一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法

2024-02-09 13:48:15

一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法
【專利摘要】一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法，針對行星著陸器在動力下降段含有多源幹擾的系統狀態空間模型，設計一種軌跡可在線生成的抗幹擾制導控制方法；首先，建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型；然後，基於含有幹擾的狀態空間模型，設計部分信息已知幹擾的觀測器；最後，基於幹擾觀測器，設計具有軌跡在線生成功能的複合制導控制方法；本方法具有軌跡可在線生成、抗幹擾性強、著陸器著陸位置與速度精度高等優點，適用於航天領域行星著陸器在動力下降段精確制導控制中。
【專利說明】一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法

【技術領域】
[0001]本發明涉及一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法，主要應用於行星著陸器動力下降段在線生成軌跡並抗幹擾精確著陸。

【背景技術】
[0002]二十世紀六十年代以來，火星探測尤其是著陸探測活動越來越頻繁。然而，由於遙遠的距離與大量不確定性的存在，使得火星探測過程中會遇到許多困難。從最初的「火星探測器I號」到最近的「MAVEN」火星探測器，全世界共有四十多次火星任務，其中僅有7次著陸任務取得了成功。
[0003]在火星著陸任務中，著陸過程包括火星大氣進入段、傘降段與動力下降段，這個過程決定了火星著陸任務的成功與否，動力下降段作為這個過程的關鍵部分直接決定了火星著陸器的著陸精度。為了確保火星著陸器安全精確的著陸在火星表面，有效的制導控制方法在動力下降過程中起著關鍵的作用。基於「阿波羅」模式的制導控制方法被廣泛研究，這些制導控制方法設計時沒有考慮火星著陸器在動力下降段受到幹擾的情況。然而，火星著陸器在動力下降過程中會不可避免地受到幹擾，例如火星風暴與沙塵等，因此這些制導控制方法已經不能滿足火星著陸器高精度著陸的需求。針對上述問題，國內外學者提出了很多有效的方法並取得了一定的成果，例如H c?等方法可以對所受幹擾進行有效抑制。然而，國內外學者提出的這些魯棒性制導控制方法保守性較大，沒有充分利用所受幹擾中的已知信息，造成其對燃料的消耗要求過高。此外，火星動力下降段的制導控制方法通常都是在標稱軌跡的基礎上進行設計的，由於著陸器要經歷無控的傘降段與高度不確定性的火星表面環境，這種制導控制方法的設計方式已不能滿足未來火星著陸任務的需求。


【發明內容】

[0004]本發明的技術解決問題是:針對行星著陸器在受到幹擾的動力下降過程，提供一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法，解決了行星著陸器在動力下降過程中軌跡在線規劃與受到幹擾導致著陸精度降低的問題，實現軌跡在線生成的同時提高了行星著陸器的著陸精度。
[0005]本發明的技術解決方案為:一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法，其實現步驟如下:
[0006]第一步，建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型
[0007]設定行星著陸器的位置和速度變量建立在笛卡爾坐標系中，原點位於行星的中心，X軸與I軸互相垂直組成赤道面，Z軸指向行星的北極方向；假設這個坐標系是慣性的，則含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型為:


X(I) = vv(/)


}V) = νΛι):((}=?』:(/)
? (Ο = 2M-Vv(Z) + w2x(i) + gr(t) + ? ,.(/) + Oa (/) + a聲.(f)
[0008]。⑴=-2irv; (/} + w~y(t) + gr(i) + a.T (i) + aJr (I) + apy (/)

