王家勝 經(jīng)姚翔 楊顯強 游晟

（中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

采用衛(wèi)星中繼克服航天器再入通信黑障的途徑

王家勝 經(jīng)姚翔 楊顯強 游晟

（中國空間技術研究院通信衛(wèi)星事業(yè)部，北京 100094）

在簡述載人航天器再入過程、等離子鞘套特點和中繼傳輸原理的基礎上，分析了采用衛(wèi)星中繼克服再入通信黑障的具體途徑?？紤]到必須采用較高工作頻率（Ka頻段）的一次中繼方法存在一定局限性，提出了一種采用二次中繼的新方法，它可以將再入通信的工作頻率向低擴展到多數(shù)載人航天器在軌常用的S頻段。文章討論了這兩種方法的優(yōu)缺點，論述了實施它們對中繼站和再入航天器的主要要求，并就影響其效果和航天器設計的重要因素進行了分析。鏈路計算結(jié)果表明：兩種方法都可滿足傳輸需求，從總體上考慮二次中繼方法更好一些?？紤]到我國空間基礎設施和相關技術背景條件，在近期內(nèi)衛(wèi)星中繼將是解決再入通信黑障問題可實現(xiàn)的技術途徑。

再入航天器；中繼衛(wèi)星；等離子鞘套；通信黑障；總體設計

1 引言

在載人航天活動的初期，人們就開始探索解決再入通信黑障的途徑，50多年來進行了大量的工作，提出了諸如低頻、高頻、激光，提高等效全向輻射功率（EIRP）和品質(zhì)因素（G/T值），選擇合適的再入艙空氣動力外形、再入彈道參數(shù)和通信天線位置及類型，注入親電子物質(zhì)、親電子物質(zhì)燒蝕材料、磁窗口、正交電磁場、等離子體調(diào)制、哨聲波（Whistler mode wave）和拉曼散射等設想和方法［1-4］，力圖克服這一障礙，并獲得了一些可喜的成果。但是，由于這一交叉學科的理論模型驗證和試驗等方面工作的難度很大，國際上還未獲得具有較普遍意義的工程實用解。

我國在載人航天領域取得了舉世矚目的成就，今后還將迅速發(fā)展，其對再入段通信和測控實時傳輸?shù)囊笠矊⒃絹碓礁?。因此，克服再入通信黑障的研究具有重要工程實用價值。

本文在作者前期工作［4］的基礎上，結(jié)合我國現(xiàn)有航天基礎設施和技術的背景，提出采用衛(wèi)星中繼克服再入通信黑障的方法（以下簡稱中繼法），并對其實現(xiàn)的具體技術可行性進行討論。

文中只考慮應用最為廣泛的具有一定升力的鈍頭型返回艙。對于無動力升力滑行型構(gòu)型的航天飛機，由于其空氣動力外形和鞘套分布特殊，將不在論述之列。

2 航天器再入和無線中繼傳輸

2.1 航天器的再入過程

以載人航天器為例，它一般由軌道艙、推進艙和返回艙3個艙段組成。其中只有返回艙攜帶航天員返回地面，其簡要過程如下：

（1）載人航天器與其對接的目標航天器分離；

（2）軌道艙和其他兩艙分離；

（3）推進艙和返回艙的組合體進行調(diào)姿和制動，進入再入軌道（軌道艙將繼續(xù)在軌運行）；

（4）組合體下降到約150 km高度，兩艙分離（拋掉推進艙）；

（5）返回艙調(diào)姿，達到鈍頭朝前的配平攻角飛行狀態(tài)，開始再入大氣層；

（6）在約10 km高度，返回艙回收著陸系統(tǒng)自動開始工作，直至著陸。

2.2 再入等離子鞘套的特點

對于再入等離子鞘套已有不少研究和文獻［5-8］。其特點主要有：

（1）等離子鞘套只在航天器再入中的某一段高度內(nèi)存在。高度過高，空氣稀薄，加熱效應小，不能形成等離子體；高度過低時，電子碰撞角頻率ν增加，航天器速度又減小，無法使等離子體維持。一般說來，航天器再入時等離子鞘套存在的高度在100～40 km范圍內(nèi)。

（2）等離子鞘套的分布和返回艙的外形、高度、速度、攻角和彈道等因素有關，它呈現(xiàn)不均勻的空間分布。在迎風面方向它被壓縮在再入航天器周圍較窄的范圍內(nèi)，其對應的等離子體頻率fp超過40 GHz；背風面鞘套呈擴散分布，fp可比迎風面低一個數(shù)量級以上。

