隋起勝，袁建平

?

太陽同步衛(wèi)星的控制現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢

隋起勝，袁建平

（西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院，西安 710072）

在介紹太陽同步軌道相關(guān)知識的基礎(chǔ)上，著重分析了該軌道的高度因素，給出了當(dāng)前在軌太陽同步衛(wèi)星軌道高度的上下限，介紹了幾種典型的低軌道太陽同步衛(wèi)星，同時給出了太陽同步衛(wèi)星軌道控制方法的發(fā)展?fàn)顩r及趨勢，最后綜述了當(dāng)前國內(nèi)外太陽同步軌道的軌控模式與維持策略。

太陽同步軌道；軌道高度；自主軌控；軌控策略

太陽同步軌道SS-O（sun-synchronous orbit）是指由于地球是個扁橢球體，導(dǎo)致衛(wèi)星軌道平面的進(jìn)動，如果選定合適的傾角（大于90°）和軌道高度使得衛(wèi)星軌道平面繞地球自轉(zhuǎn)軸的旋轉(zhuǎn)方向和角速度與地球繞太陽公轉(zhuǎn)的方向和平均角速度相同（0.9856°/d），則這種軌道稱為太陽同步軌道[1]。歷史上典型的衛(wèi)星包括NLMBUS，TIROS，COBE，SME，LANDSAT等均采用太陽同步軌道，最近一些采用太陽同步軌道的科學(xué)試驗衛(wèi)星包括Terra，Eo-1，GOCE等[1]，至于將來的一些衛(wèi)星包括Aura，CloudSat，CALISOd，GEC[2]等也將采用太陽同步軌道。這樣高頻率地使用太陽同步軌道的主要原因是其能很好地滿足任務(wù)需求，其軌道的主要優(yōu)點可歸納如下：

1）太陽同步軌道的軌道傾角很大（96.5°~102.5°），其軌跡幾乎能覆蓋所有緯度范圍（極地附近某些區(qū)域除外）；

2）太陽同步軌道的高度變化范圍比較廣（200~1 680 km），因此可以適用不同衛(wèi)星、不同任務(wù)的需求，軌道適用范圍比較大，便于對星載設(shè)備尤其是成像設(shè)備的選擇；

3）由于軌道面法線方向和太陽方向的夾角幾乎保持不變，因此其光照條件幾乎是固定的，便于對衛(wèi)星的熱控系統(tǒng)和供電系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計[1]；

4）太陽同步軌道是回歸軌道（或準(zhǔn)回歸軌道），即在一個固定的周期內(nèi)，衛(wèi)星的星下點軌跡會重復(fù)經(jīng)過該地區(qū)，而且衛(wèi)星每次都在同一地方時經(jīng)過該地上空，因此可以更好地獲得相關(guān)數(shù)據(jù)。

1 太陽同步軌道的高度因素

太陽同步衛(wèi)星軌道高度的確定是進(jìn)行衛(wèi)星軌道設(shè)計的一個重要步驟，因為衛(wèi)星軌道高度涉及軌道周期、覆蓋范圍、軌道回歸周期、衛(wèi)星對地觀測設(shè)備的設(shè)計等相關(guān)問題。升交點變化率計算公式如下式所示[3]：

式（1）中為衛(wèi)星的長半軸，為偏心率，為軌道傾角，為地球半徑，為衛(wèi)星的平均角速度，取0.001082。從上面的關(guān)系式可以看出軌道高度（或長半軸）與軌道傾角是相互耦合的，選擇合適的長半軸和軌道傾角，使得0.985 6°/d，則該軌道為太陽同步軌道。圖1為在軌道偏心率為0的情況下，符合太陽同步衛(wèi)星軌道條件的軌道傾角和軌道高度之間的關(guān)系圖。