v-(0 = g.(0 + O1 -(0 + %(/) + ar {I)
蝴=—得 ，
^iip&c
[0009]其中，t為行星著陸器動力下降開始後的時刻，x(t)、y(t)與z(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的位置坐標,vx(t)、vy(t)與￥2(1:)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的速度，w為行星自轉速率，gx(t)、gy(t)與gz(t)分別為t時刻著陸器在X、y與z軸上受到的引力，ajthajt)與aez(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的控制輸入，adx(t)、ady(t)與adz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾，apx(t)、apy(t)與apz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的模型未知但範數有界的幹擾，m (t)為著陸器在t時刻的質量，Tc = [Tcx (t)，Tcy (t)，Tcz (t)]T, Tcx (t) ,Tcy (t)與Tra(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的控制力矩，Isp為行星著陸發動機的比衝，g。為地球標準海平面處的重力加速度；
[0010]第二步，設計部分信息已知幹擾的觀測器
[0011]在第一步中，行星著陸器t時刻在X、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾分另1J為 adx(t)、ady (t)與 adz (t),其向量形式為 ad = [adx(t), ady (t), adz (t) ]τ,可用以下外系統表示:
「一 ? I = VwAO
[0012]I
)^(0 = 14^(0 +H2Sit)
[0013]其中，V是與部分信息已知幹擾ad幅值相關的係數矩陣，wd(t)為與幹擾ad相關的向量，W是與部分信息已知幹擾~頻率相關的係數矩陣，δ (t)是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾，H2是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾的係數矩陣；
[0014]含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型可用向量表示為:
?>) = νι
[0015]< , r f χ ； , rr
[Vi = ,/οι (vL，w，,) + "O k: +Oi)+IllOp
[0016]其中，rL= [x(t), y(t), z(t)]T, vL = [vx (t), vy (t), vz (t) ]T, f01 (vL, w, t)=2wX vL+w2 X rL+g (rL), g (rL) = [gx (t)，gy (t)，gz (t) ]T, ac = [acx (t), acy (t), acz (t) ]T, ad =[adx (t), ady (t), adz (t) ]，ap = [apx (t), apy (t), apz (t) ]，Htl = I 為控制變星與已知部分?η 息幹擾的係數矩陣，I為單位矩陣，H1 = I為無模型但範數有界幹擾的係數矩陣；
[0017]行星著陸器在動力下降段的狀態幹擾觀測器可以表示為:


a,i = 17Mrf (O
[0018]'= ψ(?)-Lvt
ψ(β) = (W + ΙΗ?ν){ψ(?) — Lvl ) + L(H?a.+ fm(vL, wj)}
[0019]其中，^是七的估計值，^?是化⑴的估計值，Ψ⑴是幹擾觀測器中的輔助向量，L是觀測器的增益矩陣。觀測器的估計誤差定義為ejt) = η-,(O-Htl-(Z)，則誤差動力學方程可以表示為:
[0020]eK(t) = (W + LHtiV)ew(t) + ?τδ(?) + LHlOf
[0021]為了分析系統的H00性能，引入參考輸出％(t)，則有:
ii,J.n=(W +UfJOeJf) +M(f)
[0022]I
Izr(t) = ew(t)
[0023]其中，H=[H2lLH1LcKt) = [ δ ⑴，ap]T，選取矩陣 T 與 P > 0，使得 min Y > O
'PW + WtP + THnV + νΤΗζ Γγ+Ι PH2 TH1 嫩
[0024]*-γι1.0 <0
傘傘一yl!
[0025]其中，*表示對稱矩陣相應的元素，Y表示對幹擾抑制的水平^L = Pl，則有
|zr(t) I2 ^ Y I |d(t) 112 ；
[0026]第三步，設計具有軌跡在線生成功能的複合制導控制方法
[0027]在第一步建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型的基礎上，經過對行星著陸器動力下降段制導問題的分析，設計第一個滑模面向量S1為:
[0028]S1 = rL-rLd
[0029]其中，S1= [sn，S12, s13]T, sn、S12 與 S13 分別為 S1 的三個分量，rLd =[x(tF),y(tF),z(tF)]T, tF為行星著陸器動力下降段結束時的時刻，將S1對時間求導可得:
[0030]矣=之—4/
[0031]其中，vLd=[vx(tF), vy(tF), vz(tF)]T,設計虛擬的控制器 Σι 為:

A
[0032]Σ,: ?, = ----7s!

