中繼衛(wèi)星Ka頻段支持飛船再入返回通信可行性分析

李于衡，羅 斌，郭文鴿，李森林

（北京空間信息中繼傳輸技術(shù)研究中心，北京 100094）

中繼衛(wèi)星Ka頻段支持飛船再入返回通信可行性分析

李于衡，羅 斌，郭文鴿，李森林

（北京空間信息中繼傳輸技術(shù)研究中心，北京 100094）

針對(duì)黑障導(dǎo)致測(cè)控通信中斷這一飛船再入返回需解決的技術(shù)難題，根據(jù)再入等離子體鞘套影響無線電信號(hào)傳輸?shù)臋C(jī)理和國(guó)外飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，分析了通過提高通信頻率和合理設(shè)計(jì)天線安裝位置解決黑障效應(yīng)的可行性。結(jié)果表明：在現(xiàn)有條件下，利用我國(guó)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)的工作頻率高、數(shù)據(jù)傳輸率高和覆蓋范圍大特點(diǎn)，采用上述技術(shù)可以顯著降低甚至消除黑障對(duì)無線電信號(hào)造成的衰減，保障飛船返回的基本測(cè)控通信需求。

飛船；黑障；再入返回；中繼衛(wèi)星

1 引言

高速返回的飛船對(duì)其周圍稠密空氣壓縮，產(chǎn)生激波和高溫，致使大氣發(fā)生分解和電離，飛船周圍的電子密度大幅增加，從而在飛船周圍形成電離氣體層（再入等離子體鞘套），造成無線電信號(hào)中斷的“黑障”現(xiàn)象。以神舟六號(hào)飛船返回艙再入為例，黑障的影響從80 km高度開始到40 km結(jié)束，整個(gè)過程地面S頻率測(cè)控通信中斷5分鐘半，地面失去對(duì)飛船狀態(tài)的掌握和控制能力［1］。

目前國(guó)外正在研究的克服黑障技術(shù)主要有四種［2-3］：一是通過改變飛行器氣動(dòng)力外狀改變流場(chǎng)，減少離子體鞘套形成的厚度、或者鞘套內(nèi)電子的密度，但改變飛行器氣動(dòng)力外形會(huì)影響飛行效果；二是注冷卻液，通過降低溫度可以大大減少鞘套內(nèi)的電子密度，這需要飛行器攜帶大量冷卻液，而且需要選擇正確的噴射方向，具體實(shí)現(xiàn)難度很大；第三種方法是加磁場(chǎng)，磁場(chǎng)方向與入射的電磁波垂直可以改變離子體鞘套的特性，這是目前研究最多的方法，難點(diǎn)在于如何產(chǎn)生足夠的磁場(chǎng)強(qiáng)度并控制方向；最后一種方法是提高通信頻率，當(dāng)通信頻率足夠高時(shí)，信號(hào)可以穿透等離子鞘套，但文獻(xiàn)［4］和［5］都認(rèn)為受高頻器件生產(chǎn)難度大、傳輸路徑雨衰和大氣損耗、測(cè)控范圍受限等因素影響，基于地面條件下的測(cè)控通信無法實(shí)現(xiàn)高頻通信。

實(shí)際飛行試驗(yàn)結(jié)果也表明提高通信頻率和合理設(shè)計(jì)天線安裝位置是克服黑障的有效措施。美國(guó)1989年航天飛機(jī)重返大氣層時(shí)，使用跟蹤和數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星（Tracking and Data Relay Satellite，TDRS）通信，中繼終端的天線安裝在航天飛機(jī)的尾部，徹底克服了黑障的影響，整個(gè)返回過程通信暢通［6］。2005年歐空局充氣再入和降落技術(shù)驗(yàn)證（IRDT）使用Ka頻率，整個(gè)返回過程無線電信號(hào)只中斷了幾秒鐘［7］。

2007年建成的我國(guó)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了350 km軌道高度近地航天器的全球覆蓋，它具有工作頻率高、傳輸路徑?jīng)]有雨衰和大氣損耗、沒有地面站測(cè)控條件的限制等優(yōu)勢(shì)［8］?；谥欣^衛(wèi)星，通過合理的鏈路設(shè)計(jì)、合適的天線安裝位置和最優(yōu)跟蹤策略，有望在短時(shí)間內(nèi)利用現(xiàn)有的技術(shù)解決飛船再入返回黑障造成的通信中斷難題。

