，這也是利用雷達(dá)測距技術(shù)能夠獲得大量真實測量信息的主要原因。

飛行器是具有自主飛行能力的器械元件，根據(jù)飛行區(qū)域的不同，可以分為航天器、航空器、導(dǎo)彈、火箭等多種組成形式。飛行器對接就是指兩個飛行設(shè)備在空間環(huán)境中完成連接的操作，由于地面基站對于飛行空間的控制能力相對較弱，所以在對接過程中，極易出現(xiàn)視線傾角、視線偏角等傾角誤差向量，而這些偏轉(zhuǎn)傾角會直接導(dǎo)致飛行器交會軌跡出現(xiàn)非精準(zhǔn)對接的問題。

文獻(xiàn)[3]提出基于干擾力矩補償?shù)目臻g飛行器姿態(tài)控制方法，分別從軌控推力偏心、推力偏移兩個角度，對干擾力矩誤差進(jìn)行建模，再以角速度作為變量，求解姿態(tài)動力學(xué)方程，最后聯(lián)合兩者計算飛行器交會對接過程中的軌跡誤差。文獻(xiàn)[4]提出基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)滑模自抗擾的飛行器控制方法，提出了徑向基函數(shù)思想，根據(jù)牛頓-歐拉方程，確定飛行器裝置的位置與姿態(tài)，再聯(lián)合RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)，對交會對接軌跡的誤差進(jìn)行補償處理。然而上述兩種方法對于視線傾角、視線偏角的控制能力有限，并不能完全解決飛行器錯誤對接的問題。

針對上述研究背景，提出基于雷達(dá)測距的飛行器交會對接誤差補償控制方法。

1 飛行器交會對接過程中的動力學(xué)作用條件

飛行器交會對接過程中動力學(xué)作用條件的求解，應(yīng)在空間參考坐標(biāo)系的基礎(chǔ)上，求解軌道根數(shù)指標(biāo)，再聯(lián)合相關(guān)物理參數(shù)，定義動力學(xué)狀態(tài)方程表達(dá)式。

1.1 參考坐標(biāo)系

空間參考坐標(biāo)系是為了確定飛行器飛行能力而定義的物理參考系，在不同方向上對參數(shù)指標(biāo)進(jìn)行取樣，可以描述出飛行器設(shè)備的實時飛行狀態(tài)。在飛行器軌跡交會對接的過程中，為準(zhǔn)確定義誤差方向角，要求所有飛行向量的取值都必須屬于同一個參考坐標(biāo)系空間[5]。為使所構(gòu)建空間參考坐標(biāo)軸能夠與視線傾角、視線偏角邊緣保持水平或垂直狀態(tài)，在描述目標(biāo)對象、飛行器設(shè)備所處空間位置時，必須同時定義橫向、縱向與空間向參考坐標(biāo)。完整的參考坐標(biāo)系標(biāo)記原則如圖1所示。

圖1 參考坐標(biāo)系標(biāo)記原則

在飛行器交會對接過程中，定義飛行器設(shè)備所處位置的空間坐標(biāo)為O1=(X1，Y1，Z1)、目標(biāo)對象的實時空間坐標(biāo)為O2(X2，Y2，Z2)，且X1≠X2、Y1≠Y2、Z1≠Z2的不等式取值條件同時成立。將點O1、O2連接起來，并在點O2處分別作與X軸(橫軸)、Y軸(縱軸)、Z軸(空間軸)平行的射線，其中X軸與O1、O2連線的物理夾角為α1、Y軸與O1、O2連線的物理夾角為α2、Z軸與O1、O2連線的物理夾角為α3，且α1、α2、α3的取值均不等于90°，聯(lián)立上述物理量，可將飛行器交會對接過程中的參考坐標(biāo)系定義式表示為：

(1)

如果飛行器交會對接過程由多個行為階段共同組成，那么對于參考坐標(biāo)系的定義就不能只考慮一種行為狀態(tài)，但若這些行為軌跡不存在于同一個象限區(qū)域內(nèi)，則應(yīng)按照先橫向、再縱向、最后空間向的原則進(jìn)行計算[6]。

1.2 軌道根數(shù)

