快速響應(yīng)微小衛(wèi)星發(fā)射時(shí)機(jī)分析

李 巖 蔡遠(yuǎn)文 趙征宇 鄧小軍

1.裝備學(xué)院航天裝備系，北京101416 2.酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，酒泉732750

快速響應(yīng)微小衛(wèi)星發(fā)射時(shí)機(jī)分析

李 巖1蔡遠(yuǎn)文1趙征宇2鄧小軍2

1.裝備學(xué)院航天裝備系，北京101416 2.酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，酒泉732750

為了研究應(yīng)對(duì)突發(fā)事件的對(duì)地觀測(cè)微小衛(wèi)星應(yīng)急快速發(fā)射和部署問(wèn)題，綜合運(yùn)用二體動(dòng)力學(xué)模型和球面幾何學(xué)相關(guān)知識(shí)，分析了固定發(fā)射和機(jī)動(dòng)發(fā)射方式下微小衛(wèi)星發(fā)射時(shí)機(jī)的選擇方法。根據(jù)在規(guī)定時(shí)刻從指定軌道過(guò)頂確定目標(biāo)的總體要求，提出了滿足平面窗口和相位窗口條件的發(fā)射時(shí)機(jī)和發(fā)射位置計(jì)算方法。該方法能應(yīng)用于微小衛(wèi)星快速部署相關(guān)問(wèn)題的仿真試驗(yàn)，為研究航天發(fā)射系統(tǒng)的快速響應(yīng)機(jī)制提供了理論支撐。 關(guān)鍵詞 微小衛(wèi)星；軌道；發(fā)射窗口；幅角；對(duì)地觀測(cè)

微小衛(wèi)星集成了微納米、微機(jī)電等先進(jìn)技術(shù)和工藝，相比同等功能的大型衛(wèi)星，具備體積輕便、發(fā)射靈活和響應(yīng)敏捷等優(yōu)勢(shì)。在應(yīng)對(duì)突發(fā)事件時(shí)，已在軌運(yùn)行的大衛(wèi)星，往往難以及時(shí)變軌獲取事發(fā)區(qū)域的信息。這時(shí)，機(jī)動(dòng)靈活地快速發(fā)射微小衛(wèi)星進(jìn)入指定軌道，能夠及時(shí)、準(zhǔn)確地提供目標(biāo)區(qū)域的觀測(cè)信息，有效彌補(bǔ)在軌衛(wèi)星時(shí)隙，為快速行動(dòng)決策提供情報(bào)支持。在衛(wèi)星軌道參數(shù)明確的條件下，發(fā)射時(shí)機(jī)的選擇是決定微小衛(wèi)星的響應(yīng)是否迅速及時(shí)的關(guān)鍵因素。關(guān)于發(fā)射時(shí)機(jī)或發(fā)射窗口的計(jì)算，許多文獻(xiàn)都有論述，文獻(xiàn)[1-3]對(duì)發(fā)射窗口的概念、影響因素和計(jì)算過(guò)程等給出了理論闡述，但沒(méi)有設(shè)計(jì)針對(duì)具體任務(wù)的算例。文獻(xiàn)[4-6]分別對(duì)星地鏈路時(shí)間窗口、交會(huì)對(duì)接發(fā)射窗口和再入返回窗口進(jìn)行計(jì)算和仿真，均針對(duì)預(yù)定常規(guī)發(fā)射和返回任務(wù)，發(fā)射窗口主要關(guān)注航天器光照、導(dǎo)航條件和機(jī)動(dòng)能力，對(duì)在規(guī)定時(shí)間到達(dá)指定位置的應(yīng)急性要求不高。文獻(xiàn)[7-8]分析了平面和相位窗口，給出了軌道機(jī)動(dòng)和交會(huì)任務(wù)發(fā)射窗口的快速確定方法，對(duì)對(duì)地觀測(cè)任務(wù)發(fā)射窗口的分析具有一定參考意義。本文借鑒上述文獻(xiàn)的理論和方法，在目標(biāo)點(diǎn)位置、運(yùn)行軌道和過(guò)頂時(shí)間確定的條件下，分析微小衛(wèi)星快速發(fā)射時(shí)機(jī)，為對(duì)地觀測(cè)微小衛(wèi)星的快速部署提供決策支持。

