本發(fā)明涉及一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法及驗(yàn)證裝置與驗(yàn)證方法，可用于驗(yàn)證包括基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法在內(nèi)的多種姿態(tài)控制方法；針對(duì)飛輪的輸出偏差干擾提出了一種抗干擾控制方法對(duì)其加以抵消與抑制，該方法能顯著提高系統(tǒng)實(shí)時(shí)性、精度和穩(wěn)定度，進(jìn)一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，本發(fā)明屬于飛行器的姿態(tài)控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)：
飛輪作為長(zhǎng)壽命衛(wèi)星最理想的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，也是現(xiàn)代高精度衛(wèi)星姿態(tài)控制的關(guān)鍵部件。飛輪又稱(chēng)為動(dòng)量矩儲(chǔ)存器，通過(guò)改變飛輪的動(dòng)量矩矢量，可以吸收飛行器其余部分多余的動(dòng)量矩矢量，達(dá)到飛行器姿態(tài)控制的目的。隨著飛行器任務(wù)的日益復(fù)雜多樣化，飛行器對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的要求越來(lái)越高，特別是要求高精度和長(zhǎng)壽命。因此，對(duì)于中高軌道的飛行器，越來(lái)越多采用飛輪三軸姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)。在軌衛(wèi)星含有多源干擾，既包括太陽(yáng)光壓、大氣阻力、空間塵埃等外部環(huán)境干擾，衛(wèi)星本身又有帆板振動(dòng)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)誤差、敏感器測(cè)量噪聲等內(nèi)部擾動(dòng)。多源干擾嚴(yán)重影響衛(wèi)星的控制精度，尤其是在軌衛(wèi)星硬件固定的情況下，難以在硬件上進(jìn)一步挖掘控制精度提升的空間，因此對(duì)抗干擾姿態(tài)控制方法的研究及應(yīng)用成為提高控制精度的重要新途徑。飛輪是飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的主要干擾源之一。飛輪轉(zhuǎn)子動(dòng)靜不平衡、飛輪結(jié)構(gòu)諧振、飛輪點(diǎn)機(jī)電磁非線(xiàn)性等因素使飛輪在運(yùn)行過(guò)程中產(chǎn)生擾振，擾動(dòng)力矩大大降低衛(wèi)星指向精度和穩(wěn)定性。2010年7月發(fā)表于《北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)》第36卷第7期的文獻(xiàn)《基于氣浮臺(tái)的微小衛(wèi)星姿態(tài)控制實(shí)時(shí)仿真》搭建了半物理仿真實(shí)驗(yàn)平臺(tái)對(duì)單剛體微小衛(wèi)星的姿態(tài)控制問(wèn)題進(jìn)行了實(shí)時(shí)仿真研究，其控制算法為傳統(tǒng)PID控制方法，該方法不能有效抵消飛輪輸出偏差帶來(lái)的干擾，未能達(dá)到精細(xì)抗干擾的目的。提高飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)響應(yīng)時(shí)間以及減小穩(wěn)態(tài)誤差對(duì)提高飛行器姿態(tài)控制精度至關(guān)重要，因此研究針對(duì)基于飛輪輸出偏差的控制方法具有重要意義。姿控系統(tǒng)測(cè)試裝置已經(jīng)在飛行器研制過(guò)程中得到了廣泛應(yīng)用，國(guó)內(nèi)航天五院502所、航天八院812所，還有哈工大、清華、北航等高校都曾研制出姿控系統(tǒng)測(cè)試裝置，但現(xiàn)有的姿控系統(tǒng)測(cè)試裝置通常針對(duì)特定型號(hào)的飛行器而研制，有的僅僅針對(duì)某特定航天任務(wù)，為驗(yàn)證某種特定方法搭建，忽略了飛輪輸出偏差干擾的影響，無(wú)法用于針對(duì)包括基于飛輪輸出偏差在內(nèi)的多種抗干擾姿態(tài)控制方法研究。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法及驗(yàn)證裝置與驗(yàn)證方法，工程上易于實(shí)現(xiàn)，不僅能顯著提高系統(tǒng)響應(yīng)速度，也能夠減小穩(wěn)態(tài)偏差，進(jìn)一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，且驗(yàn)證了基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法的有效性，提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制精度。