（3）電磁波在穿透等離子鞘套的衰減A（t）是fp、電子碰撞角頻率ν、工作頻率f和時間t等變量的函數(shù)。A（t）值大到使得再入航天器與地面的通信鏈路無法維持時，就形成所謂通信黑障。

（4）國外曾在很強無線鏈路的情況下，進行過可信度較高的再入飛行試驗。再入過程中，S頻段信號在迎風面方向（對地面）仍完全中斷，而在背風面方向信號未中斷但出現(xiàn)峰值約25 dB的衰減。

2.3 無線中繼傳輸

在無線通信中人們常用到中繼的方法，用來解決擴大覆蓋范圍（增加通信距離）和超視距傳輸?shù)葐栴}，得到了廣泛的應用。

考慮如圖1所示的n次中繼普遍情況，在傳輸路徑中共有n+1個中繼路段。設第i個中繼路段的傳輸距離為Di，工作波長為λi，發(fā)射端天線的增益為Gti、發(fā)射功率為Pti，接收端天線的增益為Gri、接收功率為Pri，接收端的總系統(tǒng)噪聲功率為Ni，路徑損耗為Lpi，其他損耗為Lsi，則該路段的信噪比為

理論分析表明，整個中繼鏈路的總信噪比γT可表示為［9］

無線中繼的設計就是通過對n、式（1）中各參數(shù)和其他因素的綜合分析和選取，使總信噪比γT滿足要求。

圖1 n次中繼普遍情況示意圖Eig.1 Schematic of a general“n relays”configuration

3 采用中繼法克服航天器再入通信黑障

3.1 中繼法的基本思路

依據(jù)綜合論證和分析航天器再入過程、等離子鞘套特點和中繼傳輸原理，本文給出了采用中繼法克服航天器再入通信黑障的具體方法。其基本思路與大多數(shù)設想和方法［4］不同：它不試圖直接解決消除或減弱等離子鞘套的難題，不去開發(fā)相對易于穿透等離子鞘套但和規(guī)定的頻譜規(guī)范相矛盾的通信頻段，也不對可能穿透再入等離子體的新電波傳播模式進行研究，而是通過一次或二次衛(wèi)星中繼的方法，采用“迂回策略”，利用其等離子體電子密度不均勻分布的特點，設法將電磁波從鞘套較弱的背風面方向傳出，通過衛(wèi)星轉(zhuǎn)發(fā)，繞道到達地球站。這樣就避開了直接對地傳輸方向的巨大信號衰減，可克服再入通信黑障影響，滿足再入段最低限度的實時通信要求。中繼法將克服航天器再入通信黑障轉(zhuǎn)化為一個增加通信距離的問題，擴展了衛(wèi)星中繼的應用范圍。此方法的代價是加大了鏈路的傳輸距離，并需要占用航天器上一定的資源（指質(zhì)量和功率等，下同）以配置相應的設備。但和突破黑障可實現(xiàn)通信的巨大優(yōu)點相比，這些代價十分值得。

3.2 采用中繼法的航天器應滿足的主要條件

3.2.1 中繼航天器應滿足的主要條件

（1）在返回艙再入過程中，中繼航天器應一直處于其背風面的上方。它在整個黑障時段，乃至整個再入過程中都可以提供中繼服務，這給其軌道特性提出了特殊要求。

（2）具有中繼接收、發(fā)射設備或有能力提供一定的資源以安裝這些設備，使得從返回艙到中繼站，再到地球站的整個鏈路按式（2）計算出的總信噪比γT滿足要求。

（3）再入通信頻率應符合星間傳輸?shù)念l譜規(guī)范，目前有S和Ka頻段可供選用。

近年來迅速發(fā)展的數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星位于地球靜止軌道（GEO），居高臨下，只要定點位置合適，可從背風面方向與返回艙建立通信聯(lián)系。由于它專門為衛(wèi)星中繼傳輸設計，其單址鏈路具有很高的Ka頻段和S頻段中繼能力，如表1所示（已含天線指向誤差［10］），是本文首選的中繼站。

表1 數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星單址鏈路典型性能Table 1 Typical property of single access link of data relay satellite