根據(jù)J.R.Wertz的定義[1]，軌道高度低于1 000 km的衛(wèi)星為低軌衛(wèi)星。當(dāng)軌道高度超過1 000 km后，Van Allen輻射帶將會給衛(wèi)星帶來大量輻射，從而增加衛(wèi)星的設(shè)計成本和設(shè)計難度。考慮到地面覆蓋、對地面目標(biāo)的訪問和目前國際上已發(fā)射的太陽同步衛(wèi)星的飛行高度，本文將1 680 km作為SSO軌道的高度上限。衛(wèi)星軌道高度的下限也是一個要考慮的問題，因為衛(wèi)星在200~500 km的軌道高度，受到大氣的影響很大，大氣阻力會持續(xù)消耗衛(wèi)星的機(jī)械能，導(dǎo)致軌道高度的降低。因此衛(wèi)星必須通過軌道機(jī)動來提高軌道高度。圖2為截止2007年8月所有在軌太陽同步衛(wèi)星的軌道高度與衛(wèi)星數(shù)量的統(tǒng)計圖[4]，由圖2可以看出，目前在軌的太陽同步衛(wèi)星其軌道高度主要集中在600~900 km之間。

圖2 太陽同步衛(wèi)星軌道高度與數(shù)量的統(tǒng)計圖

2 典型的近地太陽同步衛(wèi)星

對于在超低軌道高度（一般低于300 km）運行的衛(wèi)星，即使未搭載高倍率攝影機(jī)，也能很好地獲得地表或氣象信息，因此可望大幅削減成本。根據(jù)日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）的分析，開發(fā)超低高度衛(wèi)星的成本可望大幅削減至傳統(tǒng)衛(wèi)星的三分之一到五分之一[5]，因此對其研究具有重要實用價值。

下面介紹幾顆典型的近地太陽同步軌道衛(wèi)星。首先介紹歐空局的地球重力場和海洋環(huán)流探測衛(wèi)星GOCE（gravity field and steady-state ocean circulation explorer）[6]。GOCE是2009年2月發(fā)射的低軌道太陽同步衛(wèi)星，其穩(wěn)定工作后的軌道高度為240 km，軌道傾角為96.5°，設(shè)計壽命為2年，主要使命是測量地球引力場，幫助海洋學(xué)家繪制世界海洋環(huán)流圖[6-7]。GOCE是歐空局首顆采用無阻力控制的衛(wèi)星，即衛(wèi)星圍繞地球做“純自由下落運動”，也是第1顆采用電離子推進(jìn)器持續(xù)抵償大氣阻力的衛(wèi)星[8-9]。圖3是GOCE在太空運行的想象圖。

圖3 GOCE在太空運行的想象圖

2007年日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）宣布計劃發(fā)射軌道高度為180 km的地球觀測衛(wèi)星[5]，這種衛(wèi)星因為軌道高度極低而在觀測上具有極大的優(yōu)勢，但同樣也面臨外層大氣阻力導(dǎo)致衛(wèi)星進(jìn)入大氣層而燒毀的困境，因此該衛(wèi)星將使用日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)獨立研發(fā)的高性能離子引擎，這種高性能離子引擎可以使衛(wèi)星在這樣的軌道運行3年。其中離子引擎是JAXA獨自開發(fā)的技術(shù)，其相關(guān)性能已從小行星探測器“隼鳥號”任務(wù)中獲得了實際驗證。

下面再簡單介紹一些國外軌道高度為400 km左右的太陽同步衛(wèi)星[10]。如歐空局的STEP（satellite test of the equivalence principle）衛(wèi)星，其軌道高度為400 km；美國的OrbView-3，其軌道高度為470 km，傾角為97°；美國的Quickbird-2衛(wèi)星，其軌道高度為450 km，傾角為98°；以色列的EROS A1A2，軌道高度為480km，軌道傾角為97.33°。它們都是采用常規(guī)的火箭噴氣發(fā)動機(jī)進(jìn)行軌道控制與維持的，在此不贅述。圖4、圖5和圖6分別是OrbView-3，Quickbird-2和EROS A1的衛(wèi)星圖片[10]。

圖4 OrbView-3衛(wèi)星

圖5 Quickbird-2衛(wèi)星

圖6 EROS A1衛(wèi)星

3 太陽同步衛(wèi)星的軌道控制模式

太陽同步衛(wèi)星一般為對地觀測衛(wèi)星，為便于衛(wèi)星圖像資料的處理和應(yīng)用，對星載遙感儀器對地觀測的陽光條件、對地覆蓋的銜接以及通過同地區(qū)的高度都提出了較高的要求，因此對太陽同步衛(wèi)星軌道要素（尤其是傾角、半長軸和偏心率）的要求極高。為了使衛(wèi)星在預(yù)定的軌道穩(wěn)定飛行，就需要對其進(jìn)行軌道控制，軌道控制包括初始軌道捕獲和軌道維持。航天器的軌道控制可以用以下2種方法來實現(xiàn)：非自主軌道控制（遙控指令控制）和自主軌道控制。

