一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统与流程

1.本发明涉及一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统，属于航天器控制技术领域。


背景技术：

2.在针对异面目标进行交会与抵近任务中，考虑到轨道倾角变轨需要消耗较多的燃料，因此，存在掠飞过程中大视线角变化率情况下的姿态快速跟踪指向问题。
3.任务星从目标附近自由掠过时，根据任务星与目标之间的相对位置关系，控制其姿态使观测轴始终指向目标进行连续观测。任务星实现对目标的掠飞观测，需进行大范围姿态快速跟踪控制。当在两星存在相对运动的情况下，并且目标相对于平台的视线角变化较快时，目前的方法无法实现大动态情况下快速跟踪，即无法解决异面交会大动态情况下的对目标跟踪指向控制问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于克服现有技术的上述缺陷，提供一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，解决了异面交会大动态情况下的对目标跟踪指向控制问题，使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。
5.本发明的另外一个目的在于提供一种异面交会下的高精度跟踪指向控制系统。
6.本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
7.一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，包括：
8.根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数；
9.根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度；
10.根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度；
11.根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。
12.在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，包括：
13.s1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：
[0014][0015]
其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dxi中的i表示x、y、z轴；β
为高低角，α为方位角；
[0016]
s2、根据矢量dxi建立三维视线坐标系(x
si
,y
si
,z
si
)，包括：
[0017]
令x
si
＝dxi，并归一化；
[0018]
令y
temp
＝[010]
[0019]
并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；
[0020]ysi
＝z
si
×
x
si
，并归一化。
[0021]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：
[0022]
s1、根据转换矩阵ai←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qi←
sight
；
[0023]
其中ai←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；
[0024]
s2、根据所述旋转四元数qi←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qb←
sight
，包括：
[0025][0026]
其中，qb←i为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。
[0027]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：
[0028]
根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimto
，计算公式如下：
[0029][0030]
其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；
[0031]
根据跟踪目标姿态角速度ω
aimto
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimsb
，计算公式如下：
[0032]
ω
aimsb
＝c
sbto
ω
aimto
[0033]
其中，c
sbto
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。c
sbto
＝c
sbsocsoto
，c
sbso
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，c
soto
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。
[0034]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角angle
con
，包括：
[0035]
angle
con
＝-2*qb←
sight_vec
*180/pi
[0036]
其中，qb←
sight_vec
为qb←
sight
的矢量部分，pi为圆周率，qb←
sight
为旋转四元数。
[0037]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，包括：
[0038]
ω
con
＝ω
bo-ω
aimsb
[0039]
其中，ω
con
为姿态角速度，ω
bo
为任务星对地姿态角速度，ω
aimsb
为前馈目标角速度。
[0040]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制方法中，根据所述控制姿态角和姿态角
速度计算三轴指令喷气，包括：
[0041]
pdt
i,k
＝kp
pq,i
×
angle
con,i,k
+kd
pq,i
×
ω
con,i,k
，
[0042]
st
i,k
＝st
i,k-1
+ki
pq,i
×
t，
[0043]
t
i,k
＝pdt
i,k
+st
i,k
[0044]
其中：t
i,k
为三轴指令喷气，pdt
i,k
为比例微分项，st
i,k
为积分项，ω
con,i,k
为第k周期的姿态角速度，angle
con,i,k
为第k周期的控制姿态角，kp
pq,i
、kd
pq,i
、ki
pq,i
为喷气控制参数，i表示x、y、z轴，t为控制周期。
[0045]
一种异面交会下的高精度跟踪指向控制系统，包括：
[0046]
