CN104423272A - 火星捕获制动控制高保真仿真方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种火星捕获制动控制高保真仿真方法及装置，本发明包括：建立火星捕获制动控制的动力学模型；根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。本发明能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%。
Description
技术领域
本发明涉及火星探测轨道控制领域，特别涉及一种火星捕获制动控制高保真仿真方法及系统。
背景技术
火星捕获制动是探测器进入火星影响球开始至轨控发动机关机的飞行阶段，火星探测器从地火转移段进入捕获制动段后，相对于火星沿着双曲线轨道飞行，其飞行速度大。为了使火星探测器进入设计的任务轨道，必须对火星探测器进行减速制动控制。与近地卫星变轨和近月制动不同，火星探测器的飞行距离远，测控通信延时大，而且捕获制动的机会只有一次，一旦捕获失败，火星探测器要么飞出火星影响球称为绕太阳的行星探测器，要么撞击火星。所以捕获制动是火星探测的关键技术之一。
[0005] 火星捕获制动控制为有限推力长弧段动力飞行过程，推力弧段越长，推力重力损失越大，因此，捕获制动控制的合理选择以获得合适的控后轨道和节省能量为优化目标，使火星探测器最终进入环火飞行的目标工作轨道。
发明内容
本发明的目的在于提供一种火星捕获制动控制高保真仿真方法及系统，能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%。
为解决上述问题，本发明提供一种火星捕获制动控制高保真仿真方法，包括：
建立火星捕获制动控制的动力学模型；
根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。
进一步的，在上述方法中，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。
进一步的，在上述方法中，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，，
。
进一步的，在上述方法中，根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数的步骤之后还包括：根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
进一步的，在上述方法中，根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正的步骤中，通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
进一步的，在上述方法中，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。
根据本发明的另一面，提供一种火星捕获制动控制高保真仿真装置，包括：
动力学模型模块，用于建立火星捕获制动控制的动力学模型；
仿真系统模块，用于根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。
进一步的，在上述装置中，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。
进一步的，在上述装置中，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，，
。
进一步的，在上述装置中，还包括修正模块，用于根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
进一步的，在上述装置中，所述修正模块通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
进一步的，在上述装置中，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。
与现有技术相比，本发明通过建立火星捕获制动控制的动力学模型；根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率，能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%。
附图说明
图1是本发明一实施例的火星捕获制动控制高保真仿真方法的流程图；
图2本发明一实施例的火星捕获制动仿真图；
图3本发明一实施例的捕获制动的三维轨迹变化；
图4是本发明一实施例的火星捕获制动控制高保真仿真装置的模块示意图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一
如图1所示，本发明提供一种火星捕获制动控制高保真仿真方法，包括步骤S1至步骤S3。
步骤S1，建立火星捕获制动控制的动力学模型；
优选的，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。具体的，火星捕获制动过程中，火星探测器距离火星表面的高度在600km~6000km之间，在这个范围内需要考虑的摄动因素有第三体引力摄动、太阳光压摄动、非球形引力摄动等。
较佳的，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，为了便于计算和分析，可将，
。具体的，本实施例对各摄动量级进行分析，在不影响求解捕获结果参数精度的前提下，可适当忽略的高阶项和等次要因素，建立高效的仿真系统，满足捕获制动的要求。
步骤S2，根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率；具体的，本实施例明采用非线性优化算法对捕获制动过程中的各个参数进行优化，需要确定的变量为：点火时刻、制动前近火点半径、点火姿态指向以及点火时长。其中点火姿态指向参数是由姿态控制策略所决定的，考虑到工程实施的可行性和可靠性，本实施例中的姿态控制策略选择匀角速率控制方案，由于结果参数和目标轨道参数之间是非线性变化的，所以采用非线性算法。
步骤S3，根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。具体的，可以利用国外已经成功发射的火星探测器型号捕获制动时的条件对火星捕获制动仿真系统进行仿真验证和修正，从而提高仿真系统的真实性和可靠性，为火星探测捕获制动的成功实施提供地面支撑依据。
优选的，步骤S3中通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
