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| 編輯推薦： |
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《海南植物图志 第八卷》可供植物区系学、植物地理学、植物分类学、植物生态学、植物资源学、森林生态学、植物多样性保护、农业、林业、园林园艺、环境保护、医药卫生、海关等相关专业师生和部门决策者参考使用。
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| 內容簡介： |
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《海南植物图志》收录了海南有历史记录的植物（维管束植物）6036种，隶属243科1895属。共有木本植物2781种，草本植物2773种，藤本植物482种。蕨类植物共计33科127属516种，裸子植物共计9科24属76种，被子植物共计201科1744属5444种。其中，海南本地野生植物4579种（海南特有植物483种），外来栽培植物1294种，外来逸生及归化植物163种（其中外来入侵植物57种）。《海南植物图志》共分十四卷，**卷为蕨类植物，第二卷至第十一卷为裸子植物和双子叶植物，第十二卷至第十四卷为单子叶植物。本图志的每一卷文中的野外鉴别关键特征和附录中的海南植物各科的野外经验检索，可为读者查阅所拍摄到的图片或采集到的标本所属科的野外初步鉴定提供参考。《海南植物图志》不仅具有植物生物学特性的描写，还配有线条图和彩图，方便读者鉴定。
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| 目錄：
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目录 CONTENTS
茶茱萸科 Icacinaceae 002
刺茉莉科 Salvadoraceae 012
铁青树科 Olacaceae 014
山柑科 Opiliaceae 020
桑寄生科 Loranthaceae 022
檀香科 Santalaceae 046
蛇菰科 Balanophoraceae 052
鼠李科 Rhamnaceae 058
胡颓子科 Elaeagnaceae 086
葡萄科 Vitaceae 090
芸香科 Rutaceae 140
苦木科 Simaroubaceae 200
橄榄科 Burseraceae 206
楝科 Meliaceae 212
无患子科 Sapindaceae 274
槭树科 Aceraceae 246
清风藤科 Sabiaceae 278
省沽油科 Staphyleaceae 288
漆树科 Anacardiaceae 294
牛栓藤科 Connaraceae 310
胡桃科 Juglandaceae 316
山茱萸科 Cornaceae 324
八角枫科 Alangiaceae 336
蓝果树科 Nyssaceae 344
五加科 Araliaceae 348
参考文献 372
科、属拉丁名索引 374
科、属、种中文名索引 377
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| 內容試閱：
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第1章绪论
1.1引言
自1957年以来，全球共进行了6000多次航天器与深空探测器发射，先后将数万吨物体送入太空，在享受、利用太空所带来的诸多便利的同时，也将地球的近地空间变成一个由废弃的运载火箭部件、航天器碎片与宇航员遗失的工具等组成的巨型垃圾场。2009年2月11日，在距地球约800千米高度的轨道上，美国商用通信航天器“铱-33”与俄罗斯废弃的军用航天器“宇宙-2251”相撞如图1-1所示，这是航天史上首次发生的在轨航天器相撞事件。
图1-1“铱-33”与“宇宙-2251”相撞