1 發(fā)射窗口選擇問(wèn)題分析

針對(duì)確定區(qū)域的對(duì)地觀測(cè)，要求在最短時(shí)間內(nèi)將微小衛(wèi)星發(fā)射進(jìn)入指定軌道，并在規(guī)定時(shí)刻t1到達(dá)目標(biāo)區(qū)域上空?qǐng)?zhí)行觀測(cè)任務(wù)。設(shè)目標(biāo)地區(qū)經(jīng)緯度為λ1，φ1，發(fā)射點(diǎn)經(jīng)緯度為λ0，φ0。觀測(cè)軌道一般選取近地圓軌道，設(shè)軌道高度為h，傾角為i，升交點(diǎn)赤經(jīng)為Ω，可采用固定點(diǎn)發(fā)射和機(jī)動(dòng)發(fā)射的發(fā)射方式。

對(duì)于固定點(diǎn)發(fā)射的時(shí)機(jī)選擇，一方面要求發(fā)射點(diǎn)經(jīng)過(guò)指定軌道平面，即滿足平面窗口[9-10]條件；另一方面，衛(wèi)星發(fā)射進(jìn)入軌道后需要在規(guī)定時(shí)刻t1過(guò)頂目標(biāo)區(qū)域，即滿足相位窗口[9-10]條件。如果發(fā)射運(yùn)載器的上面級(jí)變軌能力較強(qiáng)，能夠搭載微小衛(wèi)星完成軌道平面內(nèi)的相位調(diào)整后釋放，使其在t1時(shí)刻過(guò)頂目標(biāo)區(qū)域；或者微小衛(wèi)星自身可機(jī)動(dòng)調(diào)整相位，確保在t1時(shí)刻過(guò)頂目標(biāo)區(qū)域，那么發(fā)射窗口的選擇可以只考慮平面窗口條件，而相位調(diào)整則由上面級(jí)或微小衛(wèi)星自身機(jī)動(dòng)完成。如果不具備上面級(jí)，微小衛(wèi)星也不具備調(diào)相機(jī)動(dòng)能力，那么就要計(jì)算合適的發(fā)射時(shí)機(jī)，使衛(wèi)星入軌時(shí)，既滿足平面窗口條件，又滿足相位窗口條件。

在機(jī)動(dòng)發(fā)射條件下，假設(shè)運(yùn)載器可以機(jī)動(dòng)至地面任意發(fā)射點(diǎn)發(fā)射衛(wèi)星(如：空中機(jī)動(dòng)發(fā)射)，那么確定應(yīng)急發(fā)射時(shí)機(jī)的問(wèn)題，可以轉(zhuǎn)化為選擇合適的發(fā)射位置，使衛(wèi)星在規(guī)定時(shí)間tr內(nèi)過(guò)頂目標(biāo)區(qū)域。這樣，發(fā)射時(shí)刻即為t1-tr，發(fā)射點(diǎn)位置則需按照平面和相位窗口條件確定。

綜上分析，對(duì)地觀測(cè)微小衛(wèi)星發(fā)射時(shí)機(jī)選擇可分為以下3種情況分析：

1)固定發(fā)射點(diǎn)，考慮平面窗口條件的發(fā)射窗口選擇，相位調(diào)整由上面級(jí)或微小衛(wèi)星自身機(jī)動(dòng)完成；

2)固定發(fā)射點(diǎn)，考慮平面和相位窗口條件的發(fā)射時(shí)機(jī)選擇，使衛(wèi)星入軌時(shí)，既滿足平面窗口條件，又滿足相位窗口條件；

3)機(jī)動(dòng)發(fā)射條件下的發(fā)射位置選擇，根據(jù)平面和相位窗口條件以及時(shí)限tr計(jì)算確定。

2 考慮平面窗口條件下的固定點(diǎn)發(fā)射

時(shí)機(jī)選擇

圖1給出了在衛(wèi)星過(guò)頂目標(biāo)點(diǎn)時(shí)刻t1時(shí)，地球球面、發(fā)射點(diǎn)緯線圈、赤道圈以及衛(wèi)星軌道平面和地球球面交線圈之間的相互關(guān)系。發(fā)射點(diǎn)A的經(jīng)緯度為A(λ0,φ0)，目標(biāo)點(diǎn)C的經(jīng)緯度為C(λ1,φ1)。B點(diǎn)為地球球面上與發(fā)射點(diǎn)A緯度相同的緯線圈與衛(wèi)星軌道平面的交點(diǎn)，D點(diǎn)為過(guò)發(fā)射點(diǎn)A的經(jīng)線與赤道的交點(diǎn)，H點(diǎn)為衛(wèi)星軌道平面與赤道圈的交點(diǎn)，F(xiàn)點(diǎn)為過(guò)目標(biāo)點(diǎn)C的經(jīng)線與赤道的交點(diǎn)，G點(diǎn)為過(guò)B點(diǎn)的經(jīng)線與赤道的交點(diǎn)。

假設(shè)軌道平面在慣性空間保持不變，對(duì)于緯度小于給定軌道和赤道平面夾角的固定發(fā)射點(diǎn)，每個(gè)恒星日內(nèi)有2次經(jīng)過(guò)給定軌道平面的時(shí)刻，即有2個(gè)發(fā)射窗口，可分別采用升軌和降軌的發(fā)射方向?qū)⑿l(wèi)星發(fā)射入軌?？梢罁?jù)任務(wù)時(shí)間響應(yīng)需求、天氣條件等因素進(jìn)行綜合考慮，選擇適合的發(fā)射窗口。以升軌發(fā)射為例，當(dāng)發(fā)射點(diǎn)A隨地球自轉(zhuǎn)至B點(diǎn)時(shí)，發(fā)射運(yùn)載器才能將衛(wèi)星發(fā)射至指定觀測(cè)軌道，發(fā)射彈道在軌道平面內(nèi)。設(shè)最近一次發(fā)射窗口t0距t1時(shí)刻之前Δt，即Δt=t1-t0，此時(shí)發(fā)射衛(wèi)星滿足平面窗口條件，而相位調(diào)整則由上面級(jí)或微小衛(wèi)星自身機(jī)動(dòng)完成，調(diào)整時(shí)間設(shè)為tp。設(shè)地球自轉(zhuǎn)角速度ωE=360/86164((°)/s)，計(jì)算t0的過(guò)程如下。

圖1 固定點(diǎn)發(fā)射時(shí)的球面幾何關(guān)系

如圖1所示，在球面三角形ΔCHF中，邊CH對(duì)應(yīng)的地心角∠COH可由球面三角正弦公式計(jì)算得到：

(1)

由球面三角形邊余弦公式，可得地心角∠HOF：

cos∠COH=cosφ1cos∠HOF+

(2)

地心角∠HOF就是H點(diǎn)與F點(diǎn)在地球球面上的經(jīng)度差，也是H點(diǎn)與C點(diǎn)的經(jīng)度差。這里∠HOF和∠COH的符號(hào)和象限一致。

同理，選取球面三角形ΔBHG，可以計(jì)算得到地心角∠BOH：

(3)

圖1中，升軌發(fā)射時(shí)可取∠BOH<90°。利用球面三角形邊的余弦計(jì)算得到地心角∠HOG：

cos∠BOH=cosφ0cos∠HOG+

sinφ0sin∠HOGcos90°

(4)

地心角∠HOG是H點(diǎn)與G點(diǎn)在地球上的經(jīng)度差。

由赤道平面內(nèi)角的幾何關(guān)系，得到C點(diǎn)與B點(diǎn)的經(jīng)度差∠FOG：

∠FOG=∠HOG-∠HOF

(5)

t1時(shí)刻，D點(diǎn)與發(fā)射點(diǎn)A在同一條經(jīng)線上，兩者具有相同的經(jīng)度λ0；F點(diǎn)與目標(biāo)點(diǎn)C在同一條經(jīng)線上，兩者也具有相同的經(jīng)度λ1。因此，赤道平面內(nèi)可以得到D點(diǎn)與F點(diǎn)的經(jīng)度差：

∠DOF=λ1-λ0

(6)

在赤道平面內(nèi)根據(jù)角的幾何關(guān)系，A點(diǎn)和B點(diǎn)的經(jīng)度差∠DOG：

∠DOG=∠DOF+∠FOG

(7)

由上述計(jì)算過(guò)程可知，升軌發(fā)射時(shí)，從衛(wèi)星發(fā)射到過(guò)頂目標(biāo)區(qū)上空這段時(shí)間內(nèi)，發(fā)射點(diǎn)隨地球自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)過(guò)的經(jīng)度為：

Δλ=360°-∠DOG

(8)

經(jīng)歷的時(shí)間為：

(9)

則最近一次升軌發(fā)射時(shí)間t0=t1-Δt。

上述發(fā)射窗口滿足平面窗口條件，經(jīng)過(guò)上升段飛行時(shí)間th，衛(wèi)星入軌，再經(jīng)過(guò)相位調(diào)整時(shí)間tp，微小衛(wèi)星才能在規(guī)定時(shí)刻t1過(guò)頂目標(biāo)區(qū)域。假設(shè)軌道平面在慣性空間保持不變，如果t1≥t0+th+tp，則發(fā)射窗口t0滿足任務(wù)需求；若t1

同理可以推導(dǎo)得到，采用降軌發(fā)射入軌時(shí)，從發(fā)射點(diǎn)發(fā)射到衛(wèi)星過(guò)頂目標(biāo)區(qū)上空，發(fā)射點(diǎn)隨地球自轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)過(guò)的經(jīng)度為(角度仍為圖1中角度大小)：

Δλ′=

360°-[∠DOF-∠HOF+180°-∠HOG]

(10)

經(jīng)歷時(shí)間為：

(11)

則最近一次降軌發(fā)射時(shí)刻t0′=t1-Δt′。

3 考慮平面和相位窗口條件的固定點(diǎn)發(fā)射時(shí)機(jī)選擇

選擇合適的發(fā)射時(shí)機(jī)，可以使衛(wèi)星發(fā)射入軌時(shí)既滿足平面窗口條件，又滿足相位窗口條件。由第2節(jié)的條件和計(jì)算結(jié)果可知，在升軌發(fā)射時(shí)，發(fā)射窗口t0N必須滿足的平面窗口條件為：

t0N=t1-Δt-N·TE

(12)

其中，N≥0，且為整數(shù)。此時(shí)還要滿足相位窗口條件，才能確保在t1時(shí)刻過(guò)頂C點(diǎn)。相位窗口條件可在衛(wèi)星軌道平面內(nèi)分析，如圖2所示。

圖2 升軌發(fā)射軌道平面俯視圖

圖3 降軌發(fā)射軌道平面俯視圖

圖2為升軌發(fā)射時(shí)，從軌道平面法線方向向下俯視圖。與圖1定義相同，B點(diǎn)為平面窗口條件下的發(fā)射點(diǎn)，C點(diǎn)為t1時(shí)刻目標(biāo)點(diǎn)及衛(wèi)星所在位置的星下點(diǎn)。假設(shè)衛(wèi)星入軌前軌道上有一滿足相位窗口條件的虛擬衛(wèi)星，則發(fā)射過(guò)程相當(dāng)于發(fā)射追蹤航天器與虛擬衛(wèi)星交會(huì)，使交會(huì)時(shí)兩航天器的軌道參數(shù)完全相同。設(shè)衛(wèi)星發(fā)射后經(jīng)過(guò)th至入軌點(diǎn)K，劃過(guò)地心角∠BOK=θ。L為發(fā)射時(shí)刻t0虛擬衛(wèi)星所在位置，滿足以下條件：

∠LOK=αs=th·ωs

(13)

其中，ωs為衛(wèi)星軌道角速率(單位：(°)/s)，可由衛(wèi)星軌道參數(shù)求得。從衛(wèi)星過(guò)頂C點(diǎn)回退至衛(wèi)星發(fā)射時(shí)刻，經(jīng)歷時(shí)間Δt+N·TE，此時(shí)衛(wèi)星(虛擬衛(wèi)星)位置在L，即為相位窗口條件。相對(duì)于射線OC進(jìn)行角度計(jì)算，設(shè)順時(shí)針為正方向，位置L在軌道平面內(nèi)相對(duì)于C點(diǎn)的幅角∠LOC為：

∠LOC=(Δt+N·TE)·ωs-360°·k

(14)

其中，k≥0，且為整數(shù)，使∠LOC∈[0°,360°)。

再由軌道平面內(nèi)角度幾何關(guān)系：

∠LOC=αs-θ-∠BOC

=αs-θ-(∠BOH-∠COH)

(15)

