一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法
一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法
【专利说明】-种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法
[0001]
技术领域
[0002] 本发明涉及基于跟瞄信息的近程相对导航技术，特别涉及一种估计加速度计漂移 的近程相对导航滤波方法。
[0003]
【背景技术】
[0004] 随着空间交会对接试验和对非合作目标空间机动和接近观测试验的增多，对近程 相对导航技术需要相应的增加。因此需要利用航天器身配置的相对导航传感器一跟瞄单 机的信息，高精度确定航天器距离目标的相对位置和相对速度，并传动给控制信息计算出 推力指令，触发控制系统工作，产生力完成追踪航天器轨道控制的目的，最终与目标航天器 进行交会。
[0005] 目前，现有的近程相对导航理论研究较多，大多采用复杂的滤波算法，计算量较 大。本发明提供的滤波方法，可W大大减少星上计算量，并对加速度误差进行估计，提高相 对动力学的递推精度。目前没有发现同本发明类似技术的说明和报道，也尚未收集到国内 外类似的资料。
[0006]
【发明内容】
[0007] 为了解决上述现有技术存在的计算量大问题，本发明的目的在于提供一种估计加 速度计漂移的近程相对导航滤波方法。本发明利用跟瞄单机输出的相对目标的位置信息对 相对动力学的相对位置误差和相对速度误差进行估计和修正。
[0008] 为了达到上述发明目的，本发明为解决上述技术问题所采取的技术方案是；提供 一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，包括如下步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度 角和方位角，可W得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体系相 对轨道系的姿态角，进一步可W得到航天器轨道系下两星的相对位置； 步骤H、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
[0009] 与现有技术相比，本发明的优点在于： 采用跟瞄单机输出的相对位置信息，并采用滤波技术对相对动力学的相对位置误差和 相对速度误差进行估计和修正，省掉KALMAN滤波解算，大大简化星上计算量，同时对加速 度误差进行估计，可w提高相对动力学递推精度。因此能够显著改善近程相对导航的精度， 提高工程实用性。取得了自主导航新思路W及可W扩展到空间交会对接和编队飞行等有益 效果。
[0010]
【附图说明】
[0011] 通过阅读参照W下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它 特征、目的和优点将会变得更明显： 图1为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法流程图； 图2为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波系统结构图。
[0012] 图3为跟瞄单机测量坐标系示意图。
[0013]
【具体实施方式】
[0014] 参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可 许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出送些实施例是 为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。
[0015] 现参考附图详细描述根据本发明实施例的估计加速度计漂移的近程相对导航滤 波方法，图1为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波技术系统结构图，本发明包括 如下的步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 相对动力学解算，具体的步骤如下： 1.将导航坐标系建立在目标星轨道系下，航天器动力学方程减 去目标星动力学方程，并在目标星轨道下投影，得到两星的相对动力学方程为：
其中，η为目标星的轨道角速度；:/与1^:通雄I为航天器的控制加速度，由惯测组 合的加速度计测量得到。
[0016] 2.两星相对速度求取 由两星初始的相对位置和相对速度，可得到当前时刻两星的相对位置和相对速度：
其中，?說满熟馬心1:与心I 为两星初始的相对位置和相对速度巧为近 程相对导航的解算周期；[A/； %鮮]为加速度计立轴误差；[媒,心:稼*,篡J为当期时 刻两星的相对速度jAv，，w Av,，w Λν。，,，,]相对速度误差，由滤波估计得到，初始值为0。
[0017] 3.两星相对位置求取
其中，[荷却]为当期时刻两星的相对位置；[心W A>'w心W]相对位置误差， 由滤波估计得到，初始值为0。
