CN110510155A - 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器 - Google Patents

在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器 Download PDF

Info

Publication number
CN110510155A
CN110510155A CN201910822263.3A CN201910822263A CN110510155A CN 110510155 A CN110510155 A CN 110510155A CN 201910822263 A CN201910822263 A CN 201910822263A CN 110510155 A CN110510155 A CN 110510155A
Authority
CN
China
Prior art keywords
landing
reference track
current
propellant
guidance
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201910822263.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110510155B (zh
Inventor
不公告发明人
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Deep Blue Space Technology Co Ltd
Original Assignee
Beijing Deep Blue Space Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Deep Blue Space Technology Co Ltd filed Critical Beijing Deep Blue Space Technology Co Ltd
Priority to CN201910822263.3A priority Critical patent/CN110510155B/zh
Publication of CN110510155A publication Critical patent/CN110510155A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110510155B publication Critical patent/CN110510155B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)

Abstract

本公开涉及一种着陆制导系统，包括计算模块，存储模块，采集模块，及控制输出模块。通过计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差，根据所述偏差预估推进剂消耗量；根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹；若不满足推进剂的约束条件，调整剩余全程运动时间tf，并根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，直至满足推进剂的约束条件。本公开还提供了一种在线迭代计算方法及存储器，能够达到着陆消耗的燃料最少且着陆控制更加准确的效果。