另外，某些特定軌道參數(shù)（一般應和返回艙再入前運行軌道的參數(shù)相近）的在軌航天器也可成為供選擇的中繼站。

3.2.2 返回艙應滿足的主要條件

（1）可提供一定的質(zhì)量和較短時間（通信黑障一般只持續(xù)幾分鐘）的功率資源，以安裝再入通信設備，中繼終端天線應為平裝型天線，安裝在再入過程中返回艙的朝天（即背風面）方向；

（2）在黑障出現(xiàn)的高度范圍，返回艙姿態(tài)和再入攻角的擾動較小，也無調(diào)姿過程，中繼終端天線波束能保持指向中繼衛(wèi)星。近年來設計的返回艙一般可滿足這一要求［5］。

3.3 我國已具有實施中繼法的工程和技術基礎

我國已建成三星組網(wǎng)、具有全球覆蓋能力的天鏈一號數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)，它已成為我國天基數(shù)據(jù)傳輸?shù)年P鍵基礎設施［11］。S和Ka頻段星間中繼技術已成功在軌應用近7年，可直接選用。這一現(xiàn)有的空間資源也為本文提出的中繼法提供了堅實的技術基礎和實施的有利條件。

我國載人航天的再入著陸場為內(nèi)蒙古四子王旗，計算表明：對于黑障可能出現(xiàn)的100 km～40 km高度，返回艙將處于65°E～120°E附近的中繼衛(wèi)星視場范圍內(nèi)。圖2給出了某設定返回艙再入過程高度隨時間變化曲線的算例。

圖2 返回艙再入過程高度變化Eig.2 Capsule altitude versus reentry time

3.4 實現(xiàn)方法

3.4.1 一次中繼法

一次中繼法只利用一顆中繼衛(wèi)星作為中繼站實現(xiàn)返回艙與地球站之間的再入通信，如圖3所示。

圖3 一次中繼法示意圖Eig.3 Illustration of“one relay”approach

這一方法較為簡潔，但對從返回艙到中繼衛(wèi)星路段（即穿透等離子鞘套的路段，下同）工作頻率的選取有較嚴的限制。一般說來，在再入通信中人們常常希望首選S頻段，這是因為它是多數(shù)航天器返回艙在軌時使用的頻段，如在再入段能使用，它將明顯節(jié)約返回艙資源（只須增加較少硬件）。但它的頻率較低，穿透等離子鞘套時將出現(xiàn)明顯的衰減［5］，等離子鞘套和空間路徑衰減的共同作用使得從返回艙到中繼衛(wèi)星的路段的信噪比過低（計算表明：在同樣條件下，鏈路虧空可超過23 dB），總信噪比γT將遠不能滿足要求。即如選用S頻段，一次中繼將無法完成任務。

這時只能選用頻率較高的Ka頻段。由于它明顯高于在背風面方向等離子體頻率fp，從該方向穿透等離子鞘套的衰減A（t）可忽略不計，采用一次中繼可以滿足傳輸要求［4］。但由于返回艙一般未配備Ka頻段設施，僅為持續(xù)數(shù)分鐘的再入黑障通信增加一整套Ka設備，有硬件利用效率低、對返回艙資源需求較高的缺點，在應用上存在一定局限性。

3.4.2 二次中繼法

為克服上述困難，本文提出了二次中繼法：即在返回艙和中繼衛(wèi)星之間增加一個中繼站（以下稱中繼站2），共同組成二次中繼鏈路，如圖4所示。在出現(xiàn)再入通信黑障時，中繼站2和再入航天器的距離較近（例如幾百千米），雖然穿透等離子鞘套的衰減A（t）保持不變，但空間路徑衰減的明顯減小將有助于這一路段信噪比的提高，使總信噪比γT滿足要求。它的優(yōu)點在于可使用航天器上常用的S頻段完成再入段的通信，增加的設備較少；但必須找到合適的中繼站2參與完成任務。

圖4 二次中繼法示意圖Eig.4 Illustration of“two relays”approach

考慮到3.2.1節(jié)中的要求，可選作中繼站2的航天器有：

（1）與載人航天器合作完成任務（如交會對接等）的大型航天設施（如目標飛行器、空間實驗室和空間站等）。它們具有如下優(yōu)點：①其軌道參數(shù)基本上與返回艙再入前軌道的參數(shù)一致；②已配備有與中繼衛(wèi)星完成通信的設備；③是大型航天設施，與返回艙進行中繼傳輸所需要的附加資源較容易解決。為再入通信增加的硬件，可在整個壽命期對多次返回艙再入任務重復使用。