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗(yàn)證裝置，包括實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊、反作用飛輪組、試驗(yàn)主控模塊以及三軸氣浮臺(tái)；所述實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)包括飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真機(jī)，實(shí)時(shí)運(yùn)算飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；所述姿態(tài)確定模塊對(duì)實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)輸出的姿態(tài)信息進(jìn)行實(shí)時(shí)濾波與解算；所述姿態(tài)控制模塊實(shí)時(shí)運(yùn)算姿態(tài)控制算法，為反作用飛輪組提供力矩控制指令，包括了姿態(tài)控制單元和無(wú)線(xiàn)接收單元，無(wú)線(xiàn)接收單元接收試驗(yàn)主控模塊的控制方法切換指令，姿態(tài)控制單元根據(jù)該切換指令完成控制方法的選擇與運(yùn)行；所述反作用飛輪組在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號(hào)傳給實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)；試驗(yàn)主控模塊用于向姿態(tài)控制模塊發(fā)送控制方法切換信號(hào)，該切換信號(hào)通過(guò)無(wú)線(xiàn)發(fā)送單元發(fā)出，姿態(tài)控制模塊中的姿態(tài)控制單元根據(jù)無(wú)線(xiàn)接收單元接收控制方法切換信號(hào)，運(yùn)行相應(yīng)的控制算法，數(shù)據(jù)存儲(chǔ)分析與對(duì)比測(cè)試單元存儲(chǔ)不同控制算法下的仿真實(shí)時(shí)運(yùn)算數(shù)據(jù)，用于對(duì)比分析不同控制算法下的控制效果；三軸氣浮臺(tái)作為仿真的支撐平臺(tái)，實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)、姿態(tài)確定模塊、姿態(tài)控制模塊以及反作用飛輪組安裝在氣浮臺(tái)面上，氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)用來(lái)模擬飛行器在外層空間的姿態(tài)變化；驗(yàn)證裝置的數(shù)據(jù)流回路如下：飛行器的期望姿態(tài)通過(guò)姿態(tài)控制模塊的導(dǎo)入系統(tǒng)回路，該期望姿態(tài)信號(hào)通過(guò)與姿態(tài)確定模塊濾波后的姿態(tài)信息進(jìn)行比較，得到偏差信號(hào)；將此偏差信號(hào)傳遞給姿態(tài)控制模塊，該模塊接收試驗(yàn)主控模塊中控制方法切換信號(hào)后選擇并運(yùn)行相應(yīng)的控制方法，該姿態(tài)控制算法解算出指令力矩信號(hào)并傳送至反作用飛輪組；反作用飛輪組在接收指令力矩信號(hào)后輸出執(zhí)行力矩信號(hào)，該力矩作用在三軸氣浮臺(tái)的臺(tái)面，三軸氣浮臺(tái)模擬飛行器在外層空間的力學(xué)環(huán)境，檢測(cè)到飛輪輸出力矩作用下的臺(tái)面轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，轉(zhuǎn)動(dòng)角速度信號(hào)傳入實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)中的飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真機(jī)；仿真目標(biāo)機(jī)運(yùn)算飛行器運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，得到包括飛行器三軸轉(zhuǎn)動(dòng)角度和三軸轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的姿態(tài)信息，飛行器姿態(tài)信息的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸給試驗(yàn)主控模塊中的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)分析與對(duì)比測(cè)試單元，該單元保存實(shí)時(shí)運(yùn)算數(shù)據(jù)，同時(shí)該姿態(tài)信息傳送至姿態(tài)確定模塊；姿態(tài)確定模塊將經(jīng)過(guò)濾波后得到的姿態(tài)信息與期望姿態(tài)作比較后獲得新的偏差信號(hào)，形成了驗(yàn)證裝置的數(shù)據(jù)流回路?