Description

在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器
技术领域
本公开涉及着陆回收技术领域，尤其涉及一种在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器。
背景技术
近地空间着陆轨迹规划问题，对于再入回收火箭来说，是非常关键的一项技术。提高制导精度能够有效的减小着陆场范围、减轻着陆缓冲装置的设计压力、降低惯性测量器件的精度等级，能够有效提升着陆控制性能。专利“基于燃料最优的火星探测器着陆制导方法”(
CN201410802923.9)能够在探测器初始状态不是所存储的典型初始状态的情况下，拟合出探测器在非典型初始状态下对应的路径点，实现路径点与初始状态的匹配。但实际上也是通过一次拟合后，便执行制导命令，着陆过程不再进行命令调整。专利“一种着陆点在线选取的行星安全着陆制导方法”(CN201510685164.7)通过综合比较可选范围内的地形情况及着陆性能，在线对着陆点进行重新选择并重新规划运动路线。能够在避开障碍的同时，确保着陆速度及燃耗均取得较为理想的结果。然而现有制导技术均立足于在着陆过程前生成参考轨迹，飞行过程中参考轨迹不变，针对当前状态与参考轨迹的状态偏差进行制导控制，生成控制指令。当偏差状态较大，或飞行时间不确定时，现有技术消耗的推进剂并不是最优的，且无法实现适度调整，着陆点位置、速度精度较低。
发明内容
为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种在线迭代的着陆制导方法。本公开的目的采用以下技术方案实现：
一种在线迭代的着陆制导方法，包含以下步骤：
Step1：采集当前位置参数、当前参考轨迹，着陆目标点位置参数，获取剩余全程运动时间tf；
Step2:计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差；
Step3:根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹，并估算推进剂消耗量；
Step4:判断Step3生成的调整后的参考轨迹是否满足推进剂的约束条件，若满足则执行Step7,若不满足则执行Step5；
Step5:调整剩余全程运动时间tf；
Step6:根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，并重新执行Step4；
Step7:根据剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹，并输出制导控制指令。
Step8:若已满足着陆关机条件则停止更新制导命令，若未满足着陆关机条件则返回Step1。
进一步地，剩余全程运动时间调整方法为：tf＝tf-Δt。
进一步地，所述当前位置参数包括当前位置速度加速度所述目标点位置参数包括着陆目标点位置着陆目标点速度着陆目标点加速度
进一步地，所述制导控制指令包含控制加速度
进一步地，所述控制加速度：
其中为当前参考轨迹的参考位置；为当前参考轨迹的参考速度；为当前参考轨迹的参考加速度；t取值范围为0-tf。
进一步地，采用多项式拟合输出参考轨迹：
进一步地，
其中，为拟合起始点的加速度；为拟合起始点的速度；为拟合起始点的位置。
本公开还提供了一种制导系统、飞行器及存储器，以达到本公开的技术目的：
一种着陆制导系统，包括计算模块，存储模块，采集模块，及控制输出模块，所述采集模块用于采集前位置参数；所述存储模块存储有当前参考轨迹，着陆目标点位置参数；
所述计算模块计算当前位置的制导控制指令，计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差，根据所述偏差预估推进剂消耗量；根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹；若不满足推进剂的约束条件，调整剩余全程运动时间tf，并根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，直至满足推进剂的约束条件，将剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹存入所述存储模块，并计算制导控制指令；所述控制输出模块用于输出所述制导控制指令。
一种飞行器，包含控制系统，所述控制系统能够执行所述的在线迭代的着陆制导方法。
一种存储介质，其上具有可执行指令，所述可执行指令被执行以实现上述在线迭代的着陆制导方法。
相比现有技术，本公开的有益效果在于：
本公开在飞行器着陆过程中，不断地采集当前位置参数、当前参考轨迹，剩余全程运动时间tf，并通过估算调整前的推进剂消耗，及调整后的推进剂消耗，不断地调整着陆参考轨迹，使得着陆消耗的燃料最少，且能够达到预定的位置、速度及加速度。实时的控制方式，使得着陆控制更加准确。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1为本公开单维制导过程数学模型示意图；
图2为本公开在线迭代计算流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
本公开的制导过程模型可以分为加速及减速两个部分，根据公知常识可知，制导过程中所需的初始点位置初始点速度初始点加速度着陆目标点位置着陆目标点速度着陆目标点加速度均为矢量，为了便于模型阐述，先将以上矢量投射到一坐标轴上，即构成从初始点到着陆目标点的轨迹是单调的，没有往复运动，从而存在着以下的运动关系(参见附图1)：
以上式子建立在直线运动上，rf为目标位置，r0为初始点位置，a1为第一阶段加速度，t1为第一阶段所需时间，v0为起始点速度，a2为第二阶段加速度，t2为第二阶段所需时间，v1为第一阶段结束时的速度。因此有以下关系：
其中vf为着陆速度，一般而言vf＝0，则有
v1＝-t2a2
即:
根据以上函数可获得全程运动时间：tf＝t1+t2，以上仅仅针对一个维度进行建模，而实质上，采用矢量表达同样存在以上的关系。建立飞行器运动轨迹方程，表达如下：
综合以上投射到一维坐标的建模，可以容易获得：
从而实现了由初始点位置初始点速度初始点加速度着陆目标点位置着陆目标点速度着陆目标点加速度及计划全程运动时间tf获得的轨迹规划。本公开采用的多项式计算方法，可以将轨迹的计算量分解为对6个参数的计算，不需要进行方程的求解或采用函数的逼近方式，即可以极大的降低了在线计算的复杂度，满足在线计算的时间及计算资源需求，从而为在线迭代计算提供了实施基础。
本公开还提供了一种在线迭代的着陆制导方法，该系统主要通过以下步骤实施(参见附图2)：
Step1：采集当前位置参数、当前参考轨迹，着陆目标点位置参数，获取剩余全程运动时间tf；
Step2:计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差；
Step3:根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹，并估算推进剂消耗量；
Step4:判断Step3生成的调整后的参考轨迹是否满足推进剂的约束条件，若满足则执行Step7,若不满足则执行Step5；
Step5:调整剩余全程运动时间tf；
Step6:根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，并重新执行Step4；
Step7:根据剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹，并输出制导控制指令。
Step8:若已满足着陆关机条件则停止更新制导命令，若未满足着陆关机条件则返回Step1。
所述的着陆关机条件是指飞行器到达预设的目标区域范围。
在飞行器着陆过程中，不断地采集当前位置参数、当前参考轨迹，剩余全程运动时间tf，并通过估算调整前的推进剂消耗，及调整后的推进剂消耗，不断地调整着陆参考轨迹，能够使得着陆消耗的燃料最少，且能够达到预定的位置、速度及加速度。实时的控制方式，使得着陆控制更加准确。
在起始的阶段，系统内可以存储有预先设定的参考轨迹，也可以没有参考轨迹。当系统检索到还没有参考轨迹时，即立即执行step5,设定剩余全程运动时间tf，从而规划参考轨迹。在一次执行任务中，指挥中心对于着陆制导过程的时间将有前期的预判，着陆过程是不能大于指挥中心的容许着陆时间，因此，可以根据最大容许着陆时间设定剩余全程运动时间tf，例如允许tf等于最大容许着陆时间，或按照可靠性适当地降低tf。根据上述的设置方法，在线执行调整的时候，每次迭代不满足时，可以将迭代时间调整为tf＝tf-Δt，所述Δt可以根据迭代频率设计要求，选择20ms-10s，在综合考虑推进器的工况以及适当的飞行时间裕度，本公开本公开对Δt进行了优化计算，具体而言按照推进剂的质量上限约束，缩短下降时间则推进剂减小，但该优化过程中tf是小幅调整的，优选Δt＝3s。
Step2中所述当前位置参数包括当前位置速度加速度Step3所述目标点位置参数包括着陆目标点位置着陆目标点速度着陆目标点加速度上述参数可以参照本公开参考轨迹建模的参数说明及计算方法，参考本公开的飞行器运动轨迹方程，设计参考轨迹。
本公开还提供了制导控制指令输出方案，实质上对于飞行器的控制，只需要输出当前时间节点的控制加速度及其持续的时间，就能够对飞行器后期的速度及轨迹进行控制，因此，本公开采用了输出加速度的方法，并有控制加速度：
其中为当前参考轨迹的参考位置；为当前参考轨迹的参考速度；为当前参考轨迹的参考加速度；t取值范围为0-tf。
本公开还适合应用于一种着陆制导系统，包括计算模块，存储模块，采集模块，及控制输出模块，所述采集模块用于采集前位置参数；所述存储模块存储有当前参考轨迹，着陆目标点位置参数；所述计算模块计算当前位置的制导控制指令，计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差，根据所述偏差预估推进剂消耗量；根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹；若不满足推进剂的约束条件，调整剩余全程运动时间tf，并根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，直至满足推进剂的约束条件，将剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹存入所述存储模块，并计算制导控制指令；所述控制输出模块用于输出所述制导控制指令。本领域人员容易得知，该着陆制导系统与上述在线迭代的着陆制导方法是兼容的，计算模块可以执行在线迭代的着陆制导方法中的所有步骤，例如控制加速度计算，参考轨迹计算，及迭代运算，例如Step2-Step7等。当然，本公开的在线迭代的着陆制导方法也能够以指令的形式直接存放于一种存储器中或者直接应用于飞行器的控制。所述的推进剂的约束条件即按照参考轨迹全程积分推进剂消耗量，满足预留推进剂质量约束。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。
此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (10)