（2）載人航天器的軌道艙，如2.1節(jié)所述，它在返回艙再入前與其分離，繼續(xù)在軌運行（有的還繼續(xù)完成科研任務）。其軌道參數(shù)與返回艙再入前軌道的參數(shù)一致，滿足3.2.1節(jié)中第（1）點的要求；但對第（2）和（3）點要求需要分情況論證。有的軌道艙在分離后無能源供應（即為棄用狀態(tài)），將不能用作中繼航天器。

權(quán)衡考慮，用本節(jié)（1）中所舉航天器選作中繼站2較好，我國也有在近期實施的現(xiàn)實條件。

4 分析和計算結(jié)果

4.1 設定條件

進行具體分析和計算時，有如下設定條件：

（1）選用在再入過程中高度變化曲線如圖2所示的返回艙再入軌道。通信黑障出現(xiàn)范圍不超出100 km～40 km高的空域，這大約相當于再入開始后1510～1870 s的時段。

（2）由于返回艙資源有限，目標只能是最重要信息的實時傳輸，故傳輸信號帶寬設定為前向、返向各8 k Hz，可實現(xiàn)一路話音和最重要的測控信息的互傳。

（3）中繼衛(wèi)星的重要指標選取如表1所示，其星間鏈路天線的圓極化軸比優(yōu)于1.8 dB。

（4）返回艙可選用寬波束平裝型天線，其典型方向圖和增益如圖5所示：在0±60°范圍內(nèi)，增益大于2.0 d Bi；在0±70°范圍內(nèi)，增益大于0 d Bi，圓極化軸比優(yōu)于7.0 dB；也可選用較簡單的平裝型陣列天線；由于波束很寬，其指向誤差可忽略。

（5）通信信號選擇四相相移鍵控（QPSK）調(diào)制，（1/2，7）的卷積加（255，223）RS級聯(lián)編碼，誤碼率要求為10-5。按當前的水平，所需Eb/N0的門限值為5.3 d B（已含各種實施損耗）［11］。

（6）要求在鏈路設計中再預留2 dB，以考慮其他未列出的損失。此外，鏈路設計的最終目標要求至少有3 dB的余量。

圖5 典型寬波束平裝型天線方向圖Eig.5 Pattern of a typical broad-beam flush-mounted antenna

4.2 幾何變量的計算方法

采用地球固連坐標系，設返回艙的高度H、經(jīng)度λ、緯度φ、速度傾角θ、速度為V、速度方位角AZ、攻角A等參數(shù)隨時間變化的關系已知；中繼衛(wèi)星定點經(jīng)度為λf，傾角為0°。

圖6 一次中繼法情況下的空間幾何關系示意圖Eig.6 Illustration of geometrical relations of“one relay”approach

如圖6所示為一次中繼法的空間幾何關系，其中返回艙為錐角8°的鈍頭倒錐體，中繼終端天線朝天方向安裝（X′軸與Z軸夾角為98°），其電軸方向X′可 用λX′和φX′描 述 ：

返回艙位置矢量為

中繼星位置矢量為

式中：42 165為中繼衛(wèi)星到地心的距離（km）。通過矢量運算可得出從返回艙到中繼衛(wèi)星的距離|Δr|= |rTL-r|和返回艙中繼終端天線電軸方向X′與矢量Δr的夾角β。根據(jù)β值和圖6的方向圖，即可求出該時刻中繼傳輸方向的天線增益。

對于二次中繼的情況，中繼站2的運行軌道為已知，同理可計算出從返回艙到中繼站2的距離|Δr2|和X′與矢量Δr2的夾角β2，從而得出該時刻中繼傳輸方向的天線增益。

4.3 再入中繼通信中總信噪比公式的簡化

對于再入中繼通信的特殊情況，式（2）的總信噪比表達式可大大簡化。其原因是：從中繼星到地球站、中繼站2到中繼星路段的傳輸能力都很強（Ka頻段鏈路均超過150 Mbit/s），而由于可用資源的嚴苛局限，返回艙的相關指標較差，這使得無論是對一次和二次中繼，與返回艙相聯(lián)系的路段都是整個中繼鏈路中明顯薄弱的一環(huán)。它的信噪比γ1和其他路段的信噪比相比可差40 dB以上。經(jīng)過一些數(shù)學運算，式（2）可簡化為γT≈γ1。一般情況下，通信載波功率與傳輸信號功率相比很小，上式也可近似用于考慮載噪比C/N或載波功率與每赫茲噪聲功率比C/N0的情況。

