基于聯(lián)合供電的GEO衛(wèi)星電推進(jìn)工作策略*

陳曉杰，李 鑒，朱振華，周徐斌，沈毅力

(上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201100)

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基于聯(lián)合供電的GEO衛(wèi)星電推進(jìn)工作策略*

陳曉杰，李 鑒，朱振華，周徐斌，沈毅力

(上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201100)

針對(duì)電推進(jìn)系統(tǒng)高功率需求，以整星能源的高效利用為目標(biāo)，以電推力器的復(fù)雜工程參數(shù)和整星能源為約束，提出基于太陽(yáng)電池陣和蓄電池組聯(lián)合供電的靜止軌道衛(wèi)星電推進(jìn)在軌工作策略，定量分析不同電推進(jìn)類型、太陽(yáng)翼構(gòu)型、電源系統(tǒng)配置等對(duì)工作策略的影響，得到復(fù)雜工程約束條件下的南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載控制周期的優(yōu)選方法.仿真算例表明，在留有工程設(shè)計(jì)余量的情況下，根據(jù)該方法優(yōu)選得到的電推進(jìn)工作策略可以滿足電推進(jìn)系統(tǒng)的使用要求和整星能源平衡要求，與采用增大太陽(yáng)帆板面積的方法相比，可避免衛(wèi)星平臺(tái)承重能力降低(約60 kg)，并提高整星能源利用率. 關(guān)鍵詞： 電推進(jìn)；聯(lián)合供電；工作策略；南北位保；東西位保；角動(dòng)量卸載

0 引 言

衛(wèi)星平臺(tái)的承載能力包括質(zhì)量和功率兩方面，利用電推進(jìn)的高比沖特性，可提高衛(wèi)星承重能力、延長(zhǎng)在軌壽命，國(guó)內(nèi)外開(kāi)展的大量電推進(jìn)系統(tǒng)應(yīng)用研究[1-2]均以此為基礎(chǔ)，尤其在通信衛(wèi)星領(lǐng)域的應(yīng)用最為廣泛[3]，主要用于地球靜止軌道衛(wèi)星的位置保持、軌道轉(zhuǎn)移[4]和姿態(tài)控制等方面.

然而，除了高比沖特性，電推進(jìn)還具有高功率需求(單個(gè)電推進(jìn)工作功率1.5～6 kW)，為衛(wèi)星平臺(tái)提升承重能力的同時(shí)，也帶來(lái)了功率方面的負(fù)擔(dān)，在保證衛(wèi)星主業(yè)務(wù)的前提下，通常會(huì)增大太陽(yáng)帆板面積以維持電推進(jìn)的工作.一般通信衛(wèi)星平臺(tái)的功率在10 kW左右[5]，甚至更高，千瓦級(jí)的電推進(jìn)功率需求可以被衛(wèi)星平臺(tái)所消化，但在一定程度上也造成了衛(wèi)星能源的浪費(fèi)，因?yàn)橥屏ζ鞴ぷ鲿r(shí)間只占衛(wèi)星整個(gè)壽命期的5%～8%.

目前國(guó)內(nèi)高軌遙感衛(wèi)星功率一般在2～3.2 kW左右，在應(yīng)用電推進(jìn)的過(guò)程中面臨能源短缺的難題.增大太陽(yáng)電池陣面積可解決電推進(jìn)能源需求，但同時(shí)也存在以下影響：需增加帆板及電池片質(zhì)量，造成平臺(tái)承重能力降低；部分能源長(zhǎng)時(shí)間不能有效利用，整星能源利用率低；存在動(dòng)力學(xué)耦合風(fēng)險(xiǎn)，影響衛(wèi)星高精度高穩(wěn)定的性能[6-8].

文獻(xiàn)[9]以位置保持效率為指標(biāo)給出了電推力器的最佳安裝位置的確定方法，文獻(xiàn)[10]研究了電推進(jìn)位置保持控制及其與偏心率聯(lián)合控制的方法，文獻(xiàn)[11]研究了電推力器用于角動(dòng)量卸載的算法，上述研究分別得到了高軌衛(wèi)星的電推進(jìn)系統(tǒng)在安裝布局、位置保持和角動(dòng)量卸載方面的應(yīng)用方法或策略.