(tp-t)
[0033]其中，A = diagiA」 A2, Λ 3}，Ai > I (i = I, 2, 3),當行星著陸器動力下降段開始時S1並不滿足，因此需要設計第二個滑模面向量S2為:
? A
[0034]=?+TT^TV5'
[0035]其中，S2 = [s21，S22J s23]，s21、S22與S23分別為S2的二個分裡，對S2求導可得:
[0036]
4 = (O + iI +JfZffSl =2wxvL+ ^2 xrL+ SirL) + α￡ (?) + ad (I) + ap (?) + Λ 氣今產
[0037]由於在第二步中對部分信息已知幹擾~進行了觀測估計，因此可設計控制變量為:
[0038]Ac = — j 2 w X vL +W2X rL + g(rL ) + ad+A ^■工!!- + Φ sgn(s,) I
I(?-1T " J
[0039]其中，Φ= (1?Βδ{Φ1, φ2, φ3}? φ, >|%(0-^(0| + |?^(^1 ?
⑩2 >(θ|，Φ? >|%CO"4t(θ| + |<3/ε(0，adx{t)、ady(t)與 4t(i)分別為
adx(t)、ady(t)與adz(t)的估計值，?;為第二個滑模面到達零點的時間，有<=#「 sgn㈩為符號函數，即:

"1,? <0
[0040]Sgn(S2i)=^J O,.''.-O (/ - 1,2.3}

I,S2i > O
[0041]本發明與現有技術相比的優點在於:本發明的一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法是在線進行軌跡規劃；設計幹擾觀測器來估計著陸器在動力下降過程中受到的部分信息已知的幹擾；在軌跡在線生成與幹擾觀測器的基礎上，設計複合制導控制方法對行星著陸器進行制導控制，設計的複合制導控制方法可以使行星著陸器安全精確著陸。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0042]圖1為本發明一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法的設計流程圖。