分析飛行器交會對接軌道時，通常假設(shè)飛行設(shè)備在地球中心引力場內(nèi)保持勻速運動狀態(tài)，由于對接過程中加速度參量的取值并不會發(fā)生明顯的數(shù)值變化，所以空間引力、密度分布不均、非球形運動等攝動力因素都不會對交會軌跡內(nèi)的視線傾角以及視線偏角造成影響[7]。軌道根數(shù)是影響飛行器交會對接軌道偏向誤差的物理向量，其取值越大就表示參考坐標(biāo)系內(nèi)飛機軌跡路線與方向坐標(biāo)軸之間的夾角數(shù)值越大[8]。在飛行器交會對接的空間參考坐標(biāo)系內(nèi)，軌道根數(shù)取值影響位姿轉(zhuǎn)角的誤差取值范圍，進(jìn)行位姿補償處理的過程中，為有效控制視線傾角與視線偏角的數(shù)值水平，應(yīng)使軌道根數(shù)指標(biāo)的取值保持在(0，1)的數(shù)值范圍之內(nèi)。

規(guī)定δ表示飛行器交會對接軌跡內(nèi)的飛行軌道轉(zhuǎn)向參數(shù)，其定義式如下：

(2)

通過式(1)的參考坐標(biāo)系定義式，建立空間參考坐標(biāo)系，并確定參考平面和參考軸線，在此基礎(chǔ)上聯(lián)立式(2)，可將飛行軌道轉(zhuǎn)向參數(shù)轉(zhuǎn)化為軌道根數(shù)的表達(dá)式形式，軌道根數(shù)求解結(jié)果表示為：

(3)

1.3 動力學(xué)狀態(tài)方程

動力學(xué)狀態(tài)方程是描述交會對接過程中飛行器飛行狀態(tài)的動力學(xué)表達(dá)式，可以從橫向、縱向、空間向3個方向上對飛行器行為軌跡進(jìn)行描述。由于軌跡曲線內(nèi)的每一個節(jié)點坐標(biāo)都屬于同一個區(qū)域性參考坐標(biāo)系，所以在定義動力學(xué)狀態(tài)方程時，必須以軌道根數(shù)指標(biāo)作為核心判別條件[9]。對于動力學(xué)狀態(tài)方程的求解滿足下式：

(4)

規(guī)定W′表示補償控制飛行器交會對接誤差時所遵循的具體動力學(xué)作用條件，在實時飛行速率不等于零的情況下，式(5)所示的表達(dá)式恒成立：

(5)

飛行器飛行速率較小表示交會對接軌跡內(nèi)的坐標(biāo)軸夾角也相對較小，對其誤差行為進(jìn)行補償控制時，僅需根據(jù)一次求導(dǎo)結(jié)果就能確定視線傾角、視線偏角與真實偏向角之間的差值水平；飛行器飛行速率較大則表示交會對接軌跡內(nèi)的坐標(biāo)軸夾角也相對較大，一次求導(dǎo)操作對于誤差補償向量的定義能力有限，并不能對視線傾角、視線偏角與真實偏向角之間的差值進(jìn)行準(zhǔn)確求解，故而這種情況下，必須對動力學(xué)狀態(tài)方程表達(dá)式進(jìn)行二次求導(dǎo)[10]。

2 基于雷達(dá)測距的對接誤差控制

飛行器交會對接誤差補償控制技術(shù)方案的設(shè)計，以雷達(dá)測距原理作為理論基礎(chǔ)，利用該項技術(shù)手段控制飛行器對接誤差，需同時掌握理論飛行時長與雷達(dá)作用距離，并聯(lián)合相關(guān)參數(shù)指標(biāo)，求解精度極限的具體數(shù)值。

2.1 理論飛行時長

(6)

式中，γ為基于飛行器交會對接誤差向量所選擇的雷達(dá)測距系數(shù)。為避免雷達(dá)設(shè)備在飛行器單一交會對接軌跡內(nèi)對誤差補償向量進(jìn)行重復(fù)計數(shù)，理論飛行時間的取值不宜過大，但其實際數(shù)值卻又不得小于二分之一的測距周期時長。