；陲w輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：首先，建立飛行器系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型；其次，設(shè)計(jì)飛輪輸出偏差估計(jì)器；再次，設(shè)計(jì)PID控制器；最后，將飛輪輸出偏差估計(jì)器、PID控制器進(jìn)行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；具體步驟如下：第一步，建立飛行器系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，如下表示：其中，Jx,Jy,Jz分別為飛行器三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；φ(t),θ(t),ψ(t)分別為飛行器本體坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系之間的三軸歐拉角,即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；分別為三軸姿態(tài)角速度；分別為三軸姿態(tài)角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分別為三軸的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分別為三軸的干擾力矩；w0為飛行器軌道角速度；第二步，設(shè)計(jì)飛輪輸出偏差估計(jì)器；飛輪輸出偏差估計(jì)器為：即采用Q(s)d(s)對(duì)飛輪輸出偏差干擾d(s)進(jìn)行估計(jì)，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計(jì)器；為飛輪輸出偏差干擾的估計(jì)值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，G0(s)為飛行器系統(tǒng)標(biāo)稱(chēng)模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計(jì)誤差，表示為上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計(jì)器基于頻域設(shè)計(jì)；飛輪輸出偏差干擾類(lèi)型為慢時(shí)變低頻干擾，Q(s)設(shè)計(jì)為低通濾波器，即干擾估計(jì)的效果由濾波器Q(s)的設(shè)計(jì)決定；為了達(dá)到最優(yōu)干擾估計(jì)效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達(dá)到抵消干擾的效果。第三步，設(shè)計(jì)PID控制器；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實(shí)現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進(jìn)行反饋補(bǔ)償，PID控制律為：Δm＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益；Tc為PID控制器的輸出，Δm為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角。第四步，將飛輪輸出偏差估計(jì)器、PID控制器進(jìn)行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；Tc為PID控制器的輸出，為干擾的估計(jì)值，即飛輪輸出偏差估計(jì)器的輸出，u(s)是飛輪輸出偏差估計(jì)器和PID控制器復(fù)合后得到的控制輸入。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：(1)控制方法工程上易于實(shí)現(xiàn)，不僅能顯著提高系統(tǒng)響應(yīng)速度，也能夠減小穩(wěn)態(tài)偏差，進(jìn)一步改善姿控系統(tǒng)的控制性能，且驗(yàn)證了基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法的有效性，提高了姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制精度。(2)通過(guò)基于飛輪輸出偏差的抗干擾驗(yàn)證裝置，揭示飛輪輸出偏差對(duì)控制系統(tǒng)的影響機(jī)理，把基于干擾觀測(cè)器控制的干擾抵消與非線(xiàn)性干擾抑制方法與PID控制方法有機(jī)結(jié)合，提出了針對(duì)飛輪輸出偏差的抗干擾控制方法，改善了傳統(tǒng)的單一魯棒方法對(duì)于干擾抑制和抵消問(wèn)題保守性大的缺陷。該抗干擾驗(yàn)證裝置不僅能夠研究基于飛輪輸出偏差干擾的抗干擾姿態(tài)控制算法，還能夠通過(guò)試驗(yàn)主控模塊切換不同控制方法，姿態(tài)控制單元逐次驗(yàn)證多種控制方法，同時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)分析對(duì)比測(cè)試單元對(duì)比不同姿態(tài)控制方法下控制效果的優(yōu)劣，完成測(cè)試分析。