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_嫦娥三号_月球探测器的轨道确定和月面定位_黄勇_昌胜骐_李培佳_胡小工_王广利

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信号并进行差分处理 , 去掉电离层、大气及观测装置 的绝大部分的影响 , 从而得到差分时延 , 最高精度可 达皮秒量级 . 同波束差分 VLBI 测量是 CE-3 任务中 巡视器相对定位的唯一地面测量手段 . 为了实现 CE-3 的软着陆 , CE-3 工程中首次使用 了大推力 7500 N 发动机 , 第二次中途修正 , 月球捕 获控制 , 动力落月段均应用了 7500 N 发动机 , 发动 机工作状态标定是一项重要工作 , 本文利用第二次 中途修正前后的测轨数据 , 在定轨时同时解算探测 器的速度增量 , 并和轨控计划结果进行了比较 , 验证 了通过定轨方式标定发动机工作状态的可行性 .
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号、 设备和处理方法上都有很大提升 , 包括 : (1) 采用 X 波段实时 ∆DOR 技术 , 扩大了信号等效带宽至 40 MHz, 相对于 CE-1, CE-2 号 S 波段增加几十倍 ; (2) 采用多信号综合技术充分发挥多信号带宽优势 提升时延测量精度 ; (3) 采用临近射电源修正消除了 传播介质误差和设备系统误差的一阶差分效应 , 降 低了设备和传播介质误差影响 ; (4) X 波段观测的电 离层误差影响比 S 波段要小 16 倍 . CE-3 任务中观测 设备的重大变化是天马站 65 m 射电望远镜的全程参 与 , 在整个实时任务期间 65 m 望远镜工作稳定可靠 , 完全发挥了其大口径的设备优势 , 其性能优势主要 体现在射电源观测 , 提升了整个 VLBI 观测网的设备 系统误差的修正精度 . 天马站参与观测带来的另一 个巨大优势是由于可以观测更弱的射电源 , 使得可 以选取更靠近卫星的射电源 , 进一步降低传播介质 误差的影响 . 表 2 给出了和 CE-1/CE-2 比较 CE-3 工 程中 VLBI 测量精度提升的各种因素 . 在日本 SELENE 月球探测计划中 , 同波束 VLBI 技术得到了成功应用 , Rstar 和 Vstar 之间则通过同波 束 VLBI 测量实现高精度 ( 皮秒量级 ) 的同波束差分
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CE-3 工程测轨概况
CE-3 工程中主要轨道机动时刻和参数如表 1 所示. 参加 CE-3 测轨任务的地面观测站包括 : 佳木斯
深空站 (66 m)、喀什深空站 (35 m)、三亚站 (15 m)、 智利圣地亚哥站 (12 m)、欧洲空间局 (European Space Agency, ESA)所属库鲁站 (15 m), 远望 3, 5, 6 号测量 船 , 以及上海天马、 北京、 昆明和乌鲁木齐 4 个 VLBI 测站 , 上海佘山 25 m 射电天线也作为备份参与了观 测 , 在轨道计算中使用的均为天马站数据 . 根据观测 条件 , VLBI 测站从星箭分离后 9 h 距离地球约 105 km 处开始正式观测 . 三亚站只参加三向测量工作 , 智利 圣地亚哥站由于不具备 X 频段工作能力 (仅具备 S 频 段工作能力 ), 仅跟踪到第 1 次中途修正前 , 从 12 月 4 日 22 时开始 ESA 库鲁站开始观测 , 该站一直跟踪 到动力落月前 . CE-3 每天从东至西过境 , 之后由国外 测站继续跟踪测轨 , 在转入国内测站之前通常有 1 h 左右的测量船观测 , 由于测量船的外测数据较少 , 测 站坐标精度和测量精度都不高 , 在定轨过程中未采 用测量船数据 . 图 1 显示了 CE-3 任务的地面跟踪站 全球分布 .
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, 同波束 VLBI 用射电望
远镜的主波束同时接收两个 ( 或多个 ) 探测器发送的
表1
历元 (BJT) a (km) e i (° ) Ω (°) ω ( °) M (° ) 参考系 地月转移入轨 2013-12-02 01:49 191036.3 0.96551 28.49 334.88 146.83 0.08 地心 J2000
第 1 次中途修正 2013-12-02 15:51 188585.8 0.96538 28.58 334.59 147.09 22.34 地心 J2000
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2014 年 8 月
第 59 卷
第 23 期
图1
(网络版彩色) CE-3 月球探测器跟踪测站分布
针对月球以远深空探测任务中 , 远距离、长时 延、弱信号的测控通信难点 , 有效手段之一就是提高 射频频率 , 为此在 CE-2 工程中开展了 X 频段测控通 信技术试验
2014 年
论 文
第 59 卷
第 23 期： 2268 ~ 2277
《中国科学》杂志社
SCIENCE CHINA PRESS