3.1 非自主軌道控制

非自主軌道控制是指根據(jù)地面測量信息，由地面計算好軌控發(fā)動機(jī)的點火時刻、點火時間長度（或點火提供的速度增量）和點火姿態(tài)，將軌道控制參數(shù)通過延時指令注入到飛行器，實現(xiàn)軌控發(fā)動機(jī)點火，其主要控制原理如圖7所示[3]。該方案的優(yōu)點是在實施軌道控制時，地面是已知的、可預(yù)測的；缺點是地面需要進(jìn)行大量的計算，尤其是為軌道預(yù)報和控制指令的生成。隨著在軌衛(wèi)星的日益增多，完全由地面支持的非自主軌控模式給地面測控帶來的壓力越來越大。對于深空探測，非自主控制的命令傳輸還存在時延的問題?，F(xiàn)在大部分在軌的太陽同步衛(wèi)星都是采用上述方式實現(xiàn)的，不贅述。

圖7 非自主控制原理框圖

3.2 自主軌道控制

飛行器自主控制是指飛行器根據(jù)軌道測量（主要靠星上GPS自主測量）信息、目標(biāo)軌道信息（可由指令上注）和允許偏差，自主計算軌控發(fā)動機(jī)的點火時刻、點火時間長度（或速度增量）和點火姿態(tài)，實現(xiàn)軌控發(fā)動機(jī)點火以進(jìn)行軌道控制。啟動軌道控制指令可由地面發(fā)出，也可由飛行器自主發(fā)出。該方案的優(yōu)點是軌道控制完全由飛行器自主完成，控制精度高，地面負(fù)擔(dān)較小，不存在信號傳輸時延等，因此是以后軌控重點研究和發(fā)展的方向。缺點是飛行器本身需要進(jìn)行大量的計算（尤其是在軌道預(yù)報和控制指令的生成方面），因此對星載計算機(jī)提出了較高的要求，再者飛行器自主控制對地面而言是未知的，因此增加了地面軌道預(yù)報難度；當(dāng)飛行器軌道錯誤或發(fā)生宇宙空間單粒子事件時，具有一定的風(fēng)險。

下面簡單介紹國外一些典型的自主控制的衛(wèi)星。首先是英國薩里大學(xué)的UoSAT-12。1999年UoSAT-12利用軌道控制軟件包（orbicontrol kit，OCK）進(jìn)行了首次全自主飛行試驗，取得了圓滿成功。2006年TacSat-2衛(wèi)星利用升級版的OCK軟件（OCK是由Microcosm公司研制的主要應(yīng)用于衛(wèi)星的自主軌道控制的軟件）進(jìn)行了自主軌控試驗，衛(wèi)星在切向的控制精度可以達(dá)到1km以內(nèi)。UoSAT-12自主軌控所采用的OCK軟件的輸入、處理和輸出如圖8所示[11]。

圖8 OCK軟件結(jié)構(gòu)圖

2004—2005年法國的太陽同步衛(wèi)星EMETER進(jìn)行了自主軌控試驗，該試驗旨在驗證星載自主軌控計算和衛(wèi)星軌道保持的能力。DEMETER采用TOPSTAR3000 GPS接收機(jī)，軌控計算軟件裝在GPS接收機(jī)上面，但是速度和姿態(tài)的控制指令軟件是在有效載荷管理單元（payload management unit）產(chǎn)生的，其控制流程與OCK軟件類似，在此不贅述。A. Lamy詳細(xì)介紹了DEMETER進(jìn)行自主軌道控制的相關(guān)問題[12]，如DEMETER進(jìn)行自主軌控的約束問題、星上自主軌控體系構(gòu)成以及控制算法等。