【具體實施方式】
[0043]如圖1所示，本發明具體實現步驟如下(以下以火星著陸器動力下降過程為例來說明方法的具體實現)
[0044]1、建立含有多源幹擾的火星著陸器動力下降段系統狀態空間模型
[0045]設定火星著陸器的位置和速度變量建立在笛卡爾坐標系中，原點位於火星的中心，X軸與y軸互相垂直組成赤道面，z軸指向火星的北極方向；假設這個坐標系是慣性的，則含有多源幹擾的火星著陸器動力下降段系統狀態空間模型為:
x(t)=vx(t)
y(t) = vr (O
ζ(?) = ν:(?)
Vx(O 二 2wvy(t) + w~x(l) + gx(t) + acx(t) + adx(t) + apx(l)
(■',.(/) = (0 + w2y(i) + gy(i) + a<7 (I) + ady{t) + apv(t)v, (0 = 8, (0 + at= (I) + adz (t) + ap: (t)
M
[0046]其中，t為火星著陸器動力下降開始後的時刻，x(t)、y(t)與z(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的位置坐標,vx(t)、vy(t)與￥2(1:)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的速度，w為火星的自轉速率，gx(t)、gy(t)與82(1:)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的引力，ajthajt)與aez(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的控制輸入，adx(t)、ady(t)與adz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾，apx(t)、apy(t)與apz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的模型未知但範數有界的幹擾，m (t)為著陸器在t時刻的質量，Tc = [Tcx (t)，Tcy (t)，Tcz (t)]T, Tcx (t) ,Tcy (t)與Tra(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的控制力矩，Isp為火星著陸發動機的比衝，g。為地球標準海平面處的重力加速度；
[0047]2、設計部分信息已知幹擾的觀測器
[0048]在I中，火星著陸器t時刻在X、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾分別為adx(t)、ady (t)與adz (t),其向量形式為ad = [adx(t), ady (t), adz (t) ]τ,可用以下外系統表一 I a(i = Vwd(I)
[0049]其中，V是與部分信息已知幹擾ad幅值相關的係數矩陣，wd(t)為與幹擾ad相關的向量，W是與部分信息已知幹擾~頻率相關的係數矩陣，δ (t)是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾，H2是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾的係數矩陣；
[0050]含有多源幹擾的火星著陸器動力下降段系統狀態空間模型可用向量表示為:
frL =
[0051]= fm(vL,w,i) + lln(ac +ad) + f{lap
[0052]其中，rL= [x(t), y(t), z(t)]T, vL = [vx (t), vy (t), vz (t) ]T, f01 (vL, w, t)=2wX vL+w2 X rL+g (rL), g (rL) = [gx (t)，gy (t)，gz (t) ]T, ac = [acx (t), acy (t), acz (t) ]T, ad =[adx (t), ady (t), adz (t) ]，ap = [apx (t), apy (t), apz (t) ]，Htl = I 為控制變星與已知部分?η 息幹擾的係數矩陣，I為單位矩陣，H1 = I為無模型但範數有界幹擾的係數矩陣；
[0053]火星著陸器在動力下降段的狀態幹擾觀測器可以表示為:
[0054]IUrf(Z) = ^(Z)-1v,
= + LHJr^(t)- L\\,) + L(H0ac +
[0055]其中，元是~的估計值，七⑴是Wd(t)的估計值，Ψ⑴是幹擾觀測器中的輔助向量，L是觀測器的增益矩陣。觀測器的估計誤差定義為⑴= w,(i)-1^(i)，則誤差動力學方程可以表示為:
[0056]< (O = (W + Lf10HeJt) + Π2δ(?) + 11?χαρ
[0057]為了分析系統的H00性能，引入參考輸出z,(t)，則有:
「 ^ iew(i) = (r + ￡/-/ork?(0 + /M(/)
[0058]{4
Izr0) = eji)
[0059]其中，H=[H2lLH1LcKt) = [ δ ⑴，ap]T，選取矩陣 T 與 P > 0，使得 min Y > O
—PW + WrP+ TI10F + VrIilTr +I PII2 THl "
[0060]*-f2/ O <0
傘轡—γ? ξ
[0061]其中，*表示對稱矩陣相應的元素，Y表示對幹擾抑制的水平；取L = P-1T,則有|zr(t) I2 ^ y I |d(t) 112 ；
[0062]3、設計具有軌跡在線生成功能的複合制導控制方法
[0063]在I中建立含有多源幹擾的火星著陸器動力下降段系統狀態空間模型的基礎上，經過對火星著陸器動力下降段制導問題的分析，設計第一個滑模面向量S1為:
[0064]S1 = rL-rLd
[0065]其中，S1= [sn，S12, s13]T, sn、S12 與 S13 分別為 S1 的三個分量，rLd =[x (tF), y (tF), z(tF)]T, tF為火星著陸器動力下降段結束時的時刻,將S1對時間求導可得:
[0066]I, = rL =Vl^ vu
[0067]其中，νω=[vx(tF), vy(tF), vz(tF)]T,設計虛擬的控制器 Σι 為:
^ , A
[0068]2-1 ■■ S1 = —7-7-S1
[0069]其中，A = diagiA」 A2, A 3}, Ai > I (i = I, 2, 3),當火星著陸器動力下降段開始時S1並不滿足，因此需要設計第二個滑模面向量S2為:

Λ
[0070]s, = ?, +--
2 1 (ι,-? '
[0071]其中，S2= [s21, s22, s23]，s21、S22與S23分別為S2的二個分裡，對S2求導可得:
[0072]
勾=>.,(/) +-JL-1 +-A-S1+ g(r, ) + a,(t) + a,(t) + ap(t) + Λ?■■■■■
iff J (fF _t)\tp
[0073]由於在2中對部分信息已知幹擾ad進行了觀測估計，因此可設計控制變量為:
- %
I內(tp --)?| +^I
I"00741d = — *\?s +、孓X jf、-f- Or^) -f.(/ / Hh 八 h哪哪哪哪哪一L.哪一哪哪哪一Q) sgn( V->)、