“嫦娥三号”月, 李培佳①, 胡小工①, 王广利①, 刘庆会①, 郑为民①, 樊敏③
我国于 2007 和 2010 年分别发射了 “嫦娥一号 ” (ChangE-1, 简称 CE-1)和 “嫦娥二号 ”(CE-2)月球探测 器
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度定轨定位工作是保证 CE-3 顺利着陆的前提条件 , 在 CE-3 工程中 , 继续沿用无线电测距测速测量和甚 长 基 线 干 涉 测 量 (very long baseline interferometry, VLBI)的联合测轨模式 , 一些新设备新技术的应用提 高了 CE-3 的测量精度 . 中国新建设的佳木斯深空站 和喀什深空站投入使用 , 天线口径分别为 66 和 35 m. 位于上海的天马 65 m 射电望远镜替代了佘山 25 m 射 电望远镜 , 进一步增强了 VLBI 的测量能力 , 形成了 昆明(40 m)和乌鲁木齐(25 m) 天马(65 m)、 北京(50 m)、 组成的 VLBI 测轨网 . CE-3 的 VLBI 观测利用的是 ∆DOR (delta differential one-way ranging, 差分单向 测距 )这种差分 VLBI 技术 [6], 通过高频交替观测探测 器及其附近位置精确已知的河外射电源 , 可以很好
.
在 阿 波 罗 工 程 中 , 美 国 宇 航 局 (National Aeronautics and Space Administration, NASA)利用同波束 VLBI 技术对月球车和着陆器进行了相对定位 , 相对 定位结果与宇航员在巡视器星载导航系统上读数的 符合程度好于 50 m[9]. 为了实现对着陆器和巡视器 的高精度相对定位 , CE-3 工程中还在国内首次应用 了同波束差分 VLBI 技术
, 并在 CE-3 工程中正式应用 , 第 1 次
中途修正后测距测速数据均为 X 频段 (UXB). CE-3 工 程中还使用了三向测量技术 , 在地月转移阶段和环 月段 , 安排进行了数次三向测量技术试验 , 在动力落 月段利用三向测量技术进行实时定位监视 , 三向测 量是指利用主站发射上行信号 , 经应答机相干转发 后, 由另一个站(副站)进行信号接收的测量体制. CE-3 工程中喀什深空站、佳木斯深空站和三亚站组 成 X 频段三向测量系统 , 三向测量技术可以实现同 时多站测距测速测量, 而在 CE-1/CE-2 工程中, 同一 时刻只能有一个站的双向测距测速数据 . 影响 VLBI 测量精度的因素有 3 大类 : 一是测量 噪声 , 主要受到探测器信标特性的影响 ; 二是系统标 校精度 , 这主要是通过河外射电源观测实现 , 主要受 到河外射电源流量强度和观测带宽的影响 ; 三是传 播介质修正精度 , 即中性大气和电离层的影响 , 主要 受到模型精度的影响 . CE-3 相对于 CE-2, CE-1 在信
① 中国科学院上海天文台 , 上海 200030; ② 中国科学院大学 , 北京 100049; ③ 北京跟踪与通信技术研究所 , 北京 100094 * 联系人 , E-mail: yongh@ 2014-03-03 收稿, 2014-04-14 接受 国家自然科学基金 (11073047, 11173052)、上海市科学技术委员会 (12DZ2273300)、中国科学院行星科学实验室、国家高新技术研究发展 计划 (2012AA121603)和探月工程资助
引用格式 : 黄勇 , 昌胜骐 , 李培佳 , 等 . “嫦娥三号 ”月球探测器的轨道确定和月面定位 . 科学通报 , 2014, 59: 2268–2277 英文版见 : Huang Y, Chang S Q, Li P J, et al. Orbit determination of Chang’E-3 and positioning of the lander and the rover. Chin Sci Bull, 2014, 59: 3858–3867, doi: 10.1007/s11434-014-0542-9
摘要
我国探月工程二期“嫦娥三号”月球探测器(CE-3)在月球正面虹湾以东地区登陆, 这是我
关键词
嫦娥三号 月球探测器 月面定位
国首次在地球以外的天体成功实施软着陆. CE-3 采用 X 频段测距测速联合 VLBI 测量技术进行 定轨定位工作, 其中 VLBI 采用了 ∆DOR 测量技术, 测量精度较 CE-1/CE-2 任务有很大提高. 本 文评估了 CE-3 地月转移段、环月段和动力落月段的定轨精度, 分析了着陆器定位以及巡视器 相对定位精度. 分析结果表明环月 100 km×100 km 和 100 km×15 km 轨道确定精度分别约为 20 和 30 m, 精度比 CE-2 提高约 50%, 与同时期国外月球探测定轨精度相当. CE-3 新增了动力落月 段和月面工作段的定轨定位工作, 本文利用运动学统计定轨方法确定了 CE-3 动力落月轨迹, 综合分析落月轨迹确定精度优于 100 m. 利用统计定位方法确定了着陆器的在月固系的位置, 以及巡视器相对于着陆器的相对位置, 着陆器定位结果和 LRO 图像数据差异小于 50 m, 差分 群时延数据巡视器相对定位精度在百米量级, 而利用高精度的差分相时延数据, 结合一定的数 据处理策略, 可以得到精度在米级的着陆器和巡视器相对定位结果.
, 实现了绕月飞行 . CE-3 月球探测器于 2013 年