附圖說(shuō)明圖1為本發(fā)明一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制驗(yàn)證裝置的數(shù)據(jù)流回路；圖2為本發(fā)明一種基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法設(shè)計(jì)流程圖。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。以微納三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的姿控系統(tǒng)仿真試驗(yàn)為例，來(lái)說(shuō)明驗(yàn)證裝置以及基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法。如圖1所示，給出了本發(fā)明的驗(yàn)證裝置，驗(yàn)證裝置包括實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制模塊3、反作用飛輪組4、試驗(yàn)主控模塊5以及三軸氣浮臺(tái)6；所述實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1包括飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真機(jī)11，實(shí)時(shí)運(yùn)算微納衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；所述姿態(tài)確定模塊2對(duì)實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1輸出的姿態(tài)信息進(jìn)行實(shí)時(shí)濾波與解算；所述姿態(tài)控制模塊3實(shí)時(shí)運(yùn)算姿態(tài)控制算法，為反作用飛輪組4提供力矩控制指令，包括了姿態(tài)控制單元31和無(wú)線(xiàn)接收單元32，無(wú)線(xiàn)接收單元32接收試驗(yàn)主控模塊5的控制方法切換指令，姿態(tài)控制單元31根據(jù)該切換指令完成控制方法的選擇與運(yùn)行；所述反作用飛輪組4在接收力矩控制指令后，將輸出力矩信號(hào)傳給實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1；試驗(yàn)主控模塊5用于向姿態(tài)控制模塊3發(fā)送控制方法切換信號(hào)，該切換信號(hào)通過(guò)無(wú)線(xiàn)發(fā)送單元52發(fā)出，姿態(tài)控制模塊3中的姿態(tài)控制單元31根據(jù)無(wú)線(xiàn)接收單元32接收控制方法切換信號(hào)，運(yùn)行相應(yīng)的控制算法，數(shù)據(jù)存儲(chǔ)分析與對(duì)比測(cè)試單元53存儲(chǔ)不同控制算法下的仿真實(shí)時(shí)運(yùn)算數(shù)據(jù)，用于對(duì)比分析不同控制算法下的控制效果；三軸氣浮臺(tái)6作為仿真的支撐平臺(tái)，實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1、姿態(tài)確定模塊2、姿態(tài)控制模塊3以及反作用飛輪組4安裝在氣浮臺(tái)面上，三軸氣浮臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)用來(lái)模擬微納衛(wèi)星在外層空間的姿態(tài)變化；驗(yàn)證裝置的數(shù)據(jù)流回路如下：微納衛(wèi)星的期望姿態(tài)通過(guò)姿態(tài)控制模塊3的導(dǎo)入系統(tǒng)回路，該期望姿態(tài)信號(hào)通過(guò)與姿態(tài)確定模塊2濾波后的姿態(tài)信息進(jìn)行比較，得到偏差信號(hào)；將此偏差信號(hào)傳遞給姿態(tài)控制模塊3，該模塊接收試驗(yàn)主控模塊5中控制方法切換信號(hào)后選擇并運(yùn)行相應(yīng)的控制方法，可供選擇的姿態(tài)控制方法包括基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法、基于滑模變結(jié)構(gòu)的航天器姿態(tài)控制方法和航天器姿態(tài)PID控制方法，被選擇的姿態(tài)控制算法解算出指令力矩信號(hào)并傳送至反作用飛輪組4；反作用飛輪組4在接收指令力矩信號(hào)后輸出執(zhí)行力矩信號(hào)，該力矩作用在三軸氣浮臺(tái)6的臺(tái)面，三軸氣浮臺(tái)6模擬微納衛(wèi)星在外層空間的力學(xué)環(huán)境，檢測(cè)到飛輪輸出力矩作用下的臺(tái)面轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，轉(zhuǎn)動(dòng)角速度信號(hào)傳入實(shí)時(shí)仿真目標(biāo)機(jī)1中的飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真機(jī)11；仿真目標(biāo)機(jī)運(yùn)算微納衛(wèi)星運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，得到包括微納衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