本文以整星能源的高效利用為目標(biāo)，以電推進(jìn)額定工作時(shí)間、額定開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)等關(guān)鍵工程參數(shù)和整星能源為約束，提出了基于太陽(yáng)電池陣和蓄電池組聯(lián)合供電的靜止軌道衛(wèi)星電推進(jìn)在軌南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期的優(yōu)選方法，并以某靜止軌道遙感型號(hào)為基礎(chǔ)開(kāi)展了應(yīng)用分析.

1 衛(wèi)星能源與電推力器性能約束下的工作策略

1.1 聯(lián)合供電時(shí)的能源平衡分析

光照期電推進(jìn)工作時(shí)，采用電池陣和鋰電池聯(lián)合供電；地影期，衛(wèi)星進(jìn)地影前或者出地影后電推進(jìn)開(kāi)始工作，采用鋰電池供電.由于電推進(jìn)的功率需求高，電推力器執(zhí)行任務(wù)時(shí)受衛(wèi)星能源供應(yīng)的限制.

當(dāng)Wout-Wsat≥NWep時(shí)，Wout為太陽(yáng)電池陣的輸出功率、Wsat為除電推進(jìn)之外的衛(wèi)星功耗、N為同時(shí)工作的電推力器數(shù)量、Wep為單個(gè)電推力器工作所需功率，完全由太陽(yáng)電池陣供電，電推力器的單次工作時(shí)長(zhǎng)不受能源限制，但這種情況衛(wèi)星能源利用率低.

當(dāng)0

(1)

式中，Dmean為額定最大放電深度.蓄電池組放電后，需要一定的充電時(shí)間，應(yīng)確保衛(wèi)星能源單圈平衡.采用在升交點(diǎn)和降交點(diǎn)附近[10]進(jìn)行南北位保、一軌分為相隔180°的兩個(gè)開(kāi)機(jī)時(shí)段進(jìn)行東西位保[11-12]的典型策略，且考慮存在陰影期的惡劣情況，電推進(jìn)單次最長(zhǎng)工作時(shí)間t、蓄電池組充電時(shí)間tc和最長(zhǎng)陰影時(shí)間ts滿足(單位：h)：

t+tc+ts≤12

(2)

其中充電時(shí)間

(3)

式中：Ic為恒流模式充電電流；C為恒壓模式充電時(shí)間，通常為1 h左右.

最長(zhǎng)陰影ts=72 min，則有

(4)

1.2 電推力器的工作時(shí)間分析

電推力器的工作時(shí)間分為單次工作時(shí)間和總工作時(shí)間兩項(xiàng).

電推力器的單次最長(zhǎng)工作時(shí)間受衛(wèi)星能源限制.當(dāng)0

(5)

如圖1所示，此時(shí)電推進(jìn)工作所對(duì)應(yīng)的放電深度和工作時(shí)長(zhǎng)均在直線段OA上，不受蓄電池充電時(shí)間限制.

(6)

此時(shí)受蓄電池充電時(shí)間限制，電推力器工作時(shí)間不能再延長(zhǎng).

任何情況下，Dmax必須小于等于電池的額定放電深度Dmean.

圖1 電推力器工作時(shí)間與蓄電池組放電深度關(guān)系Fig.1 Relations between working hours of electric propulsion system and discharge depth of batteries

采用在升交點(diǎn)和降交點(diǎn)附近進(jìn)行南北位保、一軌分為相隔180°的兩個(gè)開(kāi)機(jī)時(shí)段進(jìn)行東西位保的典型策略，執(zhí)行南北位保、東西位保和卸載任務(wù)時(shí)，則某個(gè)電推力器需要的工作時(shí)間分別為

(7)

(8)

(9)