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嫦娥三号资料

嫦娥三号资料

嫦娥(chánɡ é)三号月球车即嫦娥三号。

嫦娥(chánɡ é)三号将是中国发射的第一个地外软着陆探测器和巡视器(月球车)，也是月球24号完毕后重返月球的第一个软着陆探测器,是探月工程二期〔落〕的关键任务，起承上启下的作用。

叶培建介绍，嫦娥三号探测器将打破月球软着陆、月面巡视勘察、月面生存、深空探测通信与遥控操作、运载火箭(yùnzài huǒjiàn)直接进入地月转移轨道等关键技术。

嫦娥三号卫星是中国国家航天局嫦娥工程第二阶段的登月探测器，嫦娥三号由着陆器和巡视探测器〔即“玉兔号〞月球车〕组成，进展首次月球软着陆和自动巡视勘察，获取月球内部的物质(wùzhì)成分并进展分析，将一期工程的“外表探测〞引申至内部探测。

嫦娥三号其中着陆器定点守候(shǒuhòu)，月球车在月球外表巡游90天，范围可到达5平方公里，并抓取月壤在车内进展分析，得到的数据将直接传回地球。

2022年8月28日，中国国家国防科技工业局对外宣布，探月工程重大专项指导小组当天召开第十一次会议暨嫦娥三号任务进场发动会，审议批准了嫦娥三号任务由研制建立阶段转入发射施行阶段。

嫦娥三号探测器将于今年年底在西昌卫星发射中心择机发射。

据中央电视台报道，经发射场区指挥部决定，“嫦娥三号〞探测器将于12月2日1时30分，在西昌卫星发射中心发射。

“嫦娥三号〞将携“玉兔号〞月球车首次实现月球软着落和月面巡视勘察，并开展月表形貌与地质构造调查等科学探测。

2022年9月11日嫦娥三号乘飞机转运，于12日10时抵西昌发射场。

嫦娥三号将于12月2日1时30分由长征三号乙运载火箭从西昌卫星发射中心发射。

它将携带中国的第一艘月球车，并实现中国首次月面软着陆。

2022年11月26日月球车正式命名为玉兔号。

发射火箭“嫦娥三号〞探月卫星将使用长征三号乙增强型运载火箭发射。

2024届河南省安阳市高三上学期调研考试高效提分物理试题(基础必刷)

2024届河南省安阳市高三上学期调研考试高效提分物理试题(基础必刷)

2024届河南省安阳市高三上学期调研考试高效提分物理试题（基础必刷）一、单项选择题（本题包含8小题，每小题4分，共32分。

在每小题给出的四个选项中，只有一项是符合题目要求的）(共8题)第(1)题下图是某绳波形成过程的示意图。

质点1在外力作用下沿竖直方向做简谐运动，带动质点2，3，4，…各个质点依次上下振动，把振动从绳的左端传到右端，相邻编号的质点间距离为2cm。

已知t=0时，质点1开始向上运动；t=0.2s时，质点1到达上方最大位移处，质点5开始向上运动。

则（ ）A．这列波传播的速度大小为0.2m/sB．t=1.0s时，振动刚好传到质点20C．t=0.6s时，质点12正在向下运动D．t=0.6s时，质点9处于上方最大位移处第(2)题图甲为远距离输电示意图，变压器均为理想变压器。