式(14)和(15)構(gòu)成了升軌發(fā)射時(shí)的相位窗口條件，在指定的誤差范圍內(nèi)，求得滿足條件的最小正整數(shù)N，即可得到平面和相位條件均滿足的發(fā)射時(shí)機(jī)為：

t0N=t1-Δt-min(N)·TE

(16)

如圖3，同理可得降軌發(fā)射的相位窗口條件為：

∠LOC=(Δt′+N·TE)·ωs-360°·k

(17)

∠LOC=360°+αs-θ-

(18)

其中，取∠LOC∈[0°,360°)。

4 機(jī)動(dòng)發(fā)射條件下的發(fā)射位置選擇

若運(yùn)載器載體可以在任意發(fā)射點(diǎn)機(jī)動(dòng)發(fā)射衛(wèi)星，那么應(yīng)對(duì)突發(fā)情況時(shí)，能夠在指定時(shí)限tr內(nèi)發(fā)射微小衛(wèi)星進(jìn)入指定軌道，并在規(guī)定時(shí)刻t1到達(dá)目標(biāo)區(qū)域C(λ1,φ1)上空，只需要根據(jù)任務(wù)要求確定機(jī)動(dòng)發(fā)射點(diǎn)B的位置(λ0,φ0)即可實(shí)施發(fā)射，發(fā)射時(shí)刻可定為t1-tr。

發(fā)射點(diǎn)位置由平面和相位窗口條件確定。如圖4所示，設(shè)B為發(fā)射點(diǎn)，K為入軌點(diǎn)，D為過(guò)B點(diǎn)經(jīng)線圈與赤道交點(diǎn)，L為虛擬衛(wèi)星在發(fā)射時(shí)刻所在位置。C′點(diǎn)為升軌過(guò)頂條件下，在發(fā)射時(shí)刻目標(biāo)點(diǎn)所在緯度圈與衛(wèi)星軌道平面的交點(diǎn)，F(xiàn)為過(guò)C′點(diǎn)經(jīng)線圈與赤道交點(diǎn)。顯然，C′點(diǎn)此時(shí)的經(jīng)緯度(λ1′,φ1′)分別為：

(19)

圖4 機(jī)動(dòng)發(fā)射時(shí)刻球面幾何關(guān)系

從衛(wèi)星過(guò)頂目標(biāo)點(diǎn)回退至衛(wèi)星發(fā)射時(shí)刻，經(jīng)歷時(shí)間tr，此時(shí)L在軌道平面內(nèi)相對(duì)于C′點(diǎn)的幅角∠LOC′為：

∠LOC′=tr·ωs-360°·k

(20)

其中，k≥0，且為整數(shù)，使∠LOC∈[0°,360°)。

再由軌道平面內(nèi)角度幾何關(guān)系，可得到發(fā)射點(diǎn)B在軌道平面內(nèi)相對(duì)于C′的幅角：

∠BOC′=∠LOC′-(αs-θ)

(21)

在球面三角形ΔFHC′運(yùn)用正弦定理得：

(22)

根據(jù)球面三角形邊的余弦公式，可以計(jì)算得到地心角∠HOF：

cos∠HOC′=cosφ1cos∠HOF+

sinφ1sin∠HOFcos90°?

(23)

此處，在順行軌道升軌側(cè)，相對(duì)射線OH的幅角取順時(shí)針?lè)较驗(yàn)檎?。在球面三角形ΔDHB運(yùn)用正弦定理得：

?φ0=-arcsin(sini·sin∠HOB)

(24)

由∠HOB=∠BOC′-∠HOC′，則可得發(fā)射點(diǎn)緯度為φ0。

計(jì)算得到地心角∠HOD：

cos∠HOB=cosφ0cos∠HOD+

sinφ0sin∠HODcos90°

(25)

根據(jù)B點(diǎn)與C′點(diǎn)的經(jīng)度差，可得到發(fā)射點(diǎn)經(jīng)度λ0為：

(26)