GOCE是歐空局首顆采用無阻力控制的衛(wèi)星。由于GOCE在極低軌道運行，該衛(wèi)星的無阻力和高度控制子系統(tǒng)DFACS（drag-free and altitude control system）與靜電重力梯度儀EGG（electricity gravity gradiometer）自動測定衛(wèi)星的軌道高度、角運動、線性加速度和角加速等相關(guān)數(shù)據(jù)，從而得到GOCE所遭遇的阻力信息，然后電離子推進(jìn)器根據(jù)阻力信息自動調(diào)整推力大小來抵償大氣阻力，以維持所需的高度和速度。

4 太陽同步衛(wèi)星的軌道維持策略

首先介紹一下國外太陽同步軌道控制策略的一些研究狀況。I. M. Ros和K. T. Alfriend提出了利用雙脈沖實現(xiàn)對傾角、半長軸和偏心率這3個參數(shù)修正的方法[13]，但是該方法較復(fù)雜，詳情請見文獻(xiàn)[13]。 V.Carrara在詳細(xì)分析了BRSS（brazilian remote sensing satellite）衛(wèi)星各種主要攝動對軌道根數(shù)影響的基礎(chǔ)上，給出了BRSS的軌道控制與維持策略[14]。Y. J. Park給出了低軌道衛(wèi)星軌道保持的一個節(jié)省燃料的優(yōu)化算法[15]。S. De Florio等介紹了近地衛(wèi)星進(jìn)行自主軌控的優(yōu)化問題[16]，S. De Florio采用標(biāo)準(zhǔn)的Linear Quadratic Regulator（LQR）把整個問題當(dāng)成是衛(wèi)星編隊來進(jìn)行優(yōu)化，當(dāng)然其中一顆是虛擬的，然后利用PRISMA飛行軟件驗證了該算法的正確性。H.Bassner等詳細(xì)介紹了GOCE任務(wù)中的等離子發(fā)動機(jī)的工作原理和工作性能[17]。E. Canuto等詳細(xì)介紹了GOCE實現(xiàn)“drag-free”控制的數(shù)學(xué)模型，并給出了數(shù)值仿真結(jié)果[18-19]。R. Blott等介紹了SEP（solar electric propulsion）在GOCE和Bepi Colombo任務(wù)中的應(yīng)用，其中在GOCE任務(wù)中介紹了SEP如何根據(jù)阻力信息提供高靈敏度的推力以抵償大氣阻力對衛(wèi)星高度的影響[20]。P. Silvestrin和M. C. A. M. Van der LIST也對GOCE任務(wù)中采用電推進(jìn)進(jìn)行了相關(guān)研究[11, 21]。F. Ceccanti等對低軌道成像衛(wèi)星采用電子推進(jìn)進(jìn)行了研究，并對低軌道太陽同步凍結(jié)軌道進(jìn)行了仿真驗證[22]。

國內(nèi)在對太陽同步衛(wèi)星控制方面也進(jìn)行了相當(dāng)多的研究，如楊維廉詳細(xì)敘述了太陽同步軌道分析與設(shè)計所涉及的主要理論問題，給出了相應(yīng)的在工程中十分有用的數(shù)學(xué)模型，并利用資源一號衛(wèi)星入軌后所進(jìn)行的飛行控制實踐進(jìn)行模型驗證，具有很好的參考價值[23-26]。趙黎平等針對太陽同步軌道衛(wèi)星的軌道捕獲和保持中發(fā)動機(jī)所提供的周向力會同時改變軌道長半軸和偏心率這一問題，根據(jù)衛(wèi)星的拉格朗日運動方程，提出了利用雙脈沖同時實現(xiàn)長半軸和偏心率控制的策略[27]。楊永安等在分析太陽同步衛(wèi)星降交點地方時漂移因素時，發(fā)現(xiàn)大氣阻力和太陽引力攝動使得降交點地方時產(chǎn)生漂移加速度，楊等針對產(chǎn)生漂移的原因，提出了通過軌道偏置設(shè)計、軌道高度和軌道傾角保持控制的太陽同步衛(wèi)星降交點地方時漂移控制策略[28]。羅宇陽等在考慮地球扁率攝動、大氣阻力攝動和太陽引力諧振等主要因素后，采用了主動超調(diào)和被動控制相結(jié)合的策略，提出了一種初始半長軸偏置后的衛(wèi)星地面軌跡保持方法，并分析了半長軸、傾角攝動變化率以及初始半長軸和傾角偏置量對地面軌跡漂移的影響[29]。姬學(xué)軍提出用偏置半長軸補(bǔ)償傾角誤差引起的地面軌跡漂移的方法，該方法可適用于對地觀測的太陽同步衛(wèi)星普遍情況[30]。趙堅利用解析法對太陽同步回歸軌道衛(wèi)星動力學(xué)特性進(jìn)行了研究，分析了非球攝動、大氣阻力攝動和太陽引力諧振等主要攝動因素對太陽同步回歸軌道的影響，并以此為依據(jù)對太陽同步回歸軌道的軌道保持方法進(jìn)行了相關(guān)研究[31]。