2 可行性分析

2.1 提高工作頻率

再入等離子體鞘套對(duì)信號(hào)的衰減量λ與它的碰撞頻率和等離子體頻率有關(guān)，具體計(jì)算方法如式（1）所示［9］，其中ω為信號(hào)工作頻率，ν為等離子體碰撞頻率，ne為等離子體密度，c為光速，μ為折射指數(shù)，ε0為介電常數(shù)。

考慮到等離子體碰撞頻率對(duì)衰減的影響不大［10］，衰減量λ可進(jìn)一步表示為式（2）［9］：

其中fp為等離子體頻率。由式（2）可以看出，只有當(dāng)條件滿足時(shí)，式（2）才有意義，此時(shí)等離子體鞘套將對(duì)通過信號(hào)無衰減。等離子體頻率的計(jì)算方法如公式（3），等離子體密度越大，等離子體頻率越高。

由公式（3）計(jì)算出的等離子體頻率與密度之間的關(guān)系見表1，可以看出當(dāng)?shù)入x子體密度達(dá)到1013cm-3時(shí)，對(duì)應(yīng)的等離子體頻率為Ka頻段的28.386 GHz。

表1 等離子體密度與頻率之間的關(guān)系Table 1 Plasma density vs.frequency

圖1是2005年10月7日歐空局進(jìn)行第三次充氣再入和降落飛行試驗(yàn)（IRDT）時(shí)測(cè)量的飛船再入返回過程中等離子體密度變化情況［10］。飛船進(jìn)入大氣層過程中，等離子體密度不斷增加，大約在948 s時(shí)離子體密度達(dá)到最大，超過了1.3× 1013cm-3，然后逐步減小。圖中從下到上標(biāo)出了UHF、S、X和Ka頻段信號(hào)開始衰減對(duì)應(yīng)的等離子體密度門限，可以看出等離子體對(duì)Ka信號(hào)的影響最小。

圖2是由式（2）計(jì)算所得的信號(hào)衰減與電子密度和工作頻率的關(guān)系圖，顯示了UHF、S、X和Ka工作頻率開始產(chǎn)生衰減和變化所對(duì)應(yīng)的電子密度值。

圖1 IRDT試驗(yàn)電子密度和工作頻率的關(guān)系［10］Fig.1 Electronic density vs.work frequency in IRDT［10］

在此基礎(chǔ)上，根據(jù)我們得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)應(yīng)每個(gè)頻率的具體情況分析如下：

圖2 工作頻率與電子密度的截止關(guān)系［11］Fig.2 Signal attenuation vs.electron density［11］

1）當(dāng)電子密度大于109cm-3后，黑障對(duì)UHF頻段信號(hào)產(chǎn)生明顯影響。2005年10月7日歐空局進(jìn)行了第三次膨脹返回和降落飛行試驗(yàn)（IRDT），飛船與地面采用自主無線遙測(cè)系統(tǒng)（Autonomous Radio Telemetry System，ARTS）通信，工作在UHF波段，頻率為219 MHz，IRDT-2R進(jìn)黑障的速度為6869 m/s，黑障持續(xù)時(shí)間45.3 s［12］。

2）電子密度大于1010cm-3后，黑障對(duì)S頻段信號(hào)產(chǎn)生明顯影響。表2是我國(guó)神舟飛船再入時(shí)黑障對(duì)S測(cè)控信號(hào)的影響統(tǒng)計(jì)，從表中可以看出，黑障的影響從80 km高度開始，到40 km結(jié)束，整個(gè)過程USB信號(hào)中斷了5分鐘半。

表2 神舟飛船再入時(shí)黑障對(duì)USB信號(hào)影響統(tǒng)計(jì)［13］Table 2 USB signal breaking statistic of blackout upon Shenzhou spacecraft［13］

3）當(dāng)電子密度大于1012cm-3后，黑障對(duì)X頻段通信信號(hào)產(chǎn)生明顯的影響。美國(guó)在上世紀(jì)60至70年代進(jìn)行了飛船再入無線衰減試驗(yàn)（RAM），在RAM-Cl試驗(yàn)中，在彈頭上同時(shí)安裝UHF（220 MHz）、C（5700 MHz）和X（9200 MHz）波段三副天線，所記錄的通訊信號(hào)開始中斷時(shí)飛船的高度分別為80 km、54 km和40 km，信號(hào)結(jié)束中斷時(shí)的高度為23～22 km［12］，可以看出頻率越高，信號(hào)中斷的時(shí)間越晚，其中X頻率信號(hào)中斷的持續(xù)時(shí)間最短。