较佳的，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。具体的，奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器捕获制动时的参数如下述表一：
表一
如表一所示，对于火星奥德赛，通过火星捕获制动高保真仿真系统得到捕获制动参数为：点火时刻近火点角为52.021°，点火时长1192.4s，进入双曲线轨道半长轴为3538.124km，进入双曲线轨道近火点高度为415.8km，常值角速度为0.0425°/s，初始角速度为-115.817°。与奥德赛实际捕获参数而言，近火点高度相差10.8km，误差为2.67%；点火时长相差26.6s，误差为2.18%。可见本实施例火星捕获制动高保真仿真系统的结果与实际结果相差很小。
如表一所示，对于火星勘探轨道器，通过火星捕获制动高保真仿真系统得到捕获制动谙熟为：点火时刻真近火点角：-48.0346°，点火时长1704.2s，进入双曲线轨道半长轴为5310km，进入双曲线轨道近火点高度为513.9771km，常值角速率为0.0219°/s，初始角度为-108.2863°。与火星勘探轨道器实际捕获参数而言，近火点高度相差4.03km，误差为0.78%；点火时长相差63.2s，误差为3.85%。可见以火星勘探轨道器的参数进行验证，高保真仿真系统的结果与实际结果相差也很小。
另外，本实施例一仿真算例如下：对于火星探测任务，捕获轨道为近火点高度600km，远火点高度为80000km，倾角为30°。得到捕获参数为点火时刻真近火点角-71.5649°，点火时长2693.731s，双曲线轨道近火点高度962.698km，姿态转动角速率0.026256°/s，初始姿态角-127.49°，弧段引力损失为9.266%，轨控燃料消耗887.315kg，得到到火星捕获制动仿真图和捕获制动的三维轨迹分别如图2和3所示。
本实施例能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%。
实施例二
如图4所示，本发明还提供另一种火星捕获制动控制高保真仿真装置，包括动力学模型模块1、仿真系统模块2和修正模块3。
动力学模型模块1，用于建立火星捕获制动控制的动力学模型；
优选的，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。
较佳的，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，，
。
仿真系统模块2，用于根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。
本实施例还可包括修正模块3，用于根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
优选的，所述修正模块3通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
较佳的，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。
实施例二的其它详细内容具体可参见实施例一的相应部分，在此不再赘述。
综上所述，本发明通过建立火星捕获制动控制的动力学模型；根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率，能够对在火星捕获制动阶段的火星探测器进行精确控制，结果参数的优化精度高于4%。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。
Claims (12)
1.一种火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，包括：
建立火星捕获制动控制的动力学模型；
根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。
2.如权利要求1所述的火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。
3.如权利要求2所述的火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，，
。
4.如权利要求3所述的火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数的步骤之后还包括：根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
5.如权利要求4所述的火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正的步骤中，通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
6.如权利要求4所述的火星捕获制动控制高保真仿真方法，其特征在于，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。
7.一种火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，包括：
动力学模型模块，用于建立火星捕获制动控制的动力学模型；
仿真系统模块，用于根据所述动力学模型并采用非线性优化算法生成火星捕获制动仿真系统，向火星捕获制动仿真系统输入第一参数，以获取从所述火星捕获制动仿真系统输出的结果参数，所述第一参数包括：火星探测器进入火星影响球的速度、火星探测器质量、发动机参数以及目标轨道参数，所述结果参数包括：点火时刻、点火时长、制动前近火点半径以及匀角速率。
8.如权利要求7所述的火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，火星捕获制动控制的动力学模型的公式如下：
，
其中，是火星作为质点的中心引力加速度，为火星引力常数，为火星惯性坐标系上探测器距离火星中心的位置矢量，为与对应的标量，为发动机推力，为第三体引力、太阳光压和火星非球形引力的摄动力加速度之和。
9.如权利要求8所述的火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，，其中，
为第三体引力的摄动力加速度，，为第三体的万有引力常数，为第三体到火星探测器的矢量，为火星到第三体的矢量；
为太阳光压的摄动力加速度，，为表面反射系数，为阳光单位面积的平均辐射功率，为光速，为火星控制器表面法向的单位矢量；
为火星非球形引力的摄动加速度，
，式中即火心引力常数，是火星参考椭圆球体赤道半径，、为配套的一组谐系数，、反映了火星引力位的非球形特征，、、是火固坐标系中卫星所在的空间点的球坐标：火心距、火心纬度和从火星本初子午线方向起量的经度，将分成带谐项和田谐项两个部分：，
其中，，
。