[0018] 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、 高度角和方位角，可W得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体 系相对轨道系的姿态角，进一步可W得到航天器轨道系下两星的相对位置； 由跟瞄单机测量信息求取两星的相对位置，具体的步骤如下： 图2为跟瞄单机为跟瞄单机测量坐标系示意图 1.航天器本体系下，两星的相对位置求取。
[0019] 不考虑跟瞄单机的安装误差，跟瞄单机测量坐标系与飞行器本体系重合。由跟瞄 单机输出信息的定义，则由跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可W得到航天器本体 系下两星的相对位置：
其中，[蘇:;:期，综I航天器本体下两星的相对位置；I;.婪]:为跟瞄单机输出的视线 距、高低角、方位角。
[0020] 2.目标星轨道系下，两星的相对位置求取。
[0021] 由姿态确定系统提供的本体系相对于轨道系的姿态角，可W得到本体系到轨道系 的转换矩阵：
其中，障？^塔j为姿态角一滚动角、俯仰角和偏航角；:e|为航天器轨道系到本体 系转换矩阵；为航天器本体系到轨道系转换矩阵 由于在近程段两星相距较近，两星的轨道系可W近似看成一致的，则目标星轨道系两 星的 相对位置为：
步骤H、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
[0022] 利用滤波技术，估计相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度误差。
[0023] 1.相对位置误差估计：
对加 Η轴位置进行限幅，限幅到[-rl，rl] (rl选取为40)。
[0024] 其中：kpi滤波系数，可注数修改；为当前时刻的相对位置误差， 心=[山M, 如aI。
[00巧]2.相对速度误差估计： 对Ar Η轴位置进行限幅，限幅到[-VI，vl] (VI选取为0. 4)。
[002引其中，为当前时刻的相对速度误差，
[0027] 3.加速度误差估计： 对細兰轴速度进行限幅，限幅到[-曰1，aU (V!可W选取为0. 0004)。
[002引盘吗法限幅到[-0. 08, 0. 0引m/s2,加速度误差为：
其中：1?藥.=:與淀1 Λ为滤波系数，可注数修改。
[0029] 本发明虽然已W较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域 技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可W利用上述掲示的方法和技术内容对本发 明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明 的技术实质对w上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案 的保护范围。
【主权项】
1. 一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特征在于，包括如下的步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度 角和方位角，得到航天器本体下两星的相对位置；结合姿态确定系统提供的本体系相对轨 道系的姿态角，进一步得到航天器轨道系下两星的相对位置； 步骤三、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。2. 如权利要求1所述的估计加速度计漂移的近程绝对导航滤波方法，其特点在于，所 述步骤一中相对动力学递推，进一步包括如下的步骤： 将导航坐标系建立在目标星轨道系下，航天器动力学方程减去目标星动力学方程，并 在目标星轨道下投影，得到两星的相对动力学方程为：其中，η为目标星的轨道角速度；为航天器的控制加速度，由惯测组 合的加速度计测量得到； 由两星初始的相对位置和相对速度，可得到当前时刻两星的相对位置和相对速度：其中，为两星初始的相对位置和相对速度；纪为近 程相对导航的解算周期；为加速度计三轴误差；为 当期时刻两星的相对速度；相对速度误差，由滤波估计得到， 初始值为〇 ;其中，为当期时刻两星的相对位置；.相对位置误差， 由滤波估计得到，初始值为O。3. 如权利要求1所述的一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在 于，所述步骤二中由跟瞄单机的测量信息和姿态信息求解轨道系两星的相对位置，进一步 包括如下的步骤： 不考虑跟瞄单机的安装误差，跟瞄单机测量坐标系与飞行器本体系重合；由跟瞄单机 输出信息的定义，则由跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可得到航天器本体系下两 星的相对位置：其中，航天器本体下两星的相对位置；为跟瞄单机输出的视线 距、高低角、方位角； 由姿态确定系统提供的本体系相对于轨道系的姿态角，可得到本体系到轨道系的转换 矩阵：其中，[启F M为姿态角--滚动角、俯仰角和偏航角；为航天器轨道系到本体 系转换矩阵；为航天器本体系到轨道系转换矩阵； 由于在近程段两星相距较近，两星的轨道系可以近似看成一致的，则目标星轨道系两 星的相对位置为：4. 