4）當(dāng)電子密度大于1013cm-3后，黑障對(duì)Ka頻段通信信號(hào)產(chǎn)生明顯的影響。IRDT試驗(yàn)中，飛船進(jìn)入大氣層后，電子密度不斷增加，在大約946 s時(shí)達(dá)到最大，超過1013cm-3，在最大值附近Ka信號(hào)中斷了幾秒鐘［11］。

2.2 選擇天線最佳安裝位置

穿過黑障區(qū)，飛船船體不同部位附著的帶電子粒子密度不一樣，對(duì)信號(hào)的衰減程度也不一樣，因此可以通過分析不同部位電子密度的分布，選擇最佳的天線安裝位置，減少黑障的影響。

1）安裝在飛船底部

飛船返回大氣層時(shí)，大氣層的高速摩擦使飛船表面材料及周邊大氣電離，產(chǎn)生大量帶電粒子附著于飛船表面，形成的等離子體鞘套從前到后可以分為駐點(diǎn)區(qū)、中間區(qū)和尾部區(qū)。其中駐點(diǎn)區(qū)的特征表現(xiàn)為高壓高溫氣體有一薄邊界層與再入飛船分離，并以激波層為界，駐點(diǎn)區(qū)發(fā)生的電離最嚴(yán)重，產(chǎn)生的等離子體濃度也最高；中間區(qū)的氣體處在化學(xué)不平衡狀態(tài)，且等離子體濃度也較駐點(diǎn)區(qū)低；尾部區(qū)的電離主要是由通過鄰接于該區(qū)域的斜激波的氣體引起的，等離子體電子密度的分布很大程度上取決于沖擊角及飛船的精確形狀，尾部區(qū)的等離子體濃度要大大低于中間區(qū)［5］，圖3是在IRDT飛船表面不同的位置（從前端到后部2.5 m、4.5 m、6 m和8.5 m處）計(jì)算出的向外標(biāo)稱距離的電子密度分布計(jì)算結(jié)果［10］。由圖可以看出，靠近飛船前部的電子密度值最大且分布變化劇烈；靠近尾部的天線電子密度值最小、分布穩(wěn)定，其值比安裝在其它部位天線的電子密度低1 ～2數(shù)量級(jí)。表3給出了我國(guó)載人飛船再入過程中飛船的前部和尾部電子密度峰值分布情況，可以看出當(dāng)飛船高度從85 km降至35 km過程中，飛船的前部電子密度變化范圍為2×1012～6× 1013，飛船的尾部電子密度變化范圍為1×1011～2 ×1012，整個(gè)飛行過程飛船尾部的電子密度比前部低近1個(gè)數(shù)量級(jí)［6］。

表3 神舟飛船上2個(gè)特殊點(diǎn)電子密度峰值［14］Table 3 Electron density of two unique points at Shenzhou spacecraft［14］

圖3 IRDT飛船再入大氣層產(chǎn)生的電離分布圖［10］Fig.3 Electron density distribution along the spacecraft in IRDT［10］

2）安裝在背風(fēng)面

沿飛船軸線的同樣距離，天線安裝在迎風(fēng)面和背風(fēng)面的等離子分布也不一樣，圖4是ARD試驗(yàn)中返回艙在61.5 km高度的等離子頻率分布情況，圖中顏色從藍(lán)至紅表示等離子密度值逐步增加，飛船的前部顏色為紅，說明這部分等離子密度最大。圖中的數(shù)據(jù)表明同樣是尾部，迎風(fēng)面的等離子密度為1.349×109cm-3、背風(fēng)面為6.261 ×108cm-3，說明背風(fēng)面比迎風(fēng)面的等離子密度小得多［2］。歐洲IRDT的試驗(yàn)結(jié)果也證明了這點(diǎn)：在再入速度為22.4馬赫的條件下，飛船迎風(fēng)面電子密度大于1013cm-3，但背風(fēng)面的電子密度只有約1012cm-3［3］。