5 結(jié)語

太陽同步衛(wèi)星由于其軌道特性能很好地滿足相關(guān)任務(wù)需求，因此對其研究具有重要的理論意義與工程意義。從太陽同步衛(wèi)星的控制現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢看來，自主控制是太陽同步衛(wèi)星未來軌道控制的主要趨勢，值得加強(qiáng)研究。

[1] BOAIN R J. A-B-Cs of sun-synchronous orbit mission design[C]//14th AAS/AIAA Space Flight Mechainics Conference. Pasadena, California: Jet Propulsion Laboratory National Aeronautics and Space Administration, 2004.

[2] WERTZ J R. Coverage, responsiveness and accessibility for various"responsive orbit"[C]//3rd Responsive Space Conference. Los Angeles, California: [s.n.], 2005.

[3] 楊嘉墀. 航天器軌道動力學(xué)與控制(下)[M]. 北京: 宇航出版社, 2002: 6.

[4] SHORTT K, WEEDEN B. Development of a sun-synchronous zoning architecture to minimize conjunctions[C]//Secure World Foundation: Canadian Space Society, 2007.

[5] 網(wǎng)易新聞中心. 日本開發(fā)低成本超低空衛(wèi)星擬三年后發(fā)射升空[EB/OL]. (2007-10-29)[2011-02-18]. http://news.163.com/07/1029/3RUKRIMT000120GU.html.

[6] 科技論壇. GOCE電離子推進(jìn)器和重力梯度儀啟動[EB/OL]. (2009-04-14)[2011-02-18]. http://www.tech-domain.com/viewthread.php?tid=18280

[7] ESA-ortal. ESA′s earth explorer gravity satellite on show[EB/OL]. (2007-07-24)[2011-02-18]. http://www.esa.int/esaCP/ SEM49CB474F_index_0.html

[8] ESA-observing the earth. ESA launches earth explorer mission GOCE[EB/OL]. (2009-03-19)[2011-02-18].http://www.esa.int/esaEO/SEMH3NIYRF_index_0.html

[9] ESA-the Living Planet Programme. GOCE achieves drag-free perfection[EB/OL]. (2009-05-16)[2011-02-18]. http://www.esa.int/esalp/SEMGUV00WUF_index_0.html

[10] Gulf of Mexico Programm. USGS science for a changing world[EB/OL]. (2009-03-19)[2011-02-18]. http://www.epa.gov/gmpo/gulfguard/2000_lbeytnr.html

[11] Vander LIST M C A M, Van PUT P A G, YüCE V, et al. Next generation electrical proulision feed system and spin-off micro-prpulision components[C]//42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. California: [s.n.], 2006, 8.

[12] LAMY A, CHARMEAU M C, LAURICHESSE D, et al. Experiment of autonomous orbit control on the demeter satellite[C]// Proceedings of the 18th Interntional Symposium on Space Flight Dynamics(ESA SP-548). Munich: [s.n.], 2004, 12: 327.

[13] ROS I M, ALFRIEND K T. Low_earth_orbit maintenance: reboosts vs thrust-drag cancellation[J]. Journal of Guidance, Control and Dynamics, 1994, 18(4): 930-932.

[14] CARRARA V. Orbit maintenance strategy for the brazilian remote sensing satellite[J]. Orbit Dynamics of Natural and Artificial Objects, 1989: 85-97.