如权利要求1所述的估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在于，所 述的步骤三使用滤波技术，估计相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度误差， 进一步包括如下的步骤： (1)相对位置误差估计：对ΔΓ三轴位置进行限幅，限幅到[_rl，rl];其中：滤波系数，可注数修改；Δγ为当前时刻的相对位置误差，(2) 相对速度误差估计： 对Δγ三轴位置进行限幅，限幅到[-vl，vl];其中，为当前时刻的相对速度误差，(3) 加速度误差估计： 对三轴速度进行限幅，限幅到[_al，al];其中，Μ」.为加速度误差的积分值，Δ…」初始值为〇 ; 艮幅到[_〇. 08, 0. 08]m/s2,加速度误差为：其中：为滤波系数，可注数修改。5.如权利要求4所述的估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在于，相 对位置误差估计时，rl选取为40 ;，相对速度误差估计，vl选取为0. 4 ;加速度误差估计， vl可选取为〇. 0004。
【专利摘要】本发明的一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其步骤包括：首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道系下两星的相对位置、相对速度信息；其次跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可以得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体系相对轨道系的姿态角，进一步可以得到航天器轨道系下两星的相对位置；最后由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
【IPC分类】G01C21/12
【公开号】CN105486305
【申请号】CN201410474362
【发明人】王献忠, 张丽敏, 程颢, 吕敏, 张召弟, 董晋芳, 艾奇, 刘玉梅
【申请人】上海新跃仪表厂
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年9月17日
【专利说明】-种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法
[0001]
技术领域
[0002] 本发明涉及基于跟瞄信息的近程相对导航技术，特别涉及一种估计加速度计漂移 的近程相对导航滤波方法。
[0003]
【背景技术】
[0004] 随着空间交会对接试验和对非合作目标空间机动和接近观测试验的增多，对近程 相对导航技术需要相应的增加。因此需要利用航天器身配置的相对导航传感器一跟瞄单 机的信息，高精度确定航天器距离目标的相对位置和相对速度，并传动给控制信息计算出 推力指令，触发控制系统工作，产生力完成追踪航天器轨道控制的目的，最终与目标航天器 进行交会。
[0005] 目前，现有的近程相对导航理论研究较多，大多采用复杂的滤波算法，计算量较 大。本发明提供的滤波方法，可W大大减少星上计算量，并对加速度误差进行估计，提高相 对动力学的递推精度。目前没有发现同本发明类似技术的说明和报道，也尚未收集到国内 外类似的资料。
[0006]
【发明内容】
[0007] 为了解决上述现有技术存在的计算量大问题，本发明的目的在于提供一种估计加 速度计漂移的近程相对导航滤波方法。本发明利用跟瞄单机输出的相对目标的位置信息对 相对动力学的相对位置误差和相对速度误差进行估计和修正。
[0008] 为了达到上述发明目的，本发明为解决上述技术问题所采取的技术方案是；提供 一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，包括如下步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度 角和方位角，可W得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体系相 对轨道系的姿态角，进一步可W得到航天器轨道系下两星的相对位置； 步骤H、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
[0009] 与现有技术相比，本发明的优点在于： 采用跟瞄单机输出的相对位置信息，并采用滤波技术对相对动力学的相对位置误差和 相对速度误差进行估计和修正，省掉KALMAN滤波解算，大大简化星上计算量，同时对加速 度误差进行估计，可w提高相对动力学递推精度。因此能够显著改善近程相对导航的精度， 提高工程实用性。取得了自主导航新思路W及可W扩展到空间交会对接和编队飞行等有益 效果。
[0010]
【附图说明】