圖4 ARD試驗(yàn)中61.5 km高度等離子頻率分布［12］Fig.4 Plasma frequency distribution at height of 61.5 km in ARD test［12］

2.3 小結(jié)

通過上述分析，可得出以下三個(gè)結(jié)論：

1）提高通信頻率，可以有效地降低黑障對(duì)通信信號(hào)的影響，當(dāng)通信頻率高于再入鞘套的等離子體頻率時(shí)，黑障對(duì)通信信號(hào)影響消失；

2）天線安裝靠近飛船尾部區(qū)，信號(hào)衰減與安裝在前部和中部相比明顯降低；

3）天線安裝在飛船前進(jìn)方向的背風(fēng)面，信號(hào)衰減與安裝在迎風(fēng)面相比明顯降低。

在實(shí)際應(yīng)用中，如果將通信天線安裝在飛船底部的背風(fēng)面，由表3試驗(yàn)數(shù)據(jù)可知，整個(gè)返回過程中再入等離子體鞘套的等離子密度將不超過2×1012cm-3，對(duì)應(yīng)的等離子頻率fp=12.69 GHz，考慮到中繼衛(wèi)星（TDRS）的星間前、返向Ka鏈路工作頻率fF和fB都滿足fF＞fp和fB＞fp的條件，因此使用中繼衛(wèi)星支持飛船再入返回，有望克服黑障造成的通信中斷影響。

3 中繼衛(wèi)星支持飛船再入返回測(cè)控通信策略

中繼衛(wèi)星定點(diǎn)在地球同步軌道，為中低軌道的飛船提供數(shù)據(jù)中繼和測(cè)控服務(wù)，3顆均勻分布的中繼衛(wèi)星就可以實(shí)現(xiàn)100%全球覆蓋，當(dāng)多顆中繼衛(wèi)星同時(shí)工作時(shí)，還可以為一艘飛船提供雙星共視服務(wù)。使用中繼衛(wèi)星對(duì)飛船測(cè)控具有2個(gè)突出特點(diǎn)：一個(gè)是由于中繼衛(wèi)星測(cè)控覆蓋率大，無論再入飛船的返回軌道如何設(shè)計(jì)，使用中繼衛(wèi)星測(cè)控，不存在類似地面測(cè)控站站點(diǎn)布設(shè)位置受限的問題，中繼終端天線可以安裝在飛船尾部背風(fēng)區(qū)；另一個(gè)特點(diǎn)是中繼衛(wèi)星的星間鏈路工作在Ka高頻段，沒有降雨和大氣衰減。

3.1 中繼鏈路設(shè)計(jì)

ARD試驗(yàn)中，地面到飛船的前向GPS鏈路（1.58 GHz）在高度92～28 km時(shí)出現(xiàn)黑障，通信中斷；后向GPS鏈路在高度87～41 km時(shí)出現(xiàn)黑障，通信中斷；飛船到地面的返向TDRS中繼鏈路（2.27 GHz）雖然沒有中斷，但信號(hào)衰減很大，在86～43 km高度測(cè)量的信號(hào)減量最大達(dá)到25 dB［9］。GPS與TDRS鏈路都工作在S頻段、天線安裝的位置大致相同，黑障對(duì)它們的影響基本一致，但GPS鏈路中斷、TDRS鏈路保持，除了頻率的不同，一個(gè)主要原因是中繼衛(wèi)星的鏈路余量大。

以美國(guó)中繼衛(wèi)星為例［15］，它的星間天線口徑4.6 m，前向Ka頻段的EIRP值達(dá)63 dBW、最高速率25 Mbps、返向Ka頻段G/T值26 dB/K、最高速率300 Mbps，這是為了滿足高速業(yè)務(wù)中繼的需要設(shè)計(jì)的，如果在飛船穿過大氣層時(shí)只保證測(cè)控通信鏈路，前向通信鏈路速率可以降低到1 Kbps、返向降低到100 Kbps甚至更低，仍然可以滿足基本的測(cè)控通信需求。因此與高速業(yè)務(wù)相比，如果采用同樣的中繼終端配置，理論上可以額外為前向鏈路提供44 dB、返向鏈路34 dB的鏈路余量，加上原有的中繼鏈路余量，整個(gè)通信鏈路余量相當(dāng)可觀，即使飛船返回過程中，電子密度的不斷增加造成對(duì)Ka的衰減，仍有可能保持鏈路的通暢。