式中：ΔtiNSSK為第i次南北位保任務(wù)需要的電推進(jìn)位保工作時(shí)間；ΔtiEWSK為第i次東西位保任務(wù)需要的電推進(jìn)位保工作時(shí)間；ΔtiMU為第i次角動(dòng)量卸載任務(wù)需要的電推進(jìn)工作時(shí)間；mio和mif是第i次任務(wù)的始末質(zhì)量；ΔviNSSK是第i次南北位保任務(wù)所需速度增量；ΔviEWSK是第i次東西位保任務(wù)所需速度增量；Δli是第i次任務(wù)的角動(dòng)量增量；ηiNSSK為第i次南北位保任務(wù)的推力效率；ηiEWSK為第i次東西位保任務(wù)的推力效率；ηiMU為第i次角動(dòng)量卸載任務(wù)的推力效率；di是第i次角動(dòng)量卸載任務(wù)的推力至衛(wèi)星質(zhì)心距離.其中，在整個(gè)飛行任務(wù)期間可認(rèn)為Fi、ηiNSSK、ηiEWSK、ηiMU和di始終保持不變，分別為F0、η0NSSK、η0EWSK、η0MU和d0.

則整個(gè)飛行任務(wù)期間，對(duì)于某個(gè)電推力器，其執(zhí)行位保和卸載任務(wù)的總工作時(shí)間需滿足：

(10)

式中：ttotal為整個(gè)任務(wù)需要的電推進(jìn)工作時(shí)間；mo和mf是整個(gè)任務(wù)的始末質(zhì)量；ΔvNSSK是一年南北位保任務(wù)所需速度增量；ΔvEWSK是一年?yáng)|西位保任務(wù)所需速度增量；Δl是一年角動(dòng)量卸載任務(wù)的角動(dòng)量增量；tER為電推力器的工作壽命(性能)；R為設(shè)計(jì)冗余系數(shù).

對(duì)于某次衛(wèi)星飛行任務(wù)，mo、mf、Δv和Δl都是確定值；在選用某型電推力器后，F(xiàn)0隨之確定.因此，電推力器的總工作時(shí)間只和η0NSSK、η0EWSK、η0MU、d0相關(guān).

1.3 蓄電池組的放電深度分析

每次南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載時(shí)對(duì)應(yīng)的放電深度DNSSK、DEWSK、DMU須小于等于允許的最大放電深度，結(jié)合式(1)、(7)、(9)可得到：

(11)

(12)

(13)

1.4 電推力器性能約束下的控制周期分析

對(duì)于單次工作，將式(11)～(13)轉(zhuǎn)換，可得控制周期與衛(wèi)星能源的關(guān)系

(14)

(15)

(16)

式中：ΔvNSSK是一年內(nèi)南北位保任務(wù)所需速度增量；ΔvEWSK為一年內(nèi)東西位保任務(wù)所需速度增量；Δl0為一天內(nèi)的角動(dòng)量增量.可見(jiàn)，南北位保、東西位保和卸載最長(zhǎng)周期均受衛(wèi)星充電功率UIc限制，但與蓄電池組容量無(wú)關(guān).

最惡劣情況為連續(xù)進(jìn)行南北位保、東西位保和卸載，則有

DNSSK+DEWSK+DMU≤Dmax

(17)

因此，為確保電推進(jìn)工作時(shí)的衛(wèi)星能源平衡，除了需要Dmax滿足式(11)-(13)的要求，同時(shí)還應(yīng)使圖1中點(diǎn)A的值越大越好，由式(6)可知，充電功率UIc越大、工作的電推力器數(shù)量N越多電推力器的單次工作時(shí)間可越長(zhǎng).

對(duì)于整個(gè)飛行任務(wù)，執(zhí)行位保和卸載任務(wù)時(shí)的電推進(jìn)工作時(shí)間之和不大于電推力器的額定工作時(shí)間，并留有一定冗余，則

(18)

式中tER為電推力器的額定工作時(shí)間.

同時(shí)，執(zhí)行位保和卸載任務(wù)時(shí)的電推進(jìn)工作次數(shù)之和不大于電推力器的額定工作次數(shù)，并留有一定冗余，則

(19)

式中：NNS為電推力器用于南北位保的開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)；NEW為電推力器用于東西位保的開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)；NMU電推力器用于動(dòng)量輪卸載的開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)；NER為電推力器的額定開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù).根據(jù)開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)和控制周期的關(guān)系，可得

(20)

式中：TNS為電推力器用于南北位保時(shí)的控制周期(單位為天)；TEW為電推力器用于東西位保時(shí)的控制周期(單位為天)；TMU電推力器用于角動(dòng)量卸載的控制周期(單位為天)；LD為衛(wèi)星設(shè)計(jì)壽命(單位為年).