10.如权利要求9所述的火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，还包括修正模块，用于根据国外成功发射的火星探测器捕获制动时的参数对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
11.如权利要求10所述的火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，所述修正模块通过增加的高阶项和对所述火星捕获制动仿真系统进行修正。
12.如权利要求10所述的火星捕获制动控制高保真仿真装置，其特征在于，所述国外成功发射的火星探测器包括：奥德赛、火星快车、火星勘探轨道器。
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|---|---|
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107036603A (zh) * | 2017-04-27 | 2017-08-11 | 上海航天控制技术研究所 | 基于拉格朗日插值星历的火星探测器器上轨道递推算法 |
| CN110426968A (zh) * | 2019-08-19 | 2019-11-08 | 哈尔滨工业大学 | 行星探测捕获制动与器器分离全物理仿真实验装置与方法 |
| CN111414002A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-07-14 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法 |
| CN111428912A (zh) * | 2020-03-02 | 2020-07-17 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于支持向量机的火星探测器轨道预测方法及系统 |
| CN112082560A (zh) * | 2020-08-07 | 2020-12-15 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于自主导航的火星制动策略在线制定方法 |
| CN114526647A (zh) * | 2022-04-24 | 2022-05-24 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1995915A (zh) * | 2006-12-27 | 2007-07-11 | 北京航空航天大学 | 一种基于星光角距的深空探测器upf自主天文导航方法 |
| CN102116630A (zh) * | 2009-12-31 | 2011-07-06 | 北京控制工程研究所 | 一种绕火星探测器的星上快速高精度确定方法 |
| US20120080562A1 (en) * | 2009-03-17 | 2012-04-05 | Astrium Sas | Landing device for a space probe, and landing method for a probe provided with such a device |
| CN102818570A (zh) * | 2012-08-14 | 2012-12-12 | 南京航空航天大学 | 利用sins/图像匹配组合导航进行火星捕获的方法 |
| CN103198187A (zh) * | 2013-04-02 | 2013-07-10 | 哈尔滨工业大学 | 基于微分修正的深空探测器的轨道设计方法 |
-
2013
- 2013-08-27 CN CN201310377060.0A patent/CN104423272A/zh active Pending
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1995915A (zh) * | 2006-12-27 | 2007-07-11 | 北京航空航天大学 | 一种基于星光角距的深空探测器upf自主天文导航方法 |
| US20120080562A1 (en) * | 2009-03-17 | 2012-04-05 | Astrium Sas | Landing device for a space probe, and landing method for a probe provided with such a device |
| CN102116630A (zh) * | 2009-12-31 | 2011-07-06 | 北京控制工程研究所 | 一种绕火星探测器的星上快速高精度确定方法 |
| CN102818570A (zh) * | 2012-08-14 | 2012-12-12 | 南京航空航天大学 | 利用sins/图像匹配组合导航进行火星捕获的方法 |
| CN103198187A (zh) * | 2013-04-02 | 2013-07-10 | 哈尔滨工业大学 | 基于微分修正的深空探测器的轨道设计方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 魏剑等: "火星探测器轨道运动建模的时空基准转换研究", 《中国空间科学技术研究》 * |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107036603A (zh) * | 2017-04-27 | 2017-08-11 | 上海航天控制技术研究所 | 基于拉格朗日插值星历的火星探测器器上轨道递推算法 |
| CN110426968A (zh) * | 2019-08-19 | 2019-11-08 | 哈尔滨工业大学 | 行星探测捕获制动与器器分离全物理仿真实验装置与方法 |
| CN110426968B (zh) * | 2019-08-19 | 2022-02-22 | 哈尔滨工业大学 | 行星探测捕获制动与器器分离全物理仿真实验装置与方法 |
| CN111414002A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-07-14 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法 |
| CN111414002B (zh) * | 2020-02-26 | 2023-06-06 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于牛顿迭代的火星探测器二次制动捕获控制方法 |
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