3.2 天線安裝位置選擇

中繼終端天線安裝在飛船的不同位置，會(huì)影響測(cè)控覆蓋率和黑障條件下的通信效果。圖5是一個(gè)迎角20°的飛船再入大氣層星下點(diǎn)軌跡，其中t=0時(shí)刻，飛船高度為170 km、星下點(diǎn)經(jīng)、緯度為（50.4°、23.4°）、速度7.8 km/s；經(jīng)過815 s后，飛船高度降為8 km、星下點(diǎn)經(jīng)、緯度為（100.9°、40.7°）、速度0.41 km/s。當(dāng)使用地面測(cè)控站完成飛船返回測(cè)控時(shí)，為了確保測(cè)控站對(duì)飛船可見，通常測(cè)控天線只能安裝在飛船靠近前部的對(duì)地面。而中繼衛(wèi)星分布在赤道上空，使用中繼衛(wèi)星測(cè)控，中繼測(cè)控終端天線的安裝位置選擇余地就大得多。按照飛船前后位置安裝，可以安裝在飛船的前部、中部和尾部；按照飛船沿徑方向安裝，可以安裝在側(cè)面、對(duì)天和對(duì)地面。圖6是中繼終端天線在飛船本體的安裝位置定義，其中OX軸垂直于對(duì)飛船正面、指向星體飛行方向、OY軸與OX軸垂直、指向IV基準(zhǔn)、OZ軸以右手法則與OX 和OY軸垂直，I基準(zhǔn)為+Z軸、II基準(zhǔn)為-Y軸、III基準(zhǔn)為-Z軸、IV基準(zhǔn)為+Y軸。表4采用圖5的飛船再入軌跡，計(jì)算不同安裝位置條件下中繼測(cè)控終端對(duì)我國(guó)定點(diǎn)于80°E（A星）、167°E（B星）和16.8°E（C星）的3顆中繼衛(wèi)星的跟蹤可視窗口計(jì)算結(jié)果，其中中繼終端天線波束的工作范圍為±90°，具體結(jié)果分析如下：

圖5 飛船再入大氣層過程星下點(diǎn)軌跡Fig.5 Footpoint's trace of a spacecraft

圖6 終端天線安裝位置定義Fig.6 Position definition at spacecraft body

表4 終端天線在不同安裝位置條件下對(duì)中繼衛(wèi)星可視預(yù)報(bào)Table 4 Contact predication for a user terminal installed at different position

表5 三顆中繼衛(wèi)星條件下飛船中繼終端跟蹤角度預(yù)報(bào)Table 5 Contact predication for three TDRSs tracking a spacecraft

1）終端天線安裝在I象限時(shí)，C中繼星對(duì)飛船返回前半段可見、其它中繼星不可見；

2）終端天線安裝在III象限時(shí)，A中繼星對(duì)返回飛船全程可見、C中繼星前半段可見、B中繼星后半段可見，它表明在整個(gè)返回過程中，中繼終端天線同一時(shí)間有2顆中繼星可見；

3）終端天線安裝在IV象限時(shí)，A中繼星對(duì)返回飛船全程可見、B和C中繼星后半段可見，它表明在整個(gè)返回過程中，中繼終端天線在前半段時(shí)間有1顆中繼星可見，在后半段時(shí)間有2顆中繼星可見；

4）終端天線安裝在飛船底部時(shí)，B中繼星對(duì)飛船返回后半段可見，對(duì)其它中繼星不可見；

5）終端天線安裝在飛船頂部時(shí)，A中繼星對(duì)返回飛船全程可見、C中繼星對(duì)飛船返回全程基本可見。

由上面的分析可以看出，終端天線安裝在飛船的III象限（即對(duì)天面）位置時(shí)，以上述定點(diǎn)位置組成的我國(guó)中繼衛(wèi)星對(duì)該返回飛船的測(cè)控條件最好，整個(gè)返回過程中，中繼終端天線同一時(shí)間有2顆中繼星可見，這時(shí)天線位于飛船的尾部的背風(fēng)面，與安裝在迎風(fēng)面和腰部相比，電子密度可以明顯降低，因此大大改善黑障對(duì)信號(hào)的衰減。