第一计算模块，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，并发送至第三计算模块；
[0047]
第二计算模块，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，并发送至第三计算模块；
[0048]
第三计算模块，根据所述任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，并发送至第四计算模块；
[0049]
第四计算模块，根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。
[0050]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制系统中，第一计算模块根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：
[0051]
s1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：
[0052][0053]
其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dxi中的i表示x、y、z轴；β为高低角，α为方位角；
[0054]
s2、根据矢量dxi建立三维视线坐标系(x
si
,y
si
,z
si
)，包括：
[0055]
令x
si
＝dxi，并归一化；
[0056]
令y
temp
＝[010]
[0057]
并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；
[0058]ysi
＝z
si
×
x
si
，并归一化；
[0059]
s3、根据转换矩阵ai←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qi←
sight
；
[0060]
其中ai←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；
[0061]
s4、根据所述旋转四元数qi←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qb←
sight
，包括：
[0062][0063]
其中，qb←i为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。
[0064]
在上述异面交会下的高精度跟踪指向控制系统中，第二计算模块根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：
[0065]
根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimto
，计算公式如下：
[0066][0067]
其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；
[0068]
根据跟踪目标姿态角速度ω
aimto
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimsb
，计算公式如下：
[0069]
ω
aimsb
＝c
sbto
ω
aimto
[0070]
其中，c
sbto
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。c
sbto
＝c
sbsocsoto
，c
sbso
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，c
soto
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。
[0071]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0072]
(1)、本发明当在两星存在相对运动的情况下，目标相对于平台的视线角变化较快，通过前馈补偿角速度的方式，可以使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。
[0073]
(2)、本发明提供任务星的一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，通过角速度前馈的方式使得星体能够实现大动态情况下快速跟踪，解决了异面交会大动态情况下的对目标跟踪指向控制问题，特别适用于有相对运动控制要求的任务星。
附图说明
[0074]
图1为本发明高精度跟踪指向控制方法流程图；
[0075]
图2为本发明中三维视线坐标系建立示意图；
[0076]
图3为本发明分别不采用前馈和采用前馈两种情况下的控制姿态角速度效果对比图，其中图a为不采用前馈，图b为采用前馈。
具体实施方式
[0077]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0078]
如图1所示为本发明高精度跟踪指向控制方法流程图，本发明异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，具体包括如下步骤：
[0079]
一、相对姿态确定
[0080]
本发明实施例中配置推力器，采用喷气进行跟踪控制。
[0081]
当两星存在较大实现角变化情况下，相对姿态确定采用基于三维视线坐标系的相对姿态确定。
[0082]
根据任务星和目标星视线方向以及轨道系y方向建立三维视线坐标系，结合任务星惯性系到本体系的四元数，得到任务星本体相对视线系的相对姿态，具体方法如下：
[0083]
1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角计算任务星和目标星
相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：
[0084][0085]
其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；i表示x、y、z轴；β为高低角，α为方位角；当两星相对距离处于跟瞄单机捕获距离范围之内，采用跟瞄单机输出视线角进行矢量计算，当两星相对距离处于跟瞄单机捕获距离范围之外，采用远程相对导航解算的视线角进行矢量计算。
[0086]
2、如图2所示为本发明中三维视线坐标系建立示意图，建立三维视线坐标系(x
si
,y
si
,z
si
)：
[0087]
令x
si
＝dxi，并归一化
[0088]
令y
temp
＝[010]
[0089]
并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；
[0090]ysi
＝z
si
×
x
si
，并归一化
[0091]
3、根据转换矩阵ai←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qi←
sight