[0011] 通过阅读参照W下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它 特征、目的和优点将会变得更明显： 图1为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法流程图； 图2为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波系统结构图。
[0012] 图3为跟瞄单机测量坐标系示意图。
[0013]
【具体实施方式】
[0014] 参见示出本发明实施例的附图，下文将更详细地描述本发明。然而，本发明可 许多不同形式实现，并且不应解释为受在此提出之实施例的限制。相反，提出送些实施例是 为了达成充分及完整公开，并且使本技术领域的技术人员完全了解本发明的范围。
[0015] 现参考附图详细描述根据本发明实施例的估计加速度计漂移的近程相对导航滤 波方法，图1为一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波技术系统结构图，本发明包括 如下的步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 相对动力学解算，具体的步骤如下： 1.将导航坐标系建立在目标星轨道系下，航天器动力学方程减 去目标星动力学方程，并在目标星轨道下投影，得到两星的相对动力学方程为：
其中，η为目标星的轨道角速度；:/与1^:通雄I为航天器的控制加速度，由惯测组 合的加速度计测量得到。
[0016] 2.两星相对速度求取 由两星初始的相对位置和相对速度，可得到当前时刻两星的相对位置和相对速度：
其中，?說满熟馬心1:与心I 为两星初始的相对位置和相对速度巧为近 程相对导航的解算周期；[A/； %鮮]为加速度计立轴误差；[媒,心:稼*,篡J为当期时 刻两星的相对速度jAv，，w Av,，w Λν。，,，,]相对速度误差，由滤波估计得到，初始值为0。
[0017] 3.两星相对位置求取
其中，[荷却]为当期时刻两星的相对位置；[心W A>'w心W]相对位置误差， 由滤波估计得到，初始值为0。
[0018] 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、 高度角和方位角，可W得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体 系相对轨道系的姿态角，进一步可W得到航天器轨道系下两星的相对位置； 由跟瞄单机测量信息求取两星的相对位置，具体的步骤如下： 图2为跟瞄单机为跟瞄单机测量坐标系示意图 1.航天器本体系下，两星的相对位置求取。
[0019] 不考虑跟瞄单机的安装误差，跟瞄单机测量坐标系与飞行器本体系重合。由跟瞄 单机输出信息的定义，则由跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可W得到航天器本体 系下两星的相对位置：
其中，[蘇:;:期，综I航天器本体下两星的相对位置；I;.婪]:为跟瞄单机输出的视线 距、高低角、方位角。
[0020] 2.目标星轨道系下，两星的相对位置求取。
[0021] 由姿态确定系统提供的本体系相对于轨道系的姿态角，可W得到本体系到轨道系 的转换矩阵：
其中，障？^塔j为姿态角一滚动角、俯仰角和偏航角；:e|为航天器轨道系到本体 系转换矩阵；为航天器本体系到轨道系转换矩阵 由于在近程段两星相距较近，两星的轨道系可W近似看成一致的，则目标星轨道系两 星的 相对位置为：
步骤H、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
[0022] 利用滤波技术，估计相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度误差。
[0023] 1.相对位置误差估计：
对加 Η轴位置进行限幅，限幅到[-rl，rl] (rl选取为40)。
[0024] 其中：kpi滤波系数，可注数修改；为当前时刻的相对位置误差， 心=[山M, 如aI。
[00巧]2.相对速度误差估计： 对Ar Η轴位置进行限幅，限幅到[-VI，vl] (VI选取为0. 4)。
[002引其中，为当前时刻的相对速度误差，
[0027] 3.加速度误差估计： 对細兰轴速度进行限幅，限幅到[-曰1，aU (V!可W选取为0. 0004)。
[002引盘吗法限幅到[-0. 08, 0. 0引m/s2,加速度误差为：
其中：1?藥.=:與淀1 Λ为滤波系数，可注数修改。
[0029] 本发明虽然已W较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域 技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可W利用上述掲示的方法和技术内容对本发 明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明 的技术实质对w上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案 的保护范围。