1.一种在线迭代的着陆制导方法，其特征在于包含以下步骤：
Step1：采集当前位置参数、当前参考轨迹，着陆目标点位置参数，获取剩余全程运动时间tf；
Step2:计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差；
Step3:根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹，并估算推进剂消耗量；
Step4:判断Step3生成的调整后的参考轨迹是否满足推进剂的约束条件，若满足则执行Step7,若不满足则执行Step5；
Step5:调整剩余全程运动时间tf；
Step6:根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，并重新执行Step4；
Step7:根据剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹，并输出制导控制指令。
Step8:若已满足着陆关机条件则停止更新制导命令，若未满足着陆关机条件则返回Step1。
2.根据权利要求1所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：调整剩余全程运动时间tf包括：根据公式tf＝tf-Δt调整剩余全程运动时间tf，所述Δt取值范围为20ms-10s。
3.根据权利要求1-2任意一项所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：所述当前位置参数包括当前位置速度加速度所述目标点位置参数包括着陆目标点位置着陆目标点速度着陆目标点加速度
4.根据权利要求3所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：所述制导控制指令包含控制加速度
5.根据权利要求4所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：所述控制加速度：
其中为当前参考轨迹的参考位置；为当前参考轨迹的参考速度；为当前参考轨迹的参考加速度；t为飞行当前时刻，其取值范围为0-tf。
6.根据权利要求3所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：采用多项式拟合输出参考轨迹：
7.根据权利要求6所述的在线迭代的着陆制导方法，其特征在于：
其中，为拟合起始点的加速度；为拟合起始点的速度；为拟合起始点的位置。
8.一种着陆制导系统，包括计算模块，存储模块，采集模块，及控制输出模块，其特征在于：
所述采集模块用于采集前位置参数；
所述存储模块存储有当前参考轨迹，着陆目标点位置参数；
所述计算模块计算当前位置的制导控制指令，计算当前位置参数与当前参考轨迹的偏差，根据所述偏差预估推进剂消耗量；根据剩余全程运动时间tf，当前位置参数、着陆目标点位置参数，计算调整参考轨迹；若不满足推进剂的约束条件，调整剩余全程运动时间tf，并根据剩余全程运动时间tf计算调整参考轨迹，并估算执行调整参考轨迹所需的推进剂消耗量，直至满足推进剂的约束条件，将剩余全程运动时间tf输出参考轨迹替代当前参考轨迹存入所述存储模块，并计算制导控制指令；
所述控制输出模块用于输出所述制导控制指令。
9.一种飞行器，包含控制系统，其特征在于：所述控制系统能够执行权利要求1-7任意一项所述的在线迭代的着陆制导方法。
10.一种存储介质，其特征在于：其上具有可执行指令，所述可执行指令被执行以实现权利要求1-7任意一项所述的在线迭代的着陆制导方法。
CN201910822263.3A 2019-09-02 2019-09-02 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器 Active CN110510155B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910822263.3A CN110510155B (zh) 2019-09-02 2019-09-02 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910822263.3A CN110510155B (zh) 2019-09-02 2019-09-02 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110510155A true CN110510155A (zh) 2019-11-29
CN110510155B CN110510155B (zh) 2021-03-16