2.2 雷達(dá)作用距離

雷達(dá)光波段輸出的電磁波信號就是測距所需的微波信號，其作用距離定義式的推導(dǎo)流程與微波雷達(dá)方程類似，在理論飛行時長周期內(nèi)，求解激光大氣傳輸因子、目標(biāo)測距特性、光學(xué)傳輸特性、接收向量四類物理參數(shù)的乘積，就可以實現(xiàn)對雷達(dá)測距作用距離的計算。對接飛行器交會軌跡時，雷達(dá)信號發(fā)射機輸出完整的脈沖信號波段，且波動參量在一個傳輸周期內(nèi)可以多次取得波峰值，由于相鄰波峰之間的時間長度不會大于一個理論飛行周期時長，所以雷達(dá)光波在測距過程中可以保持自由傳輸狀態(tài)[13]。具體的雷達(dá)光波測距原理如圖2所示。

圖2 雷達(dá)測距原理

信號接收機能夠接收發(fā)射機輸出的所有雷達(dá)信號，由于脈沖信號的波動過程中，雷達(dá)光波首先到達(dá)測距目標(biāo)，在完成對接軌道誤差檢測后，波動信號才會按照脈沖曲線回到接收機之內(nèi)，因為測距飛行器目標(biāo)會消耗一定的信號參量，所以雷達(dá)設(shè)備所接收到的信號總量一定小于發(fā)射機元件的實時信號輸出量[14]。

設(shè)p表示激光大氣傳輸因子，ε表示目標(biāo)測距特性參量，φ表示雷達(dá)脈沖信號的光學(xué)傳輸特性參數(shù)，a表示脈沖波接收向量，η表示雷達(dá)信號的利用效率，S1表示雷達(dá)脈沖信號的實時輸出量，S2表示雷達(dá)設(shè)備接收到的脈沖信號總量。在上述物理量的支持下，聯(lián)立式(6)，可將雷達(dá)測距作用距離計算結(jié)果表示為：

(7)

隨著測距目標(biāo)與雷達(dá)信號發(fā)射機間隔距離的增大，光波信號在傳輸路徑上的實時消耗量也會不斷增大，當(dāng)前情況下，求解所得的雷達(dá)測距作用距離結(jié)果也會不斷增大。

2.3 精度極限值

精度極限值決定了雷達(dá)設(shè)備在測距飛行器對象時對于交會對接誤差的補償作用能力，由于雷達(dá)作用距離始終保持定值狀態(tài)，所以精度極限直接影響補償算法的最強作用能力。雷達(dá)測距原則對于補償作用精度極限的求解，要求所輸出光波信號必須保持量化狀態(tài)[15]。雷達(dá)測距量化思想規(guī)定信號實際波長與其波段在測距方向上的投影長度必須相等，且同一波段周期內(nèi)，不得出現(xiàn)兩個傳輸方向不一致的信號參量。從數(shù)值一致性的角度來看，為避免精度極限值求解結(jié)果出現(xiàn)超限表達(dá)的情況，要求所涉及補償向量必須屬于同一個飛行器測距區(qū)域。對于雷達(dá)測距精度極限值的計算滿足式(8)：

(8)

3 對接誤差的補償控制方法

雷達(dá)測距技術(shù)對于飛行器交會對接誤差的補償與控制，還需在三坐標(biāo)測量機結(jié)構(gòu)模型中，對飛行器飛行位姿進(jìn)行擬合處理，再聯(lián)合位姿誤差計算結(jié)果，確定與誤差參數(shù)相關(guān)的補償修正原則。