5 算例

目標(biāo)C點(diǎn)(133.15°E，26.49°N)出現(xiàn)緊急情況，要求對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星在XX年10月10日07:11:16，在軌道高度為300km，軌道傾角為63°的圓軌道，過(guò)頂C點(diǎn)。固定發(fā)射點(diǎn)位置為A(86.06°E，41.68°N)。衛(wèi)星從發(fā)射點(diǎn)到入軌點(diǎn)上升時(shí)間為th=636.490s，彈道劃過(guò)的地心角為θ=4.3938°，采取降軌發(fā)射方式。入軌后相位調(diào)整時(shí)間為48h。限于篇幅，僅給出計(jì)算結(jié)果：僅考慮平面窗口條件時(shí)，發(fā)射窗口計(jì)算結(jié)果為在已知過(guò)頂條件時(shí)間之前77830s(21小時(shí)37分鐘10秒)，即10月9日09:34:06，考慮相位調(diào)整時(shí)間為48h，最近發(fā)射窗口需在此基礎(chǔ)上提前2個(gè)恒星日，即10月7日09:41:58。

考慮平面和相位窗口條件時(shí)，衛(wèi)星入軌即進(jìn)入所需相位，則發(fā)射窗口為在已知過(guò)頂條件時(shí)間之前1456400s(16天20小時(shí)33分鐘20秒)，即9月21日10:37:56。

若采取機(jī)動(dòng)發(fā)射，要求在30min(1800s)前發(fā)射衛(wèi)星，發(fā)射窗口為10月10日06:41:16，發(fā)射點(diǎn)位置B計(jì)算結(jié)果為(96.2164°E，44.1928°S)。

6 結(jié)論

綜合運(yùn)用二體動(dòng)力學(xué)地球模型和球面幾何學(xué)相關(guān)知識(shí)，分析了固定發(fā)射和機(jī)動(dòng)發(fā)射方式下，應(yīng)對(duì)突發(fā)事件的微小衛(wèi)星發(fā)射時(shí)機(jī)的選擇方法。根據(jù)在規(guī)定時(shí)刻、從指定軌道和過(guò)頂確定目標(biāo)的條件，提出了滿足平面窗口和相位窗口條件的發(fā)射窗口和發(fā)射位置計(jì)算方法。該方法能應(yīng)用于微小衛(wèi)星快速部署相關(guān)問(wèn)題的仿真試驗(yàn)，快速確定應(yīng)急發(fā)射任務(wù)的發(fā)射時(shí)機(jī)，為研究航天發(fā)射系統(tǒng)的快速響應(yīng)機(jī)制提供理論支撐。本文的研究適用于航天發(fā)射任務(wù)模擬試驗(yàn)的發(fā)射時(shí)機(jī)快速計(jì)算，還需進(jìn)一步分析精確軌道和地球模型條件下多變量變化對(duì)發(fā)射時(shí)機(jī)的影響等問(wèn)題。

[1] 王家松,祝開建,胡小工.衛(wèi)星軌道——模型、方法和應(yīng)用[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社,2012.

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Launch Timing Analysis for Micro-Satellite Responsive Deployment

Li Yan1, Cai Yuanwen1, Zhao Zhengyu2, Deng Xiaojun2

1. Department of Space Equipment, Equipment Academy, Beijing 101416, China 2. Jiuquan Satellite Launch Center , Jiuquan 732750, China

Focusingontheemergencyofearthobservationmicro-satelliteresponsivelaunchanddeployment,thelaunchtimingselectionmethodoffixedandmaneuverablelaunchingareanalyzedinthispaperbyusingtwo-bodymodelandsphericalgeometry.Analgorithmforcalculatingingthelaunchtimingandpositionisrepresentedbyfittingtheplaneandphasewindowinordertomakethesatellitegetoverthetopoftargetpositionthroughacertainorbitatacertaintime.Thismethodcanbeusedinthemicro-satelliteresponsivedeploymentdemonstrationtestandtheoreticallysupporttheresearchofresponsivespacelaunchsystem.

Micro-satellite；Orbit；Launchwindow；Argument；Earthobservation

2017-03-09

李 巖(1981-)，男，河南許昌人，博士，講師，主要研究方向?yàn)樽詣?dòng)化測(cè)試與控制；蔡遠(yuǎn)文(1967-)，男，四川彭州人，博士，教授，主要研究方向?yàn)轱w行器總體技術(shù)；趙征宇(1990-)，男，浙江金華人，碩士，助理工程師，主要研究方向?yàn)楸骺茖W(xué)與技術(shù)；鄧小軍(1980-)，男，四川威遠(yuǎn)人，學(xué)士，工程師，主要研究方向?yàn)轱w行器測(cè)試與控制。

V525

A

1006-3242(2017)03-0067-06