受電推力器性能約束，TNS、TEW和TMU必須同時(shí)滿足式(18)和(20).對(duì)于雙太陽(yáng)翼的衛(wèi)星，由于結(jié)構(gòu)對(duì)稱性，引起角動(dòng)量漂移的法向太陽(yáng)光壓力矩較小，角動(dòng)量積累較慢，可幾周卸載一次；對(duì)于單太陽(yáng)翼的衛(wèi)星，由于結(jié)構(gòu)不對(duì)稱，法向太陽(yáng)光壓力矩大，角動(dòng)量積累快，卸載周期的選取還需考慮姿控系統(tǒng)的配置和能力.

1.5 小結(jié)

重點(diǎn)分析衛(wèi)星能源與電推力器性能約束下的電推進(jìn)南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期算法，得到結(jié)論：同等條件下霍爾電推進(jìn)對(duì)于蓄電池組的放電要求更?。辉龃笮铍姵亟M容量、母線電壓、充電功率、同時(shí)工作的電推力器數(shù)量可以降低電推力器工作時(shí)的蓄電池放電深度；電推力器的單次最長(zhǎng)工作時(shí)間主要受推力器功率和衛(wèi)星能源限制；電推力器的南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的最長(zhǎng)控制周期受額定工作次數(shù)、額定工作時(shí)間、充電功率等的限制，須同時(shí)滿足式(18)和(20)，但與蓄電池組容量無(wú)關(guān)，太陽(yáng)翼構(gòu)型不僅影響電推進(jìn)角動(dòng)量卸載的控制周期，還影響南北位保、東西位保的控制周期.

2 仿真算例

2.1 仿真分析的約束條件

仿真分析的約束條件包括：衛(wèi)星干質(zhì)量約2 500 kg，設(shè)計(jì)壽命10年；在軌正常模式整星功率2 428 W(不含電推進(jìn))；太陽(yáng)陣壽命末期輸出功率3.2 kW；定點(diǎn)經(jīng)度111°E；每年南北位保所需速度增量為48 m/s；東西位保所需速度增量為2 m/s；每天角動(dòng)量增量分別為1 N·m·s(雙太陽(yáng)翼)、40 N·m·s(單太陽(yáng)翼)；鋰電池組最大放電深度75%；電推力器性能參數(shù)如表1所示.

表1 典型電推力器性能參數(shù)Tab.1 Performance parameters of typical electric propulsion thrusters

推力器布局采用方式如下：4組電推力器分別位于衛(wèi)星南北面，每側(cè)布置2個(gè)推力器，每臺(tái)推力器獨(dú)立安裝，其推力矢量由獨(dú)立的矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)控制，位保時(shí)推力矢量過(guò)衛(wèi)星質(zhì)心；卸載工作時(shí)，矢量調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)根據(jù)需要調(diào)整推力方向偏離質(zhì)心，產(chǎn)生卸載力矩.

電推進(jìn)工作的基本策略如下：在升交點(diǎn)和降交點(diǎn)附近進(jìn)行南北位保、一軌分為相隔180°的2個(gè)開(kāi)機(jī)時(shí)段進(jìn)行東西位保的典型策略，如圖2所示.

圖2 電推進(jìn)工作位置Fig.2 Work stations of electric thrusters

2.2 電推力器工作時(shí)長(zhǎng)

將約束條件代入式(6)，得到電推力器單次最長(zhǎng)工作時(shí)間.

將約束條件代入式(18)，得到電推力器最長(zhǎng)工作時(shí)間

(21)

式中，Δl0為每天角動(dòng)量增量，根據(jù)約束條件為1 N·m·s(雙太陽(yáng)翼)、40 N·m·s(單太陽(yáng)翼).得出具體計(jì)算結(jié)果.