3.1 三坐標(biāo)測量機結(jié)構(gòu)模型

三坐標(biāo)測量機模型是基于雷達(dá)測距原理定義的飛行器交會對接誤差補償控制模型。在空間參考坐標(biāo)系內(nèi)，三坐標(biāo)測量機模型分別從橫向、縱向、空間向3個方向上對飛行器對接軌跡進(jìn)行測量，且由于測量交角之間保持兩兩垂直關(guān)系，所以即便在對接軌跡內(nèi)隨機選取交會節(jié)點，也可以保證所選擇節(jié)點對象具有三自由度特征[17]。對于三坐標(biāo)測量機模型而言，三自由度特征就是指交會節(jié)點在橫向、縱向、空間向3個方向上均具有自由運行的能力，由于節(jié)點對象分布在對接軌跡之內(nèi)，所以三坐標(biāo)測量機模型能夠?qū)︼w行器交會對接誤差進(jìn)行精準(zhǔn)控制。設(shè)hX、jX表示兩個隨機飛行器交會點的橫坐標(biāo)，hY、jY表示兩個隨機交會點的縱坐標(biāo)，hZ、jZ表示兩個隨機交會點的空間坐標(biāo)，ιX表示橫軸方向上的飛行器交會對接軌跡偏離度測量系數(shù)，ιY表示縱軸方向上的飛行器交會對接軌跡偏離度測量系數(shù)，ιZ表示空間中方向上的飛行器交會對接軌跡偏離度測量系數(shù)，且ιX≠ιY≠ιZ≠0的不等式取值條件恒成立。在上述物理量的支持下，聯(lián)立式(8)，根據(jù)雷達(dá)測距精度極限值的計算，可以得到精度極限值的取值范圍，根據(jù)測量誤差和精度極限值的取值范圍，對誤差進(jìn)行補償和控制，以確保飛行器交會對接的精度和可靠性。在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)三坐標(biāo)測量機結(jié)構(gòu)模型如式(9)所示：

(9)

如果飛行器視線傾角、視線偏角在某一方向上的數(shù)值水平較大，那么在定義三坐標(biāo)測量機結(jié)構(gòu)模型時，該方向上偏離度測量系數(shù)的取值也就相對較大，反之這種判斷條件也成立，因此在對交會節(jié)點對接誤差進(jìn)行補償處理時，可以根據(jù)偏離度測量系數(shù)取值來判斷飛行器視線傾角、視線偏角的具體數(shù)值水平[18]。

3.2 飛行位姿擬合

飛行位姿擬合是在已知多個自變量與多個因變量離散點情況下，根據(jù)非線性模型來擬合運算出兩類變量之間函數(shù)關(guān)系的過程，因非線性模型的運算具有不可逆的特征，所以函數(shù)表達(dá)式的反向遞推關(guān)系不成立，即聯(lián)立自變量系數(shù)，可以求得因變量結(jié)果，但已知因變量結(jié)果，無法反向求得自變量系數(shù)[19]。在三坐標(biāo)測量機結(jié)構(gòu)模型的基礎(chǔ)上，按照雷達(dá)測距原則完善非線性表達(dá)式是實現(xiàn)飛行位姿擬合的必要環(huán)節(jié)。飛行器交會對接軌跡中，其運動行為不具有明確的規(guī)律性，所以自變量、因變量間函數(shù)關(guān)系的分析結(jié)果必然呈現(xiàn)非線性狀態(tài)，但在特殊情況下(如飛行器的完全勻速運動狀態(tài))，飛行器運動行為可以保持階段性規(guī)律狀態(tài)，此時求解所得的飛行位姿擬合結(jié)果也會與自變量、因變量之間的函數(shù)關(guān)系保持一致，因此非線性只是一種概括性思想[20]。對于飛行位姿擬合條件的求解參考如下表達(dá)式：

(10)

3.3 位姿誤差

位姿誤差是補償飛行器交會對接誤差時的核心控制對象，在符合飛行器運動位姿特征的情況下，可以將誤差理解為由偏向角造成的差異性數(shù)值參量，由于飛行器運動行為向量的取值屬于同一個數(shù)值區(qū)間，所以補償控制技術(shù)的實施，要求位姿誤差參數(shù)的排列必須符合由小及大的原則[21]。設(shè)vX為飛行器運動偏向角誤差向量在X軸方向上的數(shù)值分量，vY為飛行器運動偏向角誤差向量在Y軸方向上的數(shù)值分量，vZ為飛行器運動偏向角誤差向量在Z軸方向上的數(shù)值分量，vXYZ為飛行器運動偏向角誤差向量在空間參考坐標(biāo)系中的實際取值，μXYZ為飛行器運動位姿標(biāo)記參量在空間參考坐標(biāo)系中的實際取值，ΔM表示飛行器對接轉(zhuǎn)角誤差的單位累積量。在上述物理量的支持下，聯(lián)立式(10)，推導(dǎo)位姿誤差計算式如下：

(11)