Family

ID=68629203

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910822263.3A Active CN110510155B (zh) 2019-09-02 2019-09-02 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110510155B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112623279A (zh) * 2021-01-04 2021-04-09 清华大学 横向固定分力控制模式下的火箭回收方法和装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5934621A (en) * 1997-10-08 1999-08-10 Kent; Stan Batched optimized method for transfer orbit construction
CN103303495A (zh) * 2013-04-11 2013-09-18 北京控制工程研究所 一种动力下降过程干扰力矩的估计方法
US9114893B2 (en) * 2012-07-26 2015-08-25 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. System and method for estimating states of spacecraft in planet-moon environment
CN108516107A (zh) * 2018-02-27 2018-09-11 北京控制工程研究所 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统
CN109484675A (zh) * 2018-10-31 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5934621A (en) * 1997-10-08 1999-08-10 Kent; Stan Batched optimized method for transfer orbit construction
US9114893B2 (en) * 2012-07-26 2015-08-25 Mitsubishi Electric Research Laboratories, Inc. System and method for estimating states of spacecraft in planet-moon environment
CN103303495A (zh) * 2013-04-11 2013-09-18 北京控制工程研究所 一种动力下降过程干扰力矩的估计方法
CN108516107A (zh) * 2018-02-27 2018-09-11 北京控制工程研究所 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法
CN109484675A (zh) * 2018-10-31 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种利用空间矢量匹配的航天器轨道入轨控制方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112623279A (zh) * 2021-01-04 2021-04-09 清华大学 横向固定分力控制模式下的火箭回收方法和装置
CN112623279B (zh) * 2021-01-04 2022-09-23 清华大学 横向固定分力控制模式下的火箭回收方法和装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN110510155B (zh) 2021-03-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Leavitt et al. Feasible trajectory generation for atmospheric entry guidance
Saraf et al. Design and evaluation of an acceleration guidance algorithm for entry
US8515612B2 (en) Route planning method, route planning device and autonomous mobile device
CN111060135B (zh) 一种基于局部地图的地图修正方法及系统
US8831777B2 (en) Robot program changing device
Yu et al. Entry guidance with real-time planning of reference based on analytical solutions
Zengin et al. Real-time target tracking for autonomous UAVs in adversarial environments: A gradient search algorithm
Xie et al. Highly constrained entry trajectory generation
US20170241790A1 (en) Path plan generating apparatus for mobile body
US20190277637A1 (en) Methods and systems for optimal guidance based on energy state approximation
JP4942817B2 (ja) 移動体の慣性ユニットの機能検査方法
Li et al. A unified approach to local trajectory planning and control for autonomous driving along a reference path
Gunawan et al. Smoothed a-star algorithm for nonholonomic mobile robot path planning
Paielli Modeling maneuver dynamics in air traffic conflict resolution
CN110510155B (zh) 在线迭代的着陆制导方法及包含该方法的系统、存储器
CN112034703A (zh) 航天运载器的自适应迭代制导方法及制导装置
CN114442491A (zh) 室内机器人的局部路径规划和跟踪控制方法、装置及介质
US6542797B2 (en) Vehicle control system and associated methods for continuous path control of the vehicle taking into consideration cross currents that influence the vehicle trajectory
JP2018200732A (ja) 移動体制御装置、移動体制御方法、移動体制御プログラム及び記録媒体
Brunner et al. Comparison of numerical predictor-corrector and Apollo skip entry guidance algorithms
US8924013B2 (en) Method and system for path planning and controlling
KR101363092B1 (ko) 로봇시스템의 ｒｉｌｓ 구현 방법 및 시스템
Boucher Waypoints guidance of differential-drive mobile robots with kinematic and precision constraints
Popova et al. Position-based visual servoing for target tracking by a quadrotor UAV
Strohl et al. Implementation of a six degree of freedom precision lunar landing algorithm using dual quaternion representation

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information

Address after: No.8 henggangsha Avenue, WuJie Town, Tongzhou District, Nantong City, Jiangsu Province

Applicant after: Jiangsu Shenlan Aerospace Co., Ltd

Address before: 100176 Room 501, 5th floor, building 4, yard 15, Ronghua South Road, economic and Technological Development Zone, Daxing District, Beijing

Applicant before: Beijing Deep Blue Space Technology Co.,Ltd.

CB02 Change of applicant information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant