王子威，郭延寧，劉炳

（哈爾濱工業(yè)大學(xué) 控制科學(xué)與工程系，哈爾濱 150001）

火星科學(xué)實驗室著陸系統(tǒng)全過程GNC技術(shù)分析

王子威，郭延寧，劉炳

（哈爾濱工業(yè)大學(xué) 控制科學(xué)與工程系，哈爾濱 150001）

基于經(jīng)典火星探測任務(wù)的數(shù)據(jù)對比，以美國最近實施的火星著陸探測器“火星科學(xué)實驗室”為例，對著陸全過程的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制（Guidance Navigation Control，GNC）系統(tǒng)情況進(jìn)行了深入的分析和研究，對其中的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了系統(tǒng)闡述?；谀壳凹夹g(shù)和發(fā)展方向，總結(jié)了典型的探測器著陸方式的研究現(xiàn)狀，并對未來火星探測著陸段提出展望。可為中國火星以及其他行星的探測任務(wù)方案的設(shè)計與論證提供參考。

火星科學(xué)實驗室；星際著陸；進(jìn)入、下降、著陸；制導(dǎo)律

0 引 言

火星探測作為我國深空探測發(fā)展規(guī)劃的重要環(huán)節(jié)，正逐漸成為繼“探月工程”后的主要論證目標(biāo)。作為人類可以探索的距離較近的行星之一，火星因其運(yùn)行特點和表面環(huán)境與地球有諸多相似之處，而成為各個國家深空探測的熱點。自1962年前蘇聯(lián)發(fā)射第一顆火星無人探測器“火星1A號”至今，人類從未停止對火星的探索：“探路者號”“勇氣號”“機(jī)遇號”“鳳凰號”的成功登陸代表著對火星的探索逐漸步入了新高度。美國與歐洲合作，計劃在2018年實現(xiàn)火星探測器的采樣及返回；由14國組成的國際空間探索協(xié)調(diào)組（包括中國）制定了未來25年的太空探索路線圖，以實現(xiàn)載人火星探測為最終目標(biāo)。2012年8月6日，迄今為止最先進(jìn)最復(fù)雜的“火星科學(xué)實驗室”（Mars Science Laboratory，MSL）在經(jīng)歷207天14小時的巡航階段和45天的火星接近階段，最終抵達(dá)預(yù)定著陸點蓋爾環(huán)形山，釋放“好奇號”探測車，以探測撞擊坑內(nèi)是否存在生命跡象、對附近火星巖石進(jìn)行采樣分析以及研究日后人類探索的可行性[1]。

本文在系統(tǒng)總結(jié)美國國家航空航天局（NASA）的經(jīng)典火星探測任務(wù)的基礎(chǔ)上，以導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)（Guidance Navigation Control，GNC）作為切入點，詳細(xì)介紹MSL的進(jìn)入、下降以及著陸（Entry，Descent，and Landing，EDL）全過程，并對下一代高精度火星探測器的EDL系統(tǒng)進(jìn)行比較全面的分析和展望，以期為我國擬于2018年開展的自主火星探測任務(wù)提供參考。

1 MSL的EDL簡介

MSL的EDL段是指巡航段結(jié)束后從進(jìn)入火星大氣層開始持續(xù)到“好奇號”著陸的全部過程，包括進(jìn)入段、下降段以及著陸段，整個EDL過程各階段時間、速度及高度如圖1所示。由于火星大氣稀薄表面氣壓低、風(fēng)向復(fù)雜、地火通信延遲[2]，人類無法對MSL的EDL過程進(jìn)行實時干預(yù)，MSL需在7 min內(nèi)獨自完成EDL階段，速度由2.1萬 km/h降為0[1-2]，最終到達(dá)預(yù)定著陸點。這就要求MSL在具有精確的GNC系統(tǒng)的同時具備一定的自適應(yīng)能力。圖1總結(jié)給出了MSL的EDL全程示意圖。

相比以往的火星探測任務(wù)（如表1所示），MSL攜帶了有史以來體積最大、性能最強(qiáng)的火星車“好奇號”；具有最大的進(jìn)入質(zhì)量和70°球形–錐形氣動外殼[1]；產(chǎn)生最大的高超音速升阻比；使用最大的盤縫帶超音速降落傘進(jìn)行減速；攜帶體積最大、質(zhì)量最大的科學(xué)有效載荷。MSL在繼承以往火星探測任務(wù)成熟技術(shù)（如圓錐氣動外形、高超音速降落傘、變推力發(fā)動機(jī)等）的同時，首次采用進(jìn)入升力控制、新穎的空中吊車著陸方式以及復(fù)雜的軌跡、姿態(tài)制導(dǎo)控制系統(tǒng)，以滿足火星復(fù)雜外界條件下的精確著陸要求[3]。

圖1 MSL的EDL全程示意圖Fig.1 The whole EDL process of MSL

表1 歷次火星探測任務(wù)數(shù)據(jù)對比[4-5]Table 1 Data comparison of previous Mars exploration mission

2 EDL全過程分析

在巡航段末期，MSL進(jìn)入火星大氣層外進(jìn)入段，校正進(jìn)入姿態(tài)使速度達(dá)到24 Ma[1]，棄掉巡航平衡配重以調(diào)整重心，隨后直接進(jìn)入火星大氣層。

2.1 進(jìn)入段

進(jìn)入段是指MSL從進(jìn)入火星大氣層減速到降落傘打開的過程，目的是使MSL從目標(biāo)進(jìn)入點狀態(tài)調(diào)整為目標(biāo)開傘點狀態(tài)。MSL采用了重心偏置法獲得攻角從而產(chǎn)生升力，以此進(jìn)入火星大氣，其間經(jīng)歷了艱難的最高溫和最高壓的考驗。MSL采用專門設(shè)計的線性進(jìn)入制導(dǎo)律，該制導(dǎo)律基于EPTC（Entry Terminal Point Controller）制定雙段定常傾斜角制導(dǎo)的參考軌跡，追蹤阻力加速度與高度變化率，并通過姿態(tài)控制系統(tǒng)改變升力矢量以調(diào)整攻角。MSL運(yùn)動及姿態(tài)分析如圖2所示。

圖2 進(jìn)入段姿態(tài)Fig.2 Attitude of the entry phase

進(jìn)入火星大氣前，MSL通過地面深空網(wǎng)和星敏感器估計進(jìn)入點狀態(tài)，為慣性導(dǎo)航提供初值。進(jìn)入大氣后，GNC系統(tǒng)通過慣性單元得到當(dāng)前著陸器的速度、阻力加速度，并通過與當(dāng)前期望的值相比，確定目標(biāo)傾側(cè)角，完成參考軌跡跟蹤，同時通過傾側(cè)角反轉(zhuǎn)來調(diào)節(jié)橫向距離誤差。進(jìn)入段過程如圖3所示。

圖3 進(jìn)入段示意圖Fig.3 The process of entry phase

相比于NASA的幾次經(jīng)典型號的進(jìn)入段姿態(tài)控制方法，MSL將傳統(tǒng)的敏感器慣性測量單元（Inertial Measurement Unit，IMU）與雷達(dá)散射截面（Radar Cross Section，RCS）結(jié)合使用[6]，形成“前饋+反饋”通道的閉環(huán)控制系統(tǒng)，如圖4所示。

圖4 進(jìn)入段控制框圖Fig.4 Control block diagram of entry phase

前饋通道保證了響應(yīng)的快速性，反饋通道通過PD/D控制器在保障被控對象穩(wěn)定性的前提下減小了燃料的消耗。這種閉環(huán)制導(dǎo)控制方式克服了傳統(tǒng)再入軌跡中IMU對外界干擾敏感無法保障誤差精度的缺點，對于偏離預(yù)定軌道的軌跡能夠及時修正。

2.2 下降段

下降段包括超音速傘降段和動力下降段，控制原理如圖5所示。

圖5 下降段控制框圖Fig.5 Control block diagram of descent phase

2.2.1 超音速傘降段

MSL借鑒“海盜號”“火星探路者號”“火星探測漫游者”計劃的成功經(jīng)驗，采用直徑21.5 m[1]盤-縫-帶超音速降落傘實現(xiàn)對飛行器減速，減速中的執(zhí)行情況[7-8]如表2所示。

表2 下降段執(zhí)行情況Table 2 Implementation of descent phase

在0～50 km高度范圍內(nèi)，火星大氣密度隨高度表現(xiàn)出明顯的指數(shù)變化趨勢，同時隨著大氣密度的增加，降落傘張開的速度會逐漸減小，不利于MSL進(jìn)行高效減速。因此，在下降段開傘前，即進(jìn)入段末期，MSL通過調(diào)整自身形狀和配重物的分布產(chǎn)生升力，使探測器處于配平攻角狀態(tài)，其質(zhì)心位于縱軸上、開傘高度最大。降落傘打開后，能夠在很短時間內(nèi)減速至亞音速水平并為動力下降進(jìn)行準(zhǔn)備——防熱罩分離。防熱罩的分離必須滿足一定的約束條件：一是防熱罩與飛行系統(tǒng)完美分離不再接觸；二是防熱罩與MSL分離足夠的距離，保證火星下降成像儀（Mars Descent Imager，MARDI）和終端下降傳感器（Terminal Descent Sensor，TDS）的順利開啟。

MARDI可以采集下降段圖片估計隔熱罩與飛行系統(tǒng)的距離；TDS可以測量隔熱罩分離29 s后的所在范圍。5 s后，雷達(dá)測速系統(tǒng)啟動，計算啟動動力下降的姿態(tài)和時間。啟動雷達(dá)系統(tǒng)的時間要適當(dāng)，過早會使飛行器消耗不必要的燃料；過晚會使飛行器減速時間不足。

值得一提的是，MSL采用了風(fēng)險檢測與避障系統(tǒng)（Hazard Detection and Avoidance，HDA）對地形進(jìn)行測繪并進(jìn)行避障調(diào)整，以確保在有風(fēng)險的火星地形條件下仍能使MSL安全著陸。到目前為止，人們對探測器軟著陸的避障問題提出了很多思想[9]。其中最主流的思想是利用光學(xué)相機(jī)獲取圖像信息和利用激光雷達(dá)獲取高度和速度信息來進(jìn)行障礙檢測，HDA采用的就是此技術(shù)。典型的障礙檢測方法及原理如表3所示。

表3 典型障礙檢測方法及原理Table 3 Typical obstacle detection methods and principles

2.2.2 動力下降段

當(dāng)雷達(dá)系統(tǒng)采集數(shù)據(jù)完畢后，MSL后殼及降落傘部分與動力下降器（powered descent vehicle，PDV）于1.6 km高度處分離，這標(biāo)志著動力下降段的開始。動力下降段的主要目的是對MSL進(jìn)行合理姿態(tài)和速度調(diào)整以及降落傘和后殼分離，且保證降落傘和后殼與“好奇號”不降落在同一區(qū)域。終端下降傳感器發(fā)射出6個獨立的波束，可以實時提供范圍和速度數(shù)據(jù)以精確確定著陸區(qū)域。釋放后殼后，PDV以近似自由落體的方式進(jìn)行0.8 s加速，來保證降落的后殼與PDV間的安全距離。動力下降段主要分為4個階段，如表4所示。

表4 動力下降段4個階段Table 4 Four stages of powered descent phase

2.3 著陸段

著陸段是指從下降段結(jié)束、空中吊車段開始持續(xù)到“好奇號”火星探測車完全著陸過程，主要包括空中吊車段和吊車飛離段[10-14]。

2.3.1 空中吊車段

下降段結(jié)束后，在18.6 m高度處，GNC系統(tǒng)切換為空中吊車模式，最后吊車與“好奇號”火星車通過點燃噴射裝置實現(xiàn)分離。吊車與“好奇號”通過3條尼龍繩相連接并實現(xiàn)質(zhì)心并列配置，以最大程度限制外界干擾。在空中吊車懸浮的過程中，仍以0.75 m/s的豎直速度持續(xù)下降，吊車與火星車分離7 s后，尼龍繩完全展開為7.5 m長且停止下降實現(xiàn)懸停，隨后會有2 s的最終觸地姿態(tài)校正。分離9 s后，觸地過程啟動，仍以0.75 m/s的速度下降至最終觸地，確定火星車最終觸地后，吊車點火熔斷繩索，吊車開始飛離，“好奇號”火星車成功實現(xiàn)軟著陸，如圖6所示[8]。

圖6 軟著陸示意圖Fig.6 The process of soft landing

2.3.2 吊車飛離段

當(dāng)?shù)踯嚺c火星車切斷聯(lián)系后，吊車會自動搜尋一個落點并啟動飛離模式。吊車會先進(jìn)行187 ms的懸停[1]，等待繩索絲與火星車完全脫離并相互不再影響。懸停結(jié)束后，吊車將其中兩個發(fā)動機(jī)調(diào)至100%工作狀態(tài)，另兩個則調(diào)至低于100%工作狀態(tài)，從而使吊車產(chǎn)生豎直方向上45°的傾角，調(diào)角完成后所有發(fā)動機(jī)均調(diào)為100%工作狀態(tài)，吊車飛離火星車著陸點。吊車最終能飛多久取決于剩余燃料的多少，燃料消耗殆盡后，吊車做自由運(yùn)動，最終墜毀至距火星車150 m之外的火星表面。吊車飛離軌跡模擬如圖7所示[8]。

圖7 吊車飛離示意圖Fig.7 Sky crane flys away

在此過程中吊車的GNC系統(tǒng)控制流程如圖8所示，將IMU測得的角速度與制導(dǎo)算法得出的角速度共同反饋給控制器，控制器進(jìn)行各個方向、姿態(tài)的推力分配，將推力分配命令傳輸給4個推進(jìn)器執(zhí)行，從而達(dá)到調(diào)整吊車姿態(tài)的目的。

圖8 飛離段控制框圖Fig.8 Controlblockdiagram of fly-away phase

3 火星探測器著陸段方式與控制技術(shù)未來展望

目前，火星探測器的著陸方式主要有：安全氣囊法、著陸支腿法、空中吊車法。

安全氣囊法應(yīng)用于20世紀(jì)90年代末及20世紀(jì)初的“探路者號”“勇氣號”和“機(jī)遇號”，其著陸過程大大簡化且對復(fù)雜地形適應(yīng)性強(qiáng)，但在著陸質(zhì)量上有很大的局限性。

著陸支腿法應(yīng)用于20世紀(jì)70年代的“海盜號”及2008年成功著陸的“鳳凰號”，其能夠承受的著陸質(zhì)量相比安全氣囊法有了很大提高，但受到著陸支腿的限制，對著陸地形及穩(wěn)定性要求高，并且著陸支腿設(shè)計難度大，火星車駛下斜坡出口時需承受損毀風(fēng)險。

最新的空中吊車法成功應(yīng)用于MSL，精確控制懸吊軟著陸的同時彌補(bǔ)了安全氣囊法和著陸支腿法在著陸質(zhì)量和著陸安全性上的不足。

隨著世界各國火星探測計劃的深入發(fā)展，必然會研發(fā)用于采樣返回和載人登陸等用途的更大質(zhì)量的著陸器，要求具有更加精確的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制能力及更強(qiáng)的自適應(yīng)性。MSL首次采用的線性進(jìn)入制導(dǎo)方式、內(nèi)部GNC系統(tǒng)全程控制以及空中吊車精確軟著陸等技術(shù)為我國擬于2018年發(fā)射的火星探測器提供了良好的參考。

1）針對火星探測器進(jìn)入段組合導(dǎo)航系統(tǒng)的開發(fā)

由于進(jìn)入段探測器的超高聲速運(yùn)動、安裝方式以及火星表面復(fù)雜的大氣環(huán)境[5]，火星進(jìn)入段自主導(dǎo)航面臨嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。隨著人類在外太空發(fā)射探測器的種類與數(shù)量的增多，國際空間探索協(xié)調(diào)組（International Space Exploration Coordination Group，ISECG）合作的進(jìn)一步深化，開發(fā)適用于深空探測器的新型組合導(dǎo)航網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)，對太空中已有的或待發(fā)射的導(dǎo)航資源進(jìn)行整合已成為必然的趨勢[15]，例如MSL在進(jìn)入火星大氣前慣性導(dǎo)航的初值由地面深空網(wǎng)和星敏感器提供。而對于我國的火星探測任務(wù)，由于高頻無線電信號可以在進(jìn)入段的大部分時間穿過著陸區(qū)周圍的等離子鞘[16]，在我國逐步建立起繞火衛(wèi)星通信網(wǎng)絡(luò)后，引入甚長基線干涉測量技術(shù)[17]并通過增添一定數(shù)量的無線電信標(biāo)對著陸器進(jìn)行測量和通信并安裝無線電通信載荷，可以有效提高導(dǎo)航精度。

2）懸浮著陸的其他方式

基于火星空氣稀薄的原因，探測器的著陸方式從最初的安全氣囊著陸，到后來的支腿著陸，再到空中吊車著陸，著陸方式差異很大，而最終的目的都是在保證著設(shè)備安全性的同時提高著陸質(zhì)量。為實現(xiàn)對預(yù)定探查區(qū)域的精確抵達(dá)以及保證各有效載荷的正常使用，軟著陸方式對于火星探測任務(wù)的著陸段尤為關(guān)鍵，而成功應(yīng)用于MSL的空中吊車法具有獨特的優(yōu)點。

MSL的空中吊車法相比于之前的其他著陸方法最大的特點在于著陸時探測車處于懸浮狀態(tài)，吊車用推進(jìn)器噴氣方式實現(xiàn)懸浮。基于此懸浮著陸方式的設(shè)計思想，美國學(xué)者進(jìn)一步提出IRVE-3等飛碟/氣球減速著陸裝置?；驹O(shè)想是減速裝置在進(jìn)入火星大氣后迅速自動膨脹為巨型充氣飛碟，通過擴(kuò)展與稀薄大氣的接觸面積來增強(qiáng)減速效果，外層裝置設(shè)計為消耗性材料，在下降段過程高溫高壓使其逐漸消耗脫落，速度減小的同時飛碟體積也隨之減小，著陸段時通過內(nèi)層較小的飛碟/氣球取代空中吊車對火星車進(jìn)行懸掛。超大充氣飛碟減速著陸裝置不僅可以代替降落傘的使用，而且在著陸段控制難度、精度與整體燃耗上都有巨大的改進(jìn)。超大充氣減速裝置已由美國NASA于2014年6月在夏威夷成功測試，俄羅斯也進(jìn)行了有關(guān)熱氣球減速系統(tǒng)的試驗[18]。而這一試驗的成功，可以為我國的火星探測任務(wù)實現(xiàn)“軌道器+巡視器”提供一定的技術(shù)參考。

3）智能算法在軌跡優(yōu)化、控制系統(tǒng)設(shè)計上的應(yīng)用

近年來，對能修正自身特性和擾動的自適應(yīng)控制和具備一定學(xué)習(xí)及自主處理能力的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等智能算法的研究逐步深入，應(yīng)用范圍也越來越廣。針對傳統(tǒng)控制算法在響應(yīng)速度、控制精度、魯棒性等方面的缺點，可以考慮應(yīng)用性能更為優(yōu)越的智能算法。對于空中吊車段GNC系統(tǒng)所采用的閉環(huán)控制，為了使吊車與火星車完全分離，火星車觸地后吊車懸停187 ms。采用智能算法可以提高系統(tǒng)指令響應(yīng)速度，從而為懸停和飛離段提供時間冗余，將大大降低著陸段的風(fēng)險。

4）精確著陸及自主避障

對于火星探測車來說，著陸區(qū)落點約束主要為經(jīng)度約束和緯度約束，著陸范圍的縮小對于火星車的安全性及能否最終達(dá)到目標(biāo)考察區(qū)域至關(guān)重要。HDA即風(fēng)險監(jiān)測與避障系統(tǒng)使MSL初步具備了自主障礙檢測與規(guī)避的能力，但落點橢圓區(qū)域為19.1 km×6.9 km，仍存在風(fēng)險[5,19]。為了達(dá)到更加精確的落點著陸及自主避障目標(biāo)，可以在各個環(huán)節(jié)進(jìn)行相應(yīng)改進(jìn)。對于我國未來的火星探測任務(wù)，可以采取光學(xué)相機(jī)、激光雷達(dá)兩種障礙檢測敏感器融合使用的方式，彌補(bǔ)激光雷達(dá)掃描視角小和光學(xué)相機(jī)計算量大的缺點，從而獲得著陸區(qū)域高分辨率的三維數(shù)字高程圖。

5）探測器的故障處理

深空探測往往耗費(fèi)巨大，而由于環(huán)境未知、人工干預(yù)性差，失敗率也很高，每一次失敗的探測任務(wù)都是對國家資源的巨大浪費(fèi)。處于最后一環(huán)的故障處理機(jī)制的建立及完善無疑會大大提高探測器的抗風(fēng)險能力及應(yīng)對計劃外的變故能力，提高整個探測計劃的成功率。EDL過程中可能出現(xiàn)彈道式進(jìn)入軌跡偏差、降落傘打開時間不準(zhǔn)或未成功打開、下降段外部干擾過大導(dǎo)致落點偏差過大探測器進(jìn)入未知區(qū)域、吊車未完全熔斷繩索就飛離或者飛離距離過小等等可能存在的導(dǎo)致火星車損毀的致命故障。為此，針對探測器智能自主控制技術(shù)研究總目標(biāo)要求，結(jié)合我國實際情況，可以考慮采用一組觀測器或濾波器的設(shè)計思想研究探測器控制系統(tǒng)的在線實時故障檢測、分離、識別與恢復(fù)方法，為提升探測器的安全運(yùn)行能力、延長使用壽命提供保障；針對存在不確定性和故障的控制系統(tǒng)，設(shè)計一類魯棒容錯控制方案，在保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性能的同時，增強(qiáng)閉環(huán)系統(tǒng)對部件故障的動態(tài)重構(gòu)和容錯能力，從而提高探測器自主運(yùn)行和生存能力。

4 結(jié)束語

在整個火星探測計劃中，由于火星大氣稀薄、地理條件復(fù)雜等，火星探測器只能在極短時間內(nèi)完成EDL過程，EDL過程也成為火星探測中最關(guān)鍵、最復(fù)雜、難度最大的階段。本文首先總結(jié)了經(jīng)典的火星探測任務(wù)，并分析了火星科學(xué)實驗室著陸系統(tǒng)的先進(jìn)性；然后針對火星科學(xué)實驗室著陸系統(tǒng)，以導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制技術(shù)作為切入點，較為全面地總結(jié)了MSL的進(jìn)入、下降以及著陸全過程；最后，分析下一代高精度火星探測器的EDL系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)并對我國的火星探測任務(wù)提出展望。

火星探測對于探測火星生命、地質(zhì)環(huán)境以及空間基地的建立具有深遠(yuǎn)的戰(zhàn)略意義。因此，深入研究火星探測器EDL過程，借鑒MSL的成功經(jīng)驗，并結(jié)合我國目前已具備的技術(shù)能力，深入研發(fā)基于火星探測的導(dǎo)航制導(dǎo)以及控制技術(shù)，對于我國實現(xiàn)火星探測提供技術(shù)準(zhǔn)備是十分重要的。

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郭延寧（1985– ），男，副教授，碩士生導(dǎo)師，主要研究方向：行星著陸器制導(dǎo)與控制、航天器姿態(tài)動力學(xué)與控制。

通信地址：哈爾濱市西大直街92號哈爾濱工業(yè)大學(xué) 327信箱主樓421室（150001）

E-mail：guoyn@hit.edu.cn

Analysis of GNC Technology in the Whole Process of Landing System of Mars Science Laboratory

WANG Ziwei，GUO Yanning，LIU Bing
（Department of Control Science and Engineering，Harbin Institute of Technology，Harbin 150001，China）

Based on the data comparison of classic Mars exploration mission，using the example of Mars Science Laboratory of America，the paper deeply analyzes and researches the Guidance，Navigation and Control（GNC）system of the whole process，and states the key technology systematically.Based on the current technology and development trend，it sumarizes the status of landing scheme of typical detectors，and puts forward prospect for the landing phase of future Mars exploration.The outcomes of this study can serve the design and demonstration of planetery exploration scheme in China.

Mars Science Laboratory；interplanetary landing；entry，descent，landing；guidance law

P575.4

：A

：2095-7777（2017）01-0082-07

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.01.013

王子威，郭延寧，劉炳.火星科學(xué)實驗室著陸系統(tǒng)全過程GNC技術(shù)分析[J].深空探測學(xué)報，2017，4（1）：82-88.

Reference format：Wang Z W，Guo Y N，Liu B.Analysis of GNC technology in the whole process of landing system of Mars Science Laboratory [J].Journal of Deep Space Exploration，2017，4（1）：82-88.

[責(zé)任編輯：宋宏，英文審校：任樹芳]

2015-10-05

2016-05-09

國家自然科學(xué)基金資助項目（61403103）；中國博士后科學(xué)基金資助項目（2014M550195）