動(dòng)角度和三軸轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的姿態(tài)信息，微納衛(wèi)星姿態(tài)信息的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸給試驗(yàn)主控模塊5中的數(shù)據(jù)存儲(chǔ)分析與對(duì)比測(cè)試單元53，該單元保存實(shí)時(shí)運(yùn)算數(shù)據(jù)，同時(shí)該微納衛(wèi)星的姿態(tài)信息傳送至姿態(tài)確定模塊2；姿態(tài)確定模塊2將經(jīng)過(guò)濾波后得到的姿態(tài)信息與期望姿態(tài)作比較后獲得新的偏差信號(hào)，形成了驗(yàn)證裝置的數(shù)據(jù)流回路。如圖2所示，基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法，包括以下步驟：首先，建立微納衛(wèi)星系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型；其次，設(shè)計(jì)飛輪輸出偏差估計(jì)器；再次，設(shè)計(jì)PID控制器；最后，將飛輪輸出偏差估計(jì)器、PID控制器進(jìn)行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；具體步驟如下：1，建立微納衛(wèi)星系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，如下表示：其中，Jx,Jy,Jz分別為微納衛(wèi)星三軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，Jx＝[5.50-0.06-0.02]，Jy＝[-0.066.14-0.02]，Jz＝[-0.02-0.062.18]；φ(t),θ(t),ψ(t)分別為微納衛(wèi)星本體坐標(biāo)系和軌道坐標(biāo)系之間的三軸歐拉角,即滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；分別為三軸姿態(tài)角速度；分別為三軸姿態(tài)角加速度；ux(t),uy(t),uz(t)分別為三軸的控制力矩；Tdx(t),Tdy(t),Tdz(t)分別為三軸的干擾力矩；w0為微納衛(wèi)星軌道角速度，w0＝0.0630°/s；微納衛(wèi)星初始角度[2.861.722.86]°，初始角速度[0.0570.0570.086]°/s；2，設(shè)計(jì)飛輪輸出偏差估計(jì)器；飛輪輸出偏差估計(jì)器為：即采用Q(s)d(s)對(duì)飛輪輸出偏差干擾d(s)進(jìn)行估計(jì)，Q(s)與Q(s)G-1(s)構(gòu)成了飛輪輸出偏差估計(jì)器；為飛輪輸出偏差干擾的估計(jì)值，Y(s)為飛行器系統(tǒng)輸出，表示為Y(s)＝Guyu(s)+Gdyd(s)；其中，u(s)為控制輸入，d(s)為飛輪輸出偏差干擾，Guy(s)為從輸入到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，Gdy(s)為從干擾到輸出的閉環(huán)傳遞函數(shù)，G(s)為飛行器系統(tǒng)模型，以微納衛(wèi)星俯仰軸通道為例，G0(s)為微納衛(wèi)星系統(tǒng)標(biāo)稱(chēng)模型，Q(s)為濾波器，Ed(s)為干擾估計(jì)誤差，表示為：上述各式中的s代表飛輪輸出偏差估計(jì)器基于頻域設(shè)計(jì)；飛輪輸出偏差干擾類(lèi)型為慢時(shí)變低頻干擾，Q(s)設(shè)計(jì)為低通濾波器，即干擾估計(jì)的效果由濾波器Q(s)的設(shè)計(jì)決定；為了達(dá)到最優(yōu)干擾估計(jì)效果，使Q(s)接近1，即Ed(s)接近0，達(dá)到抵消干擾的效果。3，設(shè)計(jì)PID控制器；PID控制器為：Gc(s)為PID控制器中實(shí)現(xiàn)的傳遞函數(shù)；采用PID控制方法進(jìn)行反饋補(bǔ)償，PID控制律為：Δm＝min-mout其中，Kp、Ki、Kd分別為比例增益、積分增益、微分增益分別取值為：Kp＝[-5.5-12.28-2.18]，Ki＝[-0.55-0.614-0.218]，Kd＝[-12.4432-13.8911-4.9320]；Tc為PID控制器的輸出，Δm為控制偏差，為控制偏差變化率，min為期望姿態(tài)角，mout為輸出姿態(tài)角；4，將飛輪輸出偏差估計(jì)器、PID控制器進(jìn)行復(fù)合，給出基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法；基于飛輪輸出偏差的抗干擾姿態(tài)控制方法為：Tc為PID控制器的輸出，為飛輪輸出偏差干擾的估計(jì)值，即飛輪輸出偏差估計(jì)器的輸出，u(s)是飛輪輸出偏差估計(jì)器和PID控制器復(fù)合后得到的控制輸入。本發(fā)明說(shuō)明書(shū)中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知的現(xiàn)有技術(shù)。