(f — f I

tF tJ^
[0075]其中，Φ= (1?Βδ{Φ1, φ2, Φ3}, φι >|%(0-α*(0| + |^(0| ?
φι >|%(θ-^ν(θ|+|?^(θ|，φ3 >K1-(0^at(0|+|?^(0|，?Α,(ο, %(ο 與 ajt)分別為
adx(t)、ady(t)與adz(t)的估計值，為第二個滑模面到達零點的時間，有<=.; sgn㈩為符號函數，即:

Sli < O
[0076])= < O, ^2# = O (?= 1，253)

I5 S2l > O
[0077]本發明說明書中未作詳細描述的內容屬於本領域專業技術人員公知的現有技術。
【權利要求】
1.一種行星動力下降段軌跡在線生成的抗幹擾制導控制方法，其特徵在於包括以下步驟:首先，建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型；然後，設計部分信息已知幹擾的觀測器；最後，設計具有軌跡在線生成功能的複合制導控制方法；具體步驟如下: 第一步，建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型 設定行星著陸器的位置和速度變量建立在笛卡爾坐標系中，原點位於行星的中心，X軸與y軸互相垂直組成赤道面，z軸指向行星的北極方向；假設這個坐標系是慣性的，則含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型為: —m=νχω

V(I)^vv(I)

ζ(?) = V-1O
Vx (O 二 2 Wv(I) + W2A-(I) + g., (I) + a€% (I) + a!h (?) + ap% (I)
Vy(I) = —(/) + m?2v(I) + g}:(0 + a? (I) + adf(i) + apy(i)

(0 = gjt) + a€: (I) + a.tk (I) + apz{t)