为避免任务失败和经济损失，航天工程技术人员需提高航天器的快速规避能力。规避过程中航天器变轨推进系统将按照一定的控制方式进行工作，其变轨精度取决于推进系统综合性能、点火时间控制以及推力矢量方向，这与航天器姿态控制系统设计密切相关。另一方面，航天器姿态控制系统的控制性能还受到其他诸多因素影响，如航天器内部存在的电磁力矩、外部干扰力矩、燃料晃动与姿态控制推力器质心偏移等。这些问题均增加了航天器完成任务的难度。特别地，在轨航天器自身部件的老化以及故障对于航天器姿态控制系统性能的影响将不可避免，轻则降低航天器姿态控制系统性能，重则将导致整个航天器姿态控制系统的不稳定，以致航天任务*终失败。为此，作为航天器重要组成部分的姿态控制系统的控制问题是需要解决的关键问题之一，其控制性能直接决定了航天器在轨运行的各种技术指标能否实现。为延长航天器的在轨寿命，除使用喷气推力装置外，航天器通常还使用角动量交换装置作为姿态控制系统的执行机构。然而，姿态控制系统参数不确定性产生于有效载荷运动如天线摆动、微波雷达转动以及燃料的消耗的存在势必对姿态控制性能产生进一步的影响，尤其是不确定性转动惯量对姿态控制精度的影响更为严重。因此，探究航天器外部干扰及系统参数不确定两种情况下的自主容错控制技术是在轨航天器自主运行技术的基础，也是实现我国“十二五”规划中航天工程应用目标的重要保障。
航天器执行机构姿态容错控制第1章绪论执行机构是航天器姿态控制系统实现精确姿态控制目标的关键部件之一，其安装偏差与故障必然影响航天器姿态控制系统姿态控制目标的实现。执行机构安装偏差即为执行机构实际安装位置与期望安装位置之间的差异。在实际的航天工程中，受安装技术影响，航天器执行机构会在不同程度上存在安装偏差。这种安装偏差的存在会导致姿态控制系统精确度下降，严重时将使整个航天任务失败。虽然工程上常采用地面校准的方法减少执行机构安装偏差，但在航天器发射过程中，因运载器的剧烈振动而引起的材料变形也极有可能引起执行机构的安装偏差。因此，这种地面校准策略并不能完全消除执行机构安装偏差存在的可能性。执行机构安装偏差的存在也就意味着执行机构产生的实际控制力矩与预期的控制力矩之间存在误差。此误差力矩的存在将对航天器姿态控制精度产生影响，尤其是当执行机构存在较大安装偏差时，在某一主轴上有可能不产生控制力矩，进而使航天器三轴姿态控制不可控。
执行机构故障作为在轨航天器不可避免的另一问题，轻则降低姿态控制系统性能，重则导致整个航天任务失败。2013年，如图1-2所示的开普勒外行星探测器由于四反作用轮中有两反作用轮出现故障而*终无法修复，从而造成近6亿美元的损失。2012年 图1-3所示的“奥德赛”火星探测器也因单个飞轮故障而于2014年进入了保护性待机模式。因此，执行机构故障下的航天器姿态控制已成为当下的航天领域研究热点之一。图1-2开普勒探测器两反作用轮故障
图1-3奥德赛单个反作用轮故障
另一方面，在轨运行的航天器姿态控制系统大多数为一个过驱动系统，其执行机构常常冗余配备，即同一航天器不仅同时存在多个执行机构反作用控制系统，即推力器；角动量交换装置，即包括动量飞轮、反作用飞轮、控制力矩陀螺等，而且针对不同的执行机构仍配有冗余。这些冗余的执行机构不仅具有根据不同飞行任务完成对其姿态控制或调整的功能，同时也具有故障下的针对冗余执行机构的再调度或分配的功能，以保证航天器在轨运行的安全性、可靠性及稳定性。例如，航天器快速姿态机动，期望以*快的速度实现机动的需求，而这需要执行机构发挥**性，此时涉及将姿态控制的力矩指令转换到每个执行机构上，对于反作用飞轮、推力器而言，即为探讨控制力矩的分配策略。因此，研究一类带有执行机构冗余的航天器，在没有地面站支持的容错控制分配方法情况下，以保证航天器在轨长时间自主运行，是一个有必要也值得深入研究的课题。
1.2航天器姿态容错控制研究现状
由于在轨航天器的部件不具有可修复性，因此为了提高航天器的自主运行能力，要求航天器在不进行任何维修的情况下能够有效地处理部件故障。而容错控制［1］就是在故障发生的情况下，设计控制器保障系统能够自动补偿故障的影响，维持系统的稳定性，尽可能地恢复系统故障前的性能，从而保证系统运行稳定可靠。目前，容错控制主要分为被动、主动容错控制两种［2］，也有学者将鲁棒容错控制视为容错控制的第三种方式［3］。现就此三种容错控制方式进行分析说明。
1.2.1姿态被动容错控制