4.4 一次中繼法的結(jié)果

4.4.1 中繼衛(wèi)星定點位置的影響

在再入軌道確定的條件下，中繼衛(wèi)星的定點位置將影響Δr和β角的值，從而改變鏈路預算的輸入條件和一次中繼法的效果。為此根據(jù)設定的再入軌道和4.2節(jié)的公式，對一些典型的中繼星定點位置進行了計算，得到圖7和圖8的結(jié)果，從圖中可知：

（1）定點位置對返回艙到中繼衛(wèi)星的距離|Δr|影響不大，最大值和最小值的通信鏈路空間衰減只差0.45 dB，平均最佳定點位置在100°E附近；

（2）定點位置對β角的值影響較大，考慮到返回艙中繼終端天線在β＞70°時增益下降較快，極偏西的位置（65°E）將不能完成任務，而中繼衛(wèi)星軌位偏東（例如110°E～120°E）會有明顯好的效果。

圖7 一次中繼法|Δr|隨返回艙高度的變化Eig.7 |Δr|versus capsule altitude for“one relay”approach

圖8 一次中繼法β角隨返回艙高度的變化Eig.8 βangle versus capsule altitude for“one relay”approach

考慮到我國中繼衛(wèi)星軌位資源的實際情況，作為例子，在下節(jié)的鏈路計算中將定點位置選為80°E。

4.4.2 鏈路計算

如3.4.1節(jié)所述，工作頻率必須選在Ka頻段。分析表明：對于所考慮的情況，前向鏈路相對更容易滿足要求，本文將只給出返向鏈路的例子（下同），其中心頻率選為26.0 GHz。按圖7和圖8中的定點位置80°E的曲線數(shù)值，|Δr|不超過38 500 km，β不超過為70°。

將上述數(shù)值和4.1節(jié)的相應數(shù)據(jù)作為輸入條件，得到返向鏈路的計算例見表2。

表2 一次中繼法Ka返向鏈路預算Table 2 Return link budget of“one relay”approach

由于利用了4.3節(jié)的結(jié)果，表2顯得十分簡潔。鏈路余量達3.8 dB，可滿足傳輸要求。在表2中還給出了返回艙中繼終端兩種配置的例子：第一種配置是采用如圖2的寬波束平裝型天線，但為了達到8.5 dBW的EIRP值，中繼終端功放的輸出要為10 W，這要求返回艙在再入過程中短時間內(nèi)要擔負較大的附加功率；第二種配置是將功放輸出功率降到2 W，采用簡單的陣列平裝型天線，這樣功耗需求減少，但天線的尺寸和質(zhì)量將增大，也可根據(jù)返回艙資源等方面的實際情況，做出其他的選擇。

4.5 二次中繼法的結(jié)果

4.5.1 中繼站2升軌操作時刻的選取對中繼效果的影響

對二次中繼的情況，中繼衛(wèi)星的定點位置影響將很小，但中繼站2和載人航天器分離后進行升軌機動（以減小大氣阻力的作用和推進劑消耗）時刻的選取會明顯影響中繼效果。設中繼站2升軌操作時刻超前于返回艙再入開始時刻的值為Δt。圖9和圖10分別給出了升軌操作控制量為抬高半長軸15 km時，在不同的Δt值下，返回艙到中繼站2的距離|Δr2|和β2角隨返回艙高度變化的計算結(jié)果，從圖中可知：隨著Δt的變大，再入過程中中繼傳輸?shù)木嚯x也將增大、傳輸方向的天線增益將減小，從而明顯影響中繼的效果。升軌操作時刻安排在返回艙再入完成之后（對應于圖中“不機動”的曲線）對中繼傳輸最為有利；考慮到從分離到返回艙再入完成的時間較短（一般不超過24 h），這一安排容易被系統(tǒng)頂層接受。

圖9 二次中繼法|Δr2|隨返回艙高度的變化Eig.9 |Δr2|versus capsule altitude for“two relays”approach

圖10 二次中繼法β2角隨返回艙高度的變化Eig.10 β2angle versus capsule altitude for“two relays”approach