升压变压器原、副线圈匝数比为，其输入电压如图乙所示，远距离输电线的总电阻为。

降压变压器右侧部分为一火警报警系统原理图，其中为一定值电阻，为用半导体热敏材料制成的传感器，当温度升高时其阻值变小。

电压表显示加在报警器两端的电压（报警器未画出）。

未出现火警时，升压变压器的输入功率为。

下列说法中正确的有（ ）A．降压变压器副线圈输出的交流电方向每秒钟改变50次B．未出现火警时，降压变压器的输入电压为C．未出现火警时，降压变压器的输出功率为D．当传感器所在处出现火警时，电压表的示数变大第(3)题嫦娥三号探测器欲成功软着陆月球表面，首先由地月轨道进入环月椭圆轨道I，远月点A距离月球表面为h，近月点B距离月球表面高度可以忽略，运行稳定后再次变轨进入近月轨道II。

已知嫦娥三号探测器在环月椭圆轨道I的周期为T、月球半径为R和引力常量为G，根据上述条件不可以求得（ ）A．探测器在近月轨道Ⅱ运行周期B．探测器在环月椭圆轨道I经过B点的加速度大小C．月球的质量D．探测器在月球表面的重力大小第(4)题下列关于物理学史的叙述正确的是（ ）A．牛顿第一定律是在大量经验事实的基础上，通过实验直接得出的B．牛顿是第一位利用万有引力定律计算出地球质量的人C．哥白尼的日心说认为所有行星围绕太阳运动的轨道都是椭圆D．伽利略由理想斜面实验通过逻辑推理否定了力是维持物体运动的原因第(5)题利用图示装置可以完成力学中的许多实验，下列用此装置进行相关实验的说法错误的是（ ）A．研究匀变速直线运动时，小车需从靠近打点计时器的位置释放B．研究匀变速直线运动时，无需平衡小车和轨道间的摩擦力C．探究加速度与力、质量的关系时，每次改变小车质量之后，需要重新平衡摩擦力D．探究加速度与力、质量的关系时，为保证小车所受拉力近似等于砝码及砝码盘的重力，必须满足第(6)题如图所示，质点A沿半径为R的圆周运动一周，回到出发点．在此过程中，路程和位移的大小分别是 ( )A．2πR，2πRB．0，2πRC．2πR，0D．0，0第(7)题空间站在地球外层的稀薄大气中绕行，因气体阻力的影响，轨道高度会发生变化。