2.3 南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期

將約束條件代入式(14)～(16)，南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期

(22)

(23)

(24)

可見(jiàn)，充電功率UIc越大，南北位保、東西位保和卸載周期可選取的范圍越寬，如圖3所示.通常母線電壓U為確定值(常用42 V和100 V母線電壓)，當(dāng)U=42 V時(shí)，可得表2所示結(jié)果.可見(jiàn)南北位?？刂浦芷诘倪x取范圍最小，當(dāng)充電電流Ic=5 A時(shí)，離子電推進(jìn)的南北位保周期只能為1天，霍爾電推進(jìn)的南北位保周期只能為1天或者2天.為了擴(kuò)大南北位保的選取范圍，須適當(dāng)增大充電電流Ic.

對(duì)于雙太陽(yáng)翼的衛(wèi)星，根據(jù)式(20)，取R=1.25、TMU=14 d時(shí)

(25)

式(22)、(23)和(25)存在實(shí)數(shù)解，此時(shí)推力器的額定工作時(shí)間和額定工作次數(shù)均留有25%以上的設(shè)計(jì)余量，并且滿足能源平衡要求.

圖3 南北位保周期與充電功率的關(guān)系Fig.3 Relations between NSSK periods and charging power

充電電流Ic/A電推進(jìn)類型 5101520離子南北位保周期/天1.52.93.94.9東西位保周期/天21.038.653.766.7卸載(單翼)周期/天11.919.424.628.4單次最長(zhǎng)工作時(shí)間/h0.841.552.162.68霍爾南北位保周期/天2.34.25.87.1東西位保周期/天31.958.180.898.5卸載(單翼)周期/天18.829.736.841.8單次最長(zhǎng)工作時(shí)間/h0.961.752.412.97

對(duì)于單太陽(yáng)翼的衛(wèi)星，根據(jù)式(24)，取R=1.25、TMU=1 d時(shí)

(26)

根據(jù)表2可知，只有當(dāng)TNS≥4 d、TEW≥16 d時(shí)，才能滿足式(26)，此時(shí)充電電流需要達(dá)到20 A以上.

也可以適當(dāng)增大帆板面積或者增大電池容量，例如，當(dāng)TMU=2 d時(shí)，得到

(27)

根據(jù)表(2)可知，式(27)存在實(shí)數(shù)解，此時(shí)推力器的額定工作時(shí)間和額定工作次數(shù)均留有25%的設(shè)計(jì)余量，并且滿足能源平衡要求.延長(zhǎng)卸載周期可能需要增加姿軌控系統(tǒng)的資源需求，增大帆板面積或者電池容量需要增加帆板或者電池的質(zhì)量，需結(jié)合工程實(shí)際進(jìn)行選取，后續(xù)將展開(kāi)進(jìn)一步研究.

根據(jù)式(17)～(19)，結(jié)合選取的位保和卸載周期，計(jì)算得到電推力器開(kāi)關(guān)機(jī)次數(shù)NNS、NEW和NMU.

根據(jù)式(10)，計(jì)算得到10年壽命期間總工作時(shí)間.

2.4 算例

如果采用增大太陽(yáng)帆板面積滿足電推進(jìn)的功率需求，需增加帆板及電池片質(zhì)量約60kg，降低了衛(wèi)星平臺(tái)承重能力；40%～60%的能源長(zhǎng)時(shí)間不能有效利用，降低了整星能源利用率；單翼衛(wèi)星的日角動(dòng)量積累約增長(zhǎng)一倍，在限定的資源下實(shí)現(xiàn)角動(dòng)量卸載具有一定難度.

利用本文提出的方法，根據(jù)不同的電推進(jìn)類型、帆板構(gòu)型、電源系統(tǒng)性能，針對(duì)性的設(shè)計(jì)南北位保、東西位保和卸載周期，典型策略如下(取Ic=15 A)：

(a)雙翼衛(wèi)星：策略1南北位保周期3天，東西位保周期7天、角動(dòng)量卸載周期14天、Q=240 A·h；策略2南北位保周期3天，東西位保周期21天、角動(dòng)量卸載周期14天、Q=240 A·h；

(b)單翼衛(wèi)星：策略1南北位保周期2天，東西位保周期5天、角動(dòng)量卸載周期2天、Q=240 A·h；策略2南北位保周期4天，東西位保周期21天、角動(dòng)量卸載周期1天、Q=360 A·h.