4.5.2 鏈路計算

二次中繼可工作于S頻段，其返向鏈路中心頻率選為2.25 GHz；背風面等離子鞘套對無線信號產(chǎn)生的綜合衰減取為國外類似環(huán)境的再入飛行試驗實測的峰值（25 dB）。如3.4.2節(jié)所述，中繼站2已配備有能力很強的與中繼衛(wèi)星通信的設備，但還需添加與返回艙進行再入段通信的鏈路。作為例子，中繼站2選用1 m口徑的天線，按現(xiàn)今的水平可獲得約-3.9 dB/K的G/T值；按圖9和圖10中的“不機動”曲線數(shù)值，|Δr2|不超過400 km，β2角不超過60°。

將上述數(shù)值和4.1節(jié)的相應數(shù)據(jù)作為輸入條件，得如表3的返向鏈路的計算例。由于S頻段天線較大，只考慮了寬波束平裝型天線一種配置。從結(jié)果看出：鏈路余量達4.9 d B，可滿足傳輸要求。

表3 二次中繼法S返向鏈路預算Table 3 Return link budget of“two relays”approach

4.6 幾點說明

（1）本文的目的是提出方法并通過算例初步論證其可行性，尚未涉及工程設計細節(jié)。算例中所采用的輸入?yún)?shù)盡量做到有依據(jù)，但不代表是實際工程設計的選擇。有的參數(shù)（如調(diào)制編碼方式和中繼終端天線的選取等）也存在優(yōu)化的空間。

（2）算例只給出了實現(xiàn)返回艙再入段最低限度通信（信號帶寬設為8 k Hz）的可能途徑，更高的傳輸速率要求更先進的技術和更多的返回艙資源，在近期內(nèi)較難在工程中實現(xiàn)。

（3）返回艙背風面等離子鞘套對S頻段電磁波的綜合衰減取25 dB，這是作者僅能找到的相似再入環(huán)境、較為可靠的飛行試驗數(shù)據(jù)［5］。實際再入情況將出現(xiàn)偏差，但并不影響這一途徑的可行性。

5 結(jié)束語

本文在立足于我國現(xiàn)有航天基礎設施和技術背景情況下，考慮在較短時間內(nèi)可在工程中實現(xiàn)的條件，對采用衛(wèi)星中繼克服再入通信黑障的具體途徑進行了研究。由于較為簡單但必須采用較高頻率（Ka頻段）的一次中繼法存在硬件利用效率低、對返回艙資源需求較高的缺點，提出了一種采用二次中繼的新方法，它可以將再入通信的工作頻率向低擴展到多數(shù)載人航天器在軌常用的S頻段，避免了一次中繼法的缺點，但需要另一合適的航天器參與完成任務。本文論述了實施這兩種方法對中繼站和再入航天器的主要要求，并就影響其效果和飛行器設計的重要因素進行了分析，基于現(xiàn)實工程數(shù)據(jù)的鏈路算例表明兩種方法都可滿足傳輸需求，綜合考慮二次中繼方法更好一些。本文的結(jié)果對今后大系統(tǒng)層面上的相關方案論證具有參考意義。

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［1］Gillman E D，Eoster J E，Blankson I M.Review of leading approaches for mitigating hypersonic vehicle communications blackout and a method of ceramic particulate injection via cathode spot arcs for blackout mitigation，NASA/TM 2010-216220［R］.Washington D.C.：NASA，2010

［2］Charles H.Recommendations from the workshop on communications through plasma during hypersonic flight，AIAA 2009-1718［R］.Washington D.C.：AIAA，2009

［3］Hartunian R A.Cause and mitigation of radio frequency（RE）blackout during reentry of reusable launch vehicles.ATR 2007（5309）-1［R］.El Segundo，CA.：The Aerospace Corporation，2007

［4］王家勝，楊顯強，經(jīng)姚翔，等.鈍頭型航天器再入通信黑障及其克服方法研究［J］.航天器工程，2014，23（1）：6-16 Wang Jiasheng，Yang Xianqiang，Jing Yaoxiang，et al.On the communication blackout during reentry of bluntnosed spacecraft and its eliminating approaches［J］.Spacecraft Engineering，2014，23（1）：6-16（in Chinese）

［5］Tran P，Paulat J，Boukhobza P.Re-entry flight experiments lesson learned-the atmospheric reentry demonstrator ARD［R/OL］.［2014-10-07］.http：//ftp.rta.nato.int/public/PubEull Text/RTO/EN/RTO-ENAVT-130/EN-AVT-130-10.pdf

［6］Marabito D.The spacecraft communications blackout problem encountered during passage or planetary atmosphere，IPN progress report 42-150［R/OL］.［2014-11-25］.http：//ipnpr.jpl.nasa.gov/progress-report/ 42-150/150