；其中ai←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；
[0092]
采用转换矩阵转四元数子函数解算得到qi←
sight
。
[0093]
4、根据所述旋转四元数qi←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数qb←
sight
，具体如下：
[0094][0095]
其中，qb←i为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。
[0096]
二、前馈角速度计算
[0097]
根据相对导航输出的目标星轨道系下两星相对位置和相对速度，结合目标星轨道系到任务星轨道系的转换矩阵，任务星轨道系到本体系的转换矩阵，计算前馈目标角速度。
[0098]
1、根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimto
，计算公式如下：
[0099][0100]
其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，由相对导航得到。
[0101]
2、根据跟踪目标姿态角速度ω
aimto
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimsb
，计算公式如下：
[0102]
ω
aimsb
＝c
sbto
ω
aimto
[0103]
其中，c
sbto
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。c
sbto
＝c
sbsocsoto
，c
sbso
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，c
soto
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。
[0104]
三、基于角速度前馈的喷气跟踪控制
[0105]
1、根据任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角angle
con
：
[0106]
angle
con
＝-2*qb←
sight_vec
*180/pi
[0107]
其中，qb←
sight_vec
为qb←
sight
的矢量部分，pi为圆周率，qb←
sight
为旋转四元数。
[0108]
2、根据绝对姿态确定得到的任务星对地姿态角速度，和前述步骤得到的前馈目标角速度，得到引入控制系统的姿态角速度：
[0109]
ω
con
＝ω
bo-ω
aimsb
[0110]
其中，ω
con
为姿态角速度，ω
bo
为任务星对地姿态角速度，ω
aimsb
为前馈目标角速度。
[0111]
3、将相对姿态作为控制姿态角，结合控制姿态角速度，进行三轴控制指令的计算，具体计算公式如下：
[0112]
pdt
i,k
＝kp
pq,i
×
angle
con,i,k
+kd
pq,i
×
ω
con,i,k
，
[0113]
st
i,k
＝st
i,k-1
+ki
pq,i
×
t，
[0114]
t
i,k
＝pdt
i,k
+st
i,k
[0115]
其中：t
i,k
为三轴指令喷气，pdt
i,k
为比例微分项，st
i,k
为积分项，ω
con,i,k
为第k周期的姿态角速度，angle
con,i,k
为第k周期的控制姿态角，kp
pq,i
、kd
pq,i
、ki
pq,i
为喷气控制参数，i表示x、y、z轴，t为控制周期。
[0116]
如图3所示为本发明分别不采用前馈和采用前馈两种情况下的控制姿态角速度效果对比图，其中图a为不采用前馈，图b为采用前馈。从对比图中可以看到，采用本发明前馈补偿方式在掠飞交会尤其是过顶情况下，角速度没有产生较大偏差，可以较为稳定地跟踪目标。
[0117]
本发明还提供一种异面交会下的高精度跟踪指向控制系统，包括：
[0118]
第一计算模块，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，并发送至第三计算模块；
[0119]
第二计算模块，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，并发送至第三计算模块；
[0120]
第三计算模块，根据任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，并发送至第四计算模块；
[0121]
第四计算模块，根据控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。
[0122]
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0123]
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，包括：根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数；根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度；根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度；根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。2.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，包括：s1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dx
i
中的i表示x、y、z轴；β为高低角，α为方位角；s2、根据矢量dx
i
建立三维视线坐标系(x
si
,y
si
,z
si
)，包括：令x
si
＝dx
i
，并归一化；令y
temp
＝[010]并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；y
si
＝z
si
×
x
si
，并归一化。3.根据权利要求2所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：s1、根据转换矩阵a
i
←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
i
←
sight
；其中a
i
←
sight
＝[x
si y
si z
si
]；s2、根据所述旋转四元数q
i
←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
b
←
sight
，包括：其中，q
b
←
i
为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。4.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimto
，计算公式如下：