計(jì)算結(jié)果如表3～5所示，結(jié)果表明，留有合理設(shè)計(jì)余量的情況下，根據(jù)該方法優(yōu)選得到的電推進(jìn)工作策略可以滿足電推力器的性能要求，并滿足整星能源平衡要求；雙翼衛(wèi)星可利用衛(wèi)星原有的電源系統(tǒng)配置，完成電推進(jìn)系統(tǒng)的工作；單翼衛(wèi)星對(duì)整星能源要求更高，部分情況下需要增大蓄電池組容量以滿足能源平衡要求.考慮測(cè)量誤差、長(zhǎng)周期預(yù)留項(xiàng)等不確定因素，南北位保3天一個(gè)周期的情況下控制精度約為0.03°.

表3 典型電推進(jìn)工作策略(雙翼)Tab.3 Working hours of electric propulsion systems (with two solar panels)

表4 典型電推進(jìn)工作策略(單翼)Tab.4 Working hours of electric propulsion systems (with single solar panel)

表5 衛(wèi)星能源平衡情況(EOL)Tab.5 Power balance of satellites(EOL)

3 結(jié) 論

本文針對(duì)電推進(jìn)系統(tǒng)的高功率需求，分析衛(wèi)星能源與電推力器性能約束下的電推進(jìn)南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期優(yōu)選算法，提出基于太陽(yáng)電池陣和蓄電池組聯(lián)合供電的靜止軌道衛(wèi)星電推進(jìn)在軌工作策略，得到如下結(jié)論：同等條件下霍爾電推進(jìn)對(duì)于蓄電池組的放電要求更小；增大蓄電池組容量、母線電壓、充電功率以及同時(shí)工作的電推力器數(shù)量可以降低蓄電池放電深度；太陽(yáng)翼構(gòu)型不僅影響電推進(jìn)角動(dòng)量卸載的控制周期，還影響南北位保、東西位保的控制周期；南北位保、東西位保和角動(dòng)量卸載的控制周期選取與蓄電池組容量無(wú)關(guān)；電推力器單次最長(zhǎng)工作時(shí)間受推力器功率和衛(wèi)星能源限制，增大充電功率可以延長(zhǎng)電推力器工作時(shí)間.仿真算例表明，在留有工程設(shè)計(jì)余量的情況下，根據(jù)該方法優(yōu)選得到的電推進(jìn)工作策略可以滿足電推進(jìn)系統(tǒng)的使用要求和整星能源平衡要求，提出的工作策略具有工程可行性.與采用增大太陽(yáng)帆板面積的方法相比，可避免衛(wèi)星平臺(tái)承重能力降低(約60 kg)和整星能源利用率降低(40%～60%)，可達(dá)到高效利用電推力器和整星能源的目的.

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Work Strategies of Electric Propulsion Systems ofGEO Satellites Based on Joint Power Supply

CHEN Xiaojie， LI Jian， ZHU Zhenhua， ZHOU Xubin， SHEN Yili

(ShanghaiInstituteofSatelliteEngineering,Shanghai201100,China)

Electric propulsion systems have huge power demands. To raise the utilization efficiency of satellite resources, work strategies of electric propulsion systems are proposed based on joint power supply from solar cells and batteries with complex engineering constrains. The impact analysis of different kinds of electric propulsions, different configurations of solar panels and power supply systems are introduced to obtain the optimization strategy during the periods of north south station keeping(NSSK), east west station keeping(EWSK) and momentum unloading(MU). Finally, simulation examples validate that reasonable work strategies can be achieved to meet the high power demands of the electric propulsion under complex engineering constrains and suitable design margin.

electric propulsion； joint power supply； work strategies； NSSK； EWSK； momentum unloading

*民用航天技術(shù)先研究項(xiàng)目(D010107).

2017-02-01

陳曉杰(1985—)，男，工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)；李 鑒(1980—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺刂葡到y(tǒng)總體設(shè)計(jì)；朱振華(1978—)，男，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)；周徐斌(1975—)，男，研究員，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì)；沈毅力(1972—)，男，研究員，研究方向?yàn)楹教炱骺傮w設(shè)計(jì).

V19

A

1674-1579(2017)03-0040-07

10.3969/j.issn.1674-1579.2017.03.007