在空間參考坐標(biāo)系中，vX≠0、vY≠0、vZ≠0的不等式取值條件同時成立，表示飛行器對接轉(zhuǎn)角誤差在X軸、Y軸、Z軸方向上的取值均不等于零，這種位姿限定條件決定了飛行器交會軌跡在對接角誤差作用下呈現(xiàn)出閉合曲線的表現(xiàn)狀態(tài)[22]。對于雷達(dá)裝置而言，其在測距飛行器對象的過程中，并不需要真實記錄整條交會對接軌跡，而是可以根據(jù)相鄰對接轉(zhuǎn)角直接的誤差關(guān)系，推斷軌跡內(nèi)誤差向量的具體數(shù)值，從而實現(xiàn)對視線傾角、視線偏角等接角誤差參量的補償性控制。

3.4 誤差參數(shù)的補償修正

(12)

雷達(dá)測距模型的應(yīng)用，要求同一參考坐標(biāo)系空間內(nèi)，不得出現(xiàn)兩個方向不同的交會對接角度量值，然而飛行器運動行為并不具有明確的方向性，所以上述修正條件極難成立[24]。交會對接角偏轉(zhuǎn)方向與飛行器飛行方向相反時，交會對接角度量值小于零，當(dāng)前情況下，為實現(xiàn)對誤差參數(shù)的補償修正處理，應(yīng)在飛行器飛行反方向上選擇一個與交會對接角數(shù)值相同的誤差參數(shù)向量作為補償修正對象。

4 實例分析

為解決由視線傾角、視線偏角造成的飛行器錯誤對接問題，實現(xiàn)對飛行器交會軌跡對接行為的精準(zhǔn)控制，設(shè)計如下對比實驗。

4.1 實驗環(huán)境與原理

視線傾角、視線偏角是造成飛行器錯誤對接問題的主要原因，而這兩類轉(zhuǎn)向角的數(shù)值水平直接影響基站主機對飛行器交會軌跡對接行為的控制能力，通常情況下，視線傾角與視線偏角的數(shù)值水平越小，就表示飛行器錯誤對接問題的出現(xiàn)概率越小，基站主機對飛行器交會軌跡對接行為的控制能力越強。

本次實驗的具體實施原理如圖3所示。

圖3 飛行器交會對接原理

由于主體飛行器設(shè)備、受體飛行器設(shè)備所處飛行軌跡不同，且二者之間存在一定的高度差，所以在軌跡交會對接過程中，視線傾角與視線偏角的取值都不可能等于零。圖4反映了視線傾角、視線偏角的具體形成原因。

圖4 視線傾角、視線偏角成因

為避免其他因素對實驗結(jié)果造成影響，在測量視線傾角、視線偏角時，嚴(yán)格規(guī)定主體飛行器、受體飛行器的運動路線，且要求二者在實驗過程中只能按照預(yù)設(shè)軌跡進(jìn)行飛行任務(wù)。

4.2 實驗步驟及實驗條件

該技術(shù)的實驗條件如下：

1)雷達(dá)測距裝置：需要使用能夠精確測量飛行器位置和速度的雷達(dá)設(shè)備，選擇SW-E40激光測距儀，進(jìn)行相關(guān)的校準(zhǔn)和測試。

2)分別選用 S0N-003型號飛行器和 Volocopter2X型號飛行器作為主體和受體實驗設(shè)備，使用該型號的飛行器進(jìn)行對接操作和誤差補償控制測試，使用具有真實尺寸和重量的飛行器模型，以便進(jìn)行實際的對接操作和誤差補償控制測試。

3)三坐標(biāo)測量機：可以使用三維測量儀器來測量飛行器在空間中的位姿，以評估誤差的大小和方向。

4)計算機系統(tǒng)：在Matlab仿真軟件處理雷達(dá)數(shù)據(jù)和飛行器動力學(xué)模型，進(jìn)行誤差補償控制計算和實時監(jiān)測。

5)實驗室環(huán)境：需要在恰當(dāng)?shù)膶嶒炇噎h(huán)境中進(jìn)行實驗，以保證實驗結(jié)果的準(zhǔn)確性和可靠性。需要準(zhǔn)備好適合S0N-003和Volocopter2X飛行器的實驗室設(shè)備和工具，例如起降平臺、安全繩索、遙控器等。