[15] PARK Y J, PARK S Y, KIM Y R, et al. Fuel optimization for low earth orbit maintenance[J]. Journal of Astronomy and Space, 2008, 25(2): 167-180.

[16] FLORIO S D, AMICO S D. Optimal autonomous orbit control of remote sensing spacecraft[Z]. Germany: Space Flight Technology Department, German Aerospace Center(DLR), 2009.

[17] BASSNER H, KILLINGER R, MARX M, et al. Ion propulsion for drag compensation of GOCE[C]//36th AIAA/ASME/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conferen and Exhibit. Huntsville, Alabama: [s.n.], 2000.

[18] CANUTO E, BONA B, CALAFIORE G, et al. Drag free control for the European satellite GOCE. PartⅡ: Digital control[C]// Proceedings of the 41st IEEE Conference on Decision and Control. Las Vegas, Nevada: [s.n.], 2002, 12: 1269-1274.

[19] CANUTO E, BONA B, CALAFIORE G, et al. Drag free control for the European satellite GOCE. PartⅠ: Modeling[C]// Proceedings of the 41st IEEE Conference on Decision and Control. Las Vegas, Nevada: [s.n.], 2002, 12: 4072-4077.

[20] BLOTT R, FEARN D, WALLACE N, et al. From low Earth orbit to Mercury with solar electric propulsion[C]//AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition: the Next 100 Years. The World’s Forum for Aerospace Leadership: [s.n.], AIAA2003-2582.

[21] SILVESTRIN P. Control and navigation aspects of the new ESA Earth observation missions[J]. Annual Reviews in Control, 2005, 29(2): 247-260.

[22] CECCANTI F, MARCUCCIO S. Earth observation from elliptical orbits with very low altitude perigee[C]// Small Satellites for Earth Observation Digest of the 4rd International Symposium of the IAA. Berlin: [s.n.], 2003.

[23] 楊維廉. 太陽同步回歸軌道的長期演變與控制[J]. 航天器工程, 2008, 17(2): 26-30.

[24] 楊維廉. 衛(wèi)星軌道保持的一類控制模型[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2001, 1: 11-22.

[25] 楊維廉. 太陽同步、回歸軌道的軌跡漂移與控制[J]. 飛行器測控技術(shù), 1993, 3: 6-12.

[26] 楊維廉. 資源一號衛(wèi)星軌道: 理論與實踐[J]. 北航天器工程, 2001, 10(1): 30-43.

[27] 趙黎平, 周風(fēng)岐, 周軍. 實現(xiàn)軌道偏心率協(xié)調(diào)控制的衛(wèi)星軌道維持方法[J]. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報, 2002, 20(1): 125-127.

[28] 楊永安, 馮祖人, 譚煒, 等. 太陽同步衛(wèi)星降交點地方時漂移控制策略研究[J]. 控制與策略, 2008, 23(6): 693-696.

[29] 羅宇陽, 謝亞楠, 戎鵬志, 等. 傾角偏置太陽同步軌道的地面軌跡保持方法[J]. 上海航天, 2007, 2: 11-15.

[30] 姬學(xué)軍. 太陽同步兼回歸軌道的控制方法[J]. 宇航學(xué)報, 1982, 4: 1-12.

[31] 趙堅. 太陽同步(準(zhǔn))回歸軌道衛(wèi)星的軌道保持方法研究[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù), 2004, 24(4): 60-64.

Status and trend of control over sun-synchronous satellites

SUI Qi-sheng, YUAN Jian-ping

(Astronautics College, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China)

On the basis of introducing the knowledge of the sun-synchronous orbit, the orbit altitude is analyzed emphatically, and the orbit height bound of the in-orbit satellites is given. Then several typical kinds of lower sun-synchronous satellites are introduced, and the status and development trend of the sun-synchronous orbit control are described. Finally an overview of the orbit control mode and maintenance strategy for sun-synchronous orbit are given.

sun-synchronous orbit; orbit height; autonomous on-board orbit control; orbit control strategy

V448.2

A

1674-0637(2011)02-0146-08

2011-03-06

隋起勝，男，博士研究生，研究員，主要從事航天測控總體方面的研究。