被动容错控制主要针对已知类型的故障设计容错控制器，使其对此类故障具有不敏感性。文献［4］针对具有四个反作用飞轮刚体航天器，运用动态逆与时延理论设计一种被动容错控制器实现姿态跟踪控制。文献［5］应用**稳定性理论以及线性矩阵不等式工具，针对一类线性系统设计了一种被动容错控制器，使得系统在出现执行机构部分失效故障情况下也能实现其稳定控制的目标。文献［6］针对一类仿射非线性系统，考虑执行机构故障，设计了一种被动容错控制器，并通过Lyapunov稳定性理论证明该控制器能保证系统一致渐近稳定。Niemann等［7］采用H∞理论中的YJBK参数法针对两级倒立摆系统设计一种被动容错控制器，以保证该系统在故障情况下仍能够保证系统的稳定。考虑一类航天器容错控制问题，Jin等［8］应用时间滞后控制方法，利用前一时刻的姿态信息来估计当前时刻飞轮的故障值，并基于此估计值结合动态逆控制法针对四个飞轮控制的刚体航天器设计了一种被动容错控制器。但是该控制器只适用于理想的航天器模型，它完全没有考虑外部干扰力矩作用以及系统自身不确定性等因素，同时该控制器的设计也存在积分饱和问题。Jiang等［9］为解决航天器姿态跟踪控制问题中可能出现的执行机构部分与完全失效故障，采用执行机构冗余策略提出了一种自适应姿态控制器；该控制律采用滑模控制来处理系统中的干扰与不确定参数问题，能够实现高精度姿态稳定控制以及对挠性部件振动的抑制控制。但是该方法需要获得故障的*小值，而在实际的飞行过程中，故障的*小值是很难精确获得的。文献［10］针对挠性航天器敏感器与执行机构故障问题提出了分散控制律。此控制器的设计针对时变故障具有相对的保守性。从性能的角度上，很难对被动容错控制实现优化。
综上所述，尽管被动容错控制无需增加额外的硬件、故障检测与诊断环节，也不需要故障反应时间，但这种方法适用的故障范围有限，其大部分仅适用于线性系统。特别地，当不可预知的故障情况发生时，系统的性能甚至稳定性都可能无法得到保证，从而使控制器的设计过程通常都很复杂，设计出来的控制器难免过于保守，容错控制系统的性能不可能是**的。
1.2.2姿态主动容错控制
被动容错控制的不足之处恰恰是主动容错控制设计所能解决的问题。主动容错控制虽可突破针对专属故障进行容错的局限性，但在主动容错的设计过程中包括独立的故障检测、隔离与诊断如图1-4所示，并利用此实现主动容错控制过程中的实时检测、诊断及控制器重构。
图1-4主动容错控制系统框图
目前，学术界提出了主动容错控制器设计方法。Tafazoli等［11］采用反馈线性化策略设计主动容错控制器，实现了挠性航天器故障下的姿态自主控制。Baldi等［12］考虑在轨航天器存在外部干扰、执行机构失效故障等不确定性，采用干扰解耦法理念，该姿态重构控制器通过获得故障诊断的故障信息自主调整参数，使得航天器姿态高精度稳定控制得以保证。针对文献［12］中所考虑的在轨航天器的不确定性，Lee等［13］针对航天器大角度姿态机动控制设计容错控制器，容错控制器中所需的故障等不确定信息的估计通过迭代观测器进行总体的观测。文献［14］设计一仅采用磁力矩进行航天器姿态控制方法，便解决了对JC2Sat-FF航天器执行机构曾出现的实际故障。Li等［15］针对在轨航天器机动中可能存在的模型不确定性以及其他执行机构如推力器故障等问题，设计一主动容错姿态控制器。Noumi等［16］同样考虑在轨航天器执行机构性能下降的可能性，设计基于控制力矩陀螺作为执行机构的主动容错控制器。Yang等［17］考虑编队航天器中某星可能出现的模型参数不确定性问题，设计基于切换系统的编队航天器姿态稳定主动容错控制策略。
对比被动容错控制来说，主动容错控制通过引入故障检测装置能够更为广泛地处理各类故障问题，但是主动容错控制仍有可能存在因时滞而导致的系统严重的不稳定，有可能存在故障检测与诊断的误报与漏报，或是完全不具备故障检测的实时性。因此，鲁捧容错控制策略受到研究者的关注。
1.2.3姿态鲁棒容错控制
鲁棒容错控制是指控制系统在存在参数不确定的情况下，仍能够保证其控制性能。常见的鲁棒容错控制设计方法包括自适应设计方法与H∞设计方法。文献［18］针对推力器失效故障、推力器输出力矩有界、转动惯量不确定以及外干扰力矩作用的刚体航天器控制问题，设计了一种基于自适应的姿态跟踪容错控制器，该控制器能够保证姿态跟踪误差足够小以及对系统不确定性和干扰力矩的鲁棒性。Godard等［19］应用终端滑模控制为航天器编队飞行控制提出了一种自适应变结构容错控制策略，但是该方法仅在仿真中考虑了执行机构故障，缺乏故障时系统稳定性证明。为此，Lee等［20］应用有限时间控制策略，针对航天器大角度姿态机动问题设计了滑模容错控制器，尽管该控制方法考虑了外部干扰问题，但它只能处理执行机构部分失效故障，只具有单一的容错能力。此外，陈雪琴等［21］基于LMI法提出了一种输出反馈H∞鲁棒容错控制设计方法，实现小航天器在执行机构和敏感器故障情况下的高精度姿态控制。Liang等［22］采用模糊控制和滑模控制实现对四飞轮
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