3.3 前向鏈路選擇策略

當(dāng)飛船進(jìn)入到2顆中繼星重疊覆蓋區(qū)域時(shí)，2顆中繼星可能同時(shí)收到中繼終端全向天線發(fā)出的遙測(cè)信號(hào)，但同一時(shí)刻只能由一顆中繼星向終端發(fā)出前向遙控信號(hào)，選擇不同定點(diǎn)位置的中繼衛(wèi)星發(fā)送遙控指令，信號(hào)的傳輸方向不一樣，穿過的等離子路徑不一樣（如圖4所示），黑障對(duì)信號(hào)的衰減效果就不一樣。如果整個(gè)跟蹤過程中可以有2顆中繼衛(wèi)星選擇，地面就可以選擇一條信號(hào)衰減小的傳輸路徑作為中繼前向鏈路。

表5是基于圖5的軌跡計(jì)算安裝在III象限的中繼終端天線跟蹤3顆中繼星（A、B、C）方位和仰角值的結(jié)果，可以看出在整個(gè)跟蹤過程中，中繼終端天線跟蹤不同中繼衛(wèi)星的跟蹤方位、仰角值相差很大，如在（0 s，326 s）時(shí)間內(nèi)，終端跟蹤A星的方位（-92.4°，-131.2°）、仰角（50.6°，26.6°）；跟蹤C(jī)星的方位（177.4°，178.7°）、仰角（23.2°，0°），這兩個(gè)指向的不同，對(duì)應(yīng)著不同的傳輸路線，等離子體鞘套造成的衰減結(jié)果就不一樣，因此在實(shí)際應(yīng)用中，可以結(jié)合飛船返回軌跡、攻角和方向等參數(shù)選擇最佳的測(cè)控傳輸路徑。

4 結(jié)論

提高工作頻率、合理設(shè)計(jì)天線安裝位置可以顯著降低飛船再入大氣層時(shí)黑障對(duì)通信信號(hào)的影響，但過去受高頻器件生產(chǎn)難度大、傳輸路徑雨衰和大氣損耗、測(cè)控范圍受限等因素影響，基于地面條件下的測(cè)控通信無法充分利用上述措施。利用中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，可以在現(xiàn)有條件下通過提高工作頻率、設(shè)計(jì)合理的中繼終端天線安裝位置、選擇最佳跟蹤策略，解決飛船再入返回時(shí)黑障導(dǎo)致通信中斷的現(xiàn)象，這與還在探索的其它技術(shù)手段相比，更具有現(xiàn)實(shí)性、可行性和易操作性。

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SHI Xibin，F(xiàn)EI Ligang，KOU Baohua，et al.TT&C communication support for spacecraft rendezvous and docking mission provided by foreign data relay satellites［J］.Spacecraft Engineering，2011，20（6）：79-85.（in Chinese）

Feasibility Analysis of Using Ka-band of TRDS to Support Wireless Communication for Spacecraft Reentry

LI Yuheng，LUO Bin，GUO Wenge，LI Senlin
（Beijing Space Information Relay and Transmission Technology Center，Beijing 100094，China）

Currently，there is no effective way to solve the blackout problem caused by spacecraft reentry.The radio attenuation of high-temperature ionized reentry plasma was studied in this paper and the flight data of many spacecraft reentries were analyzed.As we know，increasing the radio frequency and optimizing the antenna installation location are the potential solutions to the blackout problem.These proposals are not new idea，however，no successful implementation has been reported due to many existed restrictions，such as the limitation of producing high frequency devices，rain and atmosphere attenuation，and ground Tracking，Telemetry and Command（TT&C）view limitation etc.Tracking and Data Relay Satellite（TDRS）has the natural advantage to solve the blackout problem for its high frequency working band and high coverage rate over the spacecraft.Compared with other methods still under study or test，it is more feasible to use the Ka band of TRDS to keep wireless communication uninterrupted for spacecraft reentry.

spacecraft；blackout；reentry；tracking and data relay satellite

V525

A

1674-5825（2015）06-0582-07

2015-05-12；

2015-10-22

國(guó)家863資助項(xiàng)目（2011AA7100016）

李于衡（1963-），男，博士，研究員，研究方向?yàn)楹教炱鳒y(cè)控。E-mail：henrysatellite@sina.com