我国月球探测工程中的定轨和定位

我国月球探测工程中的定轨和定位

我国月球探测工程中的定轨和定位李培佳【期刊名称】《天文学报》【年(卷),期】2015(056)004【总页数】3页(P412-414)【作者】李培佳【作者单位】中国科学院上海天文台上海200030【正文语种】中文本论文以我国月球探测工程为研究背景,使用仿真分析和实测数据处理相结合的方法,结合多种VLBI(very long baseline interferometry)技术在深空探测中的应用,展开对探月飞行器精密定轨、定位的方法研究和精度分析.本文主要做了以下几个方面的研究和探讨:首先,利用CE-2(Chang’E-2)探测器实时任务期间的实测数据,分析在我国现有的测量条件下月球探测器的轨道确定精度,重点讨论了CE-2任务中观测精度有所提高的VLBI数据对提高探测器定轨精度的贡献.对环月探测器短弧定轨计算分析表明,联合VLBI和测距数据15 min短弧定轨精度比单独3 h测距数据定轨精度提高1～1.5个量级.对环月探测器长弧定轨精度的重叠弧段分析表明,在CE-2实时任务的测量条件下,当环月探测器处于非通视状态时,VLBI数据的加入可以在量级上提高轨道精度,提高主要在T和N方向上;对100 km×100 km轨道,18 h弧长联合定轨精度3维位置RMS可达30 m;对15 km×100 km轨道,18 h弧长联合定轨精度3维位置RMS可达45 m.我国后续深空探测任务将采用X波段测控体制,本论文对CE-2任务中首次进行的深空探测X波段测控体制试验数据的测量精度和定轨精度进行评定.计算结果表明,X波段测控体制试验的ΔDOR时延数据噪声水平相比S波段VLBI时延提高1个量级以上,优于0.1 ns,且系统差问题得到显著改善.月球引力场精度是影响环月飞行器定轨精度的主要误差源,CE-2探测器观测数据可以作为独立观测量,对现有的几种月球引力场模型进行一定程度的外符合精度检验.本文的计算结果表明现有的LP165P和SGM150Q引力场精度相当.CE-2探测器在完成既定的环月探测后,先后开展了对日地系L2点探测的拓展试验和对4179号小行星探测的再拓展试验.由于探测器在深空转移轨道飞行阶段所受的动力学约束减弱,且地基测量精度随着地心距的增加而降低,所以拓展任务中的探测器定轨精度降低并且对定轨弧长要求变高.本文的定轨分析结果表明,VLBI数据可以大幅度提高定轨精度并缩短定轨所需弧长.使用基于多项式逼近的动力学定轨法,用多项式或其他函数形式替代动力学模型来描述探测器的运动方程,对探月二期动力落月段的轨道确定方法进行研究.采用此方法对CE-1探测器落月段的实测数据进行轨道确定,定轨精度与常规动力学统计定轨法相当;对CE-1探测器硬着陆的落月点进行计算,计算结果与单点定位以及常规动力学定轨法相比较,其值相差在千米量级以内.使用运动学统计定位方法对探月二期月面固定目标进行定位,并应用月球数字高程图提高极端条件下的定位精度.对于只能使用单点定位方法的月面目标行走间定位,本文提出通过积分时延率的方法以获得可以用于月面目标行走间定位的高精度时延数据.仿真分析结果表明,数据采样率对积分时延率方法的定位精度影响较大,目前的VLBI数据采样率为5秒/点,单步积分(5 s)相对定位精度约为20 m,与传统单点定位方法只能得到数千米的定位精度相比,此方法将定位精度提高了2个数量级.对于探月三期中的月球轨道交会对接任务,本文利用同波束VLBI观测量同时对两颗飞行器进行轨道确定.仿真分析结果表明,同波束VLBI数据可以在量级上提高两颗探测器的绝对和相对定轨精度;在只有单目标的测距观测数据时,联合同波束VLBI 数据可以同时对双目标进行定轨,且定轨精度与使用双目标测距数据联合同波束VLBI数据的定轨精度量级相当.使用上海天文台自编软件对SELELNE任务中的两颗小卫星Vstar和Rstar的实测数据进行轨道确定分析,计算结果表明同波束VLBI 数据可以显著提高两颗探测器的定轨精度.尤其对测距数据较少的Vstar探测器,同波束VLBI数据的加入使得其定轨精度相比较测距单独定轨提高了近1个量级,与Rstar定轨精度相当.This dissertation studies the precise orbit determination(POD)and positioning of the Chinese lunar exploration spacecraft,emphasizing the variety of VLBI(very long baseline interferometry)technologies applied for the deep-space exploration,and their contributions to the methods and accuracies of the precise orbit determination and positioning.In summary,the main contents are as following:In this work,using the real-time data measured by the CE-2(Chang’E-2)detector,the accuracy of orbit determination is analyzed for the domestic lunar probe under the present condition,and the role played by the VLBI tracking data is particularly reassessed through the precision orbit determination experiments for CE-2.The experiments of the short-arc orbit determination for the lunar probe show that the combination of the ranging and VLBI data with the arc of 15 minutes is able to improve the accuracy by 1-1.5 order of magnitude, compared to the cases for only using the ranging data with the arc of 3 hours.The orbital accuracy is assessed through the orbital overlapping analysis,and the results show thatthe VLBI data is able to contribute to the CE-2’s long-arc POD especially in the along-track and orbital normal directions.For the CE-2’s 100km×100 km lunar orbit,the position errors are better than 30 meters,and for the CE-2’s 15 km×100 km orbit,the position errors are better than 45 meters.The observational data with the delta di ff erential one-wayranging(ΔDOR)from the CE-2’s X-band monitoring and control system experimental are analyzed.It is concluded that the accuracy of ΔDO R delay is dramatically improved with the noise level better than 0.1 ns,and the systematic errors are well calibrated.Although it is unable to support the development of an independent lunar gravity model,the tracking data of CE-2 provided the evaluations of di ff erent lunar gravity models through POD,and the accuracies are examined in terms of orbit-to-orbit solution di ff erences for several gravity models.It is found that for the 100 km×100 km lunar orbit,with a degree and order expansion up to 165,th e JPL’s gravity model LP165P does not show noticeable improvement over Japan’s SGM series models(100×100),but for the 15 km×100 km lunar orbit,a higher degree-order model can signi fi cantly improve the orbit accuracy.After accomplished its nominal mission,CE-2 launched its extended missions,which involving the L2 mission and the 4179 Toutatis mission.During the fl ight of the extended missions,the regime o ff ers very little dynamics thus requires an extensive amount of timeand tracking data in order to attain a solution.The overlap errors are computed,and it isindicated that the use of VLBI measurements is able to increase the accuracy and reduce the total amount of tracking time.An orbit determination method based on the polynomial fi tting is proposed for the CE-3’s planned lunar soft landing mission.In this method,spacecraft’s dynamic modeling is not necessary,and its noise reduction is expected to be better than that of the point positioning method by making full use of all-arc observational data.The simulation experiments and real data processing showed that the optimal description of the CE-1’s free-fall landing trajectory is a set of fi ve-order polynomial functions for each of the position components as well as velocity components in J2000.0.The combination of the VLBI delay,the delay rate data,and the USB(united S-band)ranging data signi fi cantly improved the accuracy than the use of USB data alone.In order to determine the position for the CE-3’s Lunar Lander,a kinematic statistical method is proposed.This method uses both ranging and VLBI measurements to the lander for a continuous arc,combing with precise knowledge about the motion of the moon as provided by planetary ephemeris,to estimate the lander’s position on the lunar surface with high accuracy.Application of the lunar digital elevation model(DEM)as constraints in the lander positioning is helpful.The positioning method for the traverse of lunar rover is also investigated.The integration of delay-rate method is able to achieve higher precise positioning results than the point positioning method.This method provides a wide application of the VLBI data.In the automated sample return mission,the lunar orbit rendezvous and docking are involved.Precise orbit determination using the same-beam VLBI(SBI)measurement for two spacecraft at the same time is analyzed.The simulation results showed that the SBI data is able to improve the absolute and relative orbit accuracy for two targets by 1-2 orders of magnitude.In order to verify the simulation results and test the two-target POD software developed by SHAO(Shanghai Astronomical Observatory),the real SBI data of the SELENE(Selenological and Engineering Explorer)are processed.The POD results for the Rstar and the Vstar showed that the combination of SBI data could signi fi cantly improve the accuracy for the two spacecraft,especially for the Vstar with less ranging data,and the POD accuracy is improved by approximate one order of magnitude to the POD accuracy of the Rstar.。