其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；根据跟踪目标姿态角速度ω
aimto
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimsb
，计算公式如下：ω
aimsb
＝c
sbto
ω
aimto
其中，c
sbto
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。c
sbto
＝c
sbso
c
soto
，c
sbso
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，c
soto
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。5.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据所述旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角angle
con
，包括：angle
con
＝-2*q
b
←
sight_vec
*180/pi其中，q
b
←
sight_vec
为q
b
←
sight
的矢量部分，pi为圆周率，q
b
←
sight
为旋转四元数。6.根据权利要求1所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，包括：ω
con
＝ω
bo-ω
aimsb
其中，ω
con
为姿态角速度，ω
bo
为任务星对地姿态角速度，ω
aimsb
为前馈目标角速度。7.根据权利要求1、5或6任一项所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制方法，其特征在于，根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气，包括：pdt
i,k
＝kp
pq,i
×
angle
con,i,k
+kd
pq,i
×
ω
con,i,k
，st
i,k
＝st
i,k-1
+ki
pq,i
×
t，t
i,k
＝pdt
i,k
+st
i,k
其中：t
i,k
为三轴指令喷气，pdt
i,k
为比例微分项，st
i,k
为积分项，ω
con,i,k
为第k周期的姿态角速度，angle
con,i,k
为第k周期的控制姿态角，kp
pq,i
、kd
pq,i
、ki
pq,i
为喷气控制参数，i表示x、y、z轴，t为控制周期。8.一种异面交会下的高精度跟踪指向控制系统，其特征在于，包括：第一计算模块，根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，并发送至第三计算模块；第二计算模块，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，并发送至第三计算模块；第三计算模块，根据所述任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数得到任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的相对控制姿态角，根据所述前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，并发送至第四计算模块；第四计算模块，根据所述控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气。9.根据权利要求8所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制系统，其特征在于，第一计算模块根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，包括：s1、根据跟瞄单机输出视线角或远程相对导航解算的视线角，计算任务星和目标星相
对位置在惯性坐标系的矢量表示如下：其中，为任务星本体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；dx
i
中的i表示x、y、z轴；β为高低角，α为方位角；s2、根据矢量dx
i
建立三维视线坐标系(x
si
,y
si
,z
si
)，包括：令x
si
＝dx
i
，并归一化；令y
temp
＝[010]并归一化，其中为轨道坐标系到惯性坐标系的转换矩阵；y
si
＝z
si
×
x
si
，并归一化；s3、根据转换矩阵a
i
←
sight
计算惯性坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
i
←
sight
；其中a
i
←
sight
＝[x
si
y
si
z
si
]；s4、根据所述旋转四元数q
i
←
sight
计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数q
b
←
sight
，包括：其中，q
b
←
i
为惯性坐标系到本体坐标系的四元数。10.根据权利要求8所述的异面交会下的高精度跟踪指向控制系统，其特征在于，第二计算模块根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，包括：根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算目标星轨道坐标系下的跟踪目标姿态角速度ω
aimto
，计算公式如下：其中，和分别为目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度；根据跟踪目标姿态角速度ω
aimto
计算本体坐标系下的前馈目标角速度ω
aimsb
，计算公式如下：ω
aimsb
＝c
sbto
ω
aimto
其中，c
sbto
为目标星轨道坐标系到任务星本体坐标系的转换矩阵。c
sbso
为任务星轨道坐标系到本体坐标系的转换矩阵，c
soto
为目标星轨道坐标系到任务星轨道坐标系的转换矩阵。

技术总结
本发明涉及一种异面交会下的高精度跟踪指向控制方法及控制系统，该控制方法包括：根据任务星和目标星视线方向以及轨道坐标系建立三维视线坐标系，计算任务星本体坐标系相对于三维视线坐标系的旋转四元数，根据目标星轨道坐标系下任务星和目标星的相对位置和相对速度，计算本体坐标系下的前馈目标角速度，根据旋转四元数得到控制姿态角，根据前馈目标角速度得到控制系统的姿态角速度，最后根据控制姿态角和姿态角速度计算三轴指令喷气，本发明当在两星存在相对运动的情况下，目标相对于平台的视线角变化较快，通过前馈补偿角速度的方式，可以使得平台与目标在掠飞交会时仍能较为稳定精确地跟踪目标。稳定精确地跟踪目标。稳定精确地跟踪目标。


技术研发人员：郭雯婷 张召弟 李剑文 方圆
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2023.02.03
技术公布日：2023/4/28