【主权项】
1. 一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特征在于，包括如下的步骤： 步骤一、首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道 系下两星的相对位置、相对速度信息； 步骤二、跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度 角和方位角，得到航天器本体下两星的相对位置；结合姿态确定系统提供的本体系相对轨 道系的姿态角，进一步得到航天器轨道系下两星的相对位置； 步骤三、由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过 滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相 对动力学的相对位置和相对速度进行修正。2. 如权利要求1所述的估计加速度计漂移的近程绝对导航滤波方法，其特点在于，所 述步骤一中相对动力学递推，进一步包括如下的步骤： 将导航坐标系建立在目标星轨道系下，航天器动力学方程减去目标星动力学方程，并 在目标星轨道下投影，得到两星的相对动力学方程为：其中，η为目标星的轨道角速度；为航天器的控制加速度，由惯测组 合的加速度计测量得到； 由两星初始的相对位置和相对速度，可得到当前时刻两星的相对位置和相对速度：其中，为两星初始的相对位置和相对速度；纪为近 程相对导航的解算周期；为加速度计三轴误差；为 当期时刻两星的相对速度；相对速度误差，由滤波估计得到， 初始值为〇 ;其中，为当期时刻两星的相对位置；.相对位置误差， 由滤波估计得到，初始值为O。3. 如权利要求1所述的一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在 于，所述步骤二中由跟瞄单机的测量信息和姿态信息求解轨道系两星的相对位置，进一步 包括如下的步骤： 不考虑跟瞄单机的安装误差，跟瞄单机测量坐标系与飞行器本体系重合；由跟瞄单机 输出信息的定义，则由跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可得到航天器本体系下两 星的相对位置：其中，航天器本体下两星的相对位置；为跟瞄单机输出的视线 距、高低角、方位角； 由姿态确定系统提供的本体系相对于轨道系的姿态角，可得到本体系到轨道系的转换 矩阵：其中，[启F M为姿态角--滚动角、俯仰角和偏航角；为航天器轨道系到本体 系转换矩阵；为航天器本体系到轨道系转换矩阵； 由于在近程段两星相距较近，两星的轨道系可以近似看成一致的，则目标星轨道系两 星的相对位置为：4. 如权利要求1所述的估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在于，所 述的步骤三使用滤波技术，估计相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度误差， 进一步包括如下的步骤： (1)相对位置误差估计：对ΔΓ三轴位置进行限幅，限幅到[_rl，rl];其中：滤波系数，可注数修改；Δγ为当前时刻的相对位置误差，(2) 相对速度误差估计： 对Δγ三轴位置进行限幅，限幅到[-vl，vl];其中，为当前时刻的相对速度误差，(3) 加速度误差估计： 对三轴速度进行限幅，限幅到[_al，al];其中，Μ」.为加速度误差的积分值，Δ…」初始值为〇 ; 艮幅到[_〇. 08, 0. 08]m/s2,加速度误差为：其中：为滤波系数，可注数修改。5.如权利要求4所述的估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其特点在于，相 对位置误差估计时，rl选取为40 ;，相对速度误差估计，vl选取为0. 4 ;加速度误差估计， vl可选取为〇. 0004。
【专利摘要】本发明的一种估计加速度计漂移的近程相对导航滤波方法，其步骤包括：首先根据惯测组合输出的加速度信息，采用相对动力学递推，输出目标星轨道系下两星的相对位置、相对速度信息；其次跟瞄单机测量坐标系与航天器本体系重合，根据跟瞄单机输出的视线距、高度角和方位角，可以得到航天器本体下两星的相对位置。结合姿态确定系统提供的本体系相对轨道系的姿态角，进一步可以得到航天器轨道系下两星的相对位置；最后由跟瞄单机得到的两星相对位置和由相对动力学得到的两星相对位置，通过滤波技术对相对动力学的相对位置误差、相对速度误差和加速度计误差进行估计，并对相对动力学的相对位置和相对速度进行修正。
【IPC分类】G01C21/12
【公开号】CN105486305
【申请号】CN201410474362
【发明人】王献忠, 张丽敏, 程颢, 吕敏, 张召弟, 董晋芳, 艾奇, 刘玉梅
【申请人】上海新跃仪表厂
【公开日】2016年4月13日
【申请日】2014年9月17日
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