利用搜索法对嫦娥三号着陆器和巡视器定位

利用搜索法对嫦娥三号着陆器和巡视器定位

利用搜索法对嫦娥三号着陆器和巡视器定位昌胜骐;黄勇;刘庆会;李培佳;胡小工【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2015(036)006【摘要】针对嫦娥三号巡视器相对定位时同波束甚长基线干涉测量(VLBI)差分相位时延存在纳秒量级模糊度的问题,提出利用搜索法对巡视器和着陆器的相对位置进行确定,并将该方法应用于着陆器的绝对位置的确定.首先介绍对嫦娥三号着陆器和巡视器测量的模式以及定位的原理,然后进行相应定位计算.利用该方法对着陆器定位结果与统计定位法结果比较,位置差100 m左右,与月球勘测轨道飞行器(LRO)航拍定位结果差异在75 m;该方法对巡视器在各停泊点的相对定位结果,与统计定位结果比较,位置差小于1 m.【总页数】6页(P624-629)【作者】昌胜骐;黄勇;刘庆会;李培佳;胡小工【作者单位】中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院大学研究生院,北京100049;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030;中国科学院上海天文台,上海200030【正文语种】中文【中图分类】V448.2【相关文献】1.月面着陆器与巡视器同波束差分时延相对定位算法 [J], 樊敏;黄勇;李海涛;王宏;郝万宏;陈少伍2.利用着陆器立体视觉对月面巡视探测器定位 [J], 石德乐;叶培建;贾阳;王荣本;郭烈3.嫦娥三号巡视器-着陆器释放分离过程关键力学问题分析 [J], 邹怀武;杨文淼;刘殿富;肖杰;胡震宇4.嫦娥三号着陆器统计定位精度分析 [J], 曹建峰;胡松杰;张宇;陈明;谢剑锋5.嫦娥三号着陆器地形地貌相机拍摄的巡视器近景图 [J],因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。