m(t) = — Jti ^^ sp8 C 其中，t為行星著陸器動力下降開始後的時刻，x(t),y(t)與z(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的位置坐標,vx(t)、vy(t)與￥2(1:)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上的速度，w為行星自轉速率，gx(t)、gy(t)與gz(t)分別為t時刻著陸器在X、y與z軸上受到的引力，\χα)、acy(t)與ara(t)分別為t時刻著陸器在X、y與z軸上受到的控制輸入，adx(t)、ady(t)與adz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾，apx(t)、apy(t)與apz(t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的模型未知但範數有界的幹擾，m(t)為著陸器在 t 時刻的質量，T。= [Tcx (t), Tcy (t), Tcz(t) ]T, Tcx(t), Tcy (t)與Tcz (t)分別為t時刻著陸器在x、y與z軸上受到的控制力矩，Isp為行星著陸發動機的比衝，g。為地球標準海平面處的重力加速度； 第二步，設計部分信息已知幹擾的觀測器 在第一步中，行星著陸器t時刻在X、y與z軸上受到的具有部分信息已知的幹擾分別為adx(t)、ady (t)與adz (t),其向量形式為ad = [adx(t), ady (t), adz (t) ]τ,可用以下外系統表示: I ad=Vw(,{l)
\wd(i) = Wwd(I)+ Him 其中，V是與部分信息已知幹擾~幅值相關的係數矩陣，wd(t)為與幹擾~相關的向量，W是與部分信息已知幹擾~頻率相關的係數矩陣，δ (t)是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾，H2是由於幹擾頻率攝動引起的附加幹擾的係數矩陣； 含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型可用向量表示為: Irl = vL
Vl = Z01 (Vi ,w,t) +H0 (ac +OiiHifrQp
其中，rL = [x (t), y (t), z (t) ]T, vL = [νχ (t), vy (t), νζ(t) ]τ, f01 (vL, w, t)=2wX vL+w2 X rL+g (rL), g (rL) = [gx (t)，gy (t)，gz (t) ]T, ac = [acx (t), acy (t), acz (t) ]T, ad =[adx (t), ady (t), adz (t) ]，ap = [apx (t), apy (t), apz (t) ]，Htl = I 為控制變星與已知部分?η 息幹擾的係數矩陣，I為單位矩陣，H1 = I為無模型但範數有界幹擾的係數矩陣； 行星著陸器在動力下降段的狀態幹擾觀測器可以表示為:'《二的調 ?= W(I)-Lvl
Ψ(? = (, + LH0Vmt) — Lvl ) + L(H0ae + 其中，4|是~的估計值，弋(0是《力)的估計值，V(t)是幹擾觀測器中的輔助向量，L是觀測器的增益矩陣。觀測器的估計誤差定義為e? (O = wd(t) — wd(t)，則誤差動力學方程可以表示為:
ew(0 = (W + LlluV)eJt)+ itJ{t)+LH、ap 為了分析系統的iU生能，引入參考輸出z,(t)，則有:
I ?Μ.(?) = (W + LHi}V)en (t) + Hd(t) I 2r(/) = eM.(0 其中，H= [H21LH1], d(t) = [δ (t)，ap]T，選取矩陣T與P > 0，使得 minY > O >fr+wrp+TiinV+VtIiJjt + / Pii2 mt I
*-γ? ο <ο 牽*I 其中，*表示對稱矩陣相應的元素，Y表示對幹擾抑制的水平；取L = P-1T,則有|zr(t) I2 ^ Y I |d(t) 112 ； 第三步，設計具有軌跡在線生成功能的複合制導控制方法 在第一步建立含有多源幹擾的行星著陸器動力下降段系統狀態空間模型的基礎上，經過對行星著陸器動力下降段制導問題的分析，設計第一個滑模面向量S1為:
sI = r L-rLd
其中，S1 = [sn，S12, S13]T, Sn、S12 與 S13 分別為 S1 的三個分量,? = [x (tF), y (tF), z (tF)]T，tF為行星著陸器動力下降段結束時的時刻，將S1對時間求導可得: ^ =^-Tu=Vl-Vij 其中，vLd= [Vx (tF)，Vy(tF), ' (tF)] T，設計虛擬的控制器Σ1為: Σι: i, =--.V, 其中，A = (IiagiA1, A2, A3I, Ai > I (i = I, 2, 3),當行星著陸器動力下降段開始時S1並不滿足，因此需要設計第二個滑模面向量S2為:
S2 = J1 + A.S1
(tF -|) 其中，S2 = [s21, S22, S23]，S21 > S22與S23分別為S2的二個分裡，對S2求導得:i2 =S1(J)+ A i, + A s, =Iwxvl + μ.: X rL + g(i)) + ac(t) + ad(t) + ap(i) + Af知丨:A丨
\tp-t) \tp -t) {tp^t} 在第二步中對部分信息已知幹擾ad進行了觀測估計，因此設計控制變量為:
L.>., * (? -1)st +Λ』_ J
αε =-1 2wx Pi + ir X r; + g(r;) + + Λ ----'~ + Φ sgn(s,) >. 1...U — J 其中，Φ = diag{。」 Φ2, Φ3}，Φ, >|α,:Λ.(?)---Α(?)|+, ?2圳，φι >|?ifc(0-%(r)|+ ^(/)|, aih({), ^ν(ο 與 4(/)分另Ij為adx(t)、ady(t)與adz(t)的估計值，為第二個滑模面到達零點的時間，有彳<=?,;sgn (*)為符號函數，即:
-1,.V,, <0
sgn(s2 O
【文檔編號】B64G1/24GK104192322SQ201410350171
【公開日】2014年12月10日 申請日期:2014年7月22日 優先權日:2014年7月22日
【發明者】郭雷, 張亞彬, 喬建忠, 孫海濱, 閆曉鵬 申請人:北京航空航天大學