在上述實驗條件下，設(shè)計本次實驗的具體執(zhí)行流程如下：

1)選擇S0N-003型號的飛行器作為主體實驗設(shè)備、Volocopter2X型號的飛行器作為受體實驗設(shè)備。

2)應(yīng)用基于雷達(dá)測距的飛行器交會對接誤差補償控制技術(shù)控制飛行器運動行為，記錄主、受體實驗設(shè)備對接過程中，視線傾角、視線偏角的數(shù)值變化情況，所得結(jié)果記為實驗組轉(zhuǎn)向角參數(shù)。

3)應(yīng)用基于干擾力矩補償?shù)目臻g飛行器姿態(tài)控制方法控制飛行器運動行為，記錄主、受體實驗設(shè)備對接過程中，視線傾角、視線偏角的數(shù)值變化情況，所得結(jié)果記為對照(1)組轉(zhuǎn)向角參數(shù)。

4)應(yīng)用基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)滑模自抗擾的飛行器控制方法控制飛行器運動行為，記錄主、受體實驗設(shè)備對接過程中，視線傾角、視線偏角的數(shù)值變化情況，所得結(jié)果記為對照(2)組轉(zhuǎn)向角參數(shù)。

5)整理所得轉(zhuǎn)向角數(shù)據(jù)，總結(jié)實驗規(guī)律。

4.3 數(shù)據(jù)處理

圖5反映了實驗組、對照組飛行器視線傾角與視線偏角的具體實驗數(shù)值。

圖5 飛行器視線傾角

分析圖5可知，第9 min時，實驗組飛行器視線傾角取得最大值45.0°，其他實驗結(jié)果均屬于0～45.0°之內(nèi)。第9 min時，對照(1)組飛行器視線傾角取得最大值55.1°，相較于實驗組，其最大值提升了10.1°，而對照(1)組其他實驗結(jié)果則屬于0～55.1°之內(nèi)。第12 min時，對照(2)組飛行器視線傾角取得最大值64.9°，相較于實驗組，其最大值提升了19.9°，也明顯高于對照(1)組的最大值結(jié)果，而對照(2)組其他實驗結(jié)果則屬于0～64.9°之內(nèi)。

分析圖6可知，第15 min時，實驗組飛行器視線偏角取得最大值22.1°，其他實驗結(jié)果均屬于0～22.1°之內(nèi)，相較于視線傾角，實驗組飛行器視線偏角的均值水平略低。第3 min時，對照(1)組飛行器視線偏角取得最大值50.3°，相較于實驗組，其最大值提升了28.2°，而對照(1)組其他實驗結(jié)果則屬于0～50.3°之內(nèi)。第18 min時，對照(2)組飛行器視線偏角取得最大值36.8°，相較于實驗組，其最大值提升了14.7°，而對照(2)組其他實驗結(jié)果則屬于0～36.8°之內(nèi)。

圖6 飛行器視線偏角

綜上可得，基于干擾力矩補償?shù)目臻g飛行器姿態(tài)控制方法、基于RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)滑模自抗擾的飛行器控制方法的應(yīng)用，不滿足有效控制飛行器視線傾角、視線偏角的需求，故而其在解決飛行器錯誤對接問題方面的應(yīng)用能力也就相對較弱，不能夠?qū)崿F(xiàn)對飛行器交會軌跡對接行為的精準(zhǔn)控制。相較于上述兩種方法，基于雷達(dá)測距的飛行器交會對接誤差補償控制技術(shù)的應(yīng)用，可以有效解決由視線傾角、視線偏角過大造成的飛行器錯誤對接問題，實現(xiàn)飛行器交會軌跡的精準(zhǔn)對接。

5 結(jié)束語

飛行器交會對接誤差補償控制技術(shù)以雷達(dá)測距原則為基礎(chǔ)，在定義參考坐標(biāo)系表達(dá)式的同時，求解動力學(xué)狀態(tài)方程，又聯(lián)合精度極限值條件，對飛行位姿進(jìn)行擬合處理。實驗結(jié)果表明，應(yīng)用基于雷達(dá)測距的飛行器交會對接誤差補償控制技術(shù)，可以有效控制視線傾角、視線偏角的取值范圍，既解決了飛行器錯誤對接的問題，又能夠?qū)崿F(xiàn)對飛行器交會軌跡對接行為的精準(zhǔn)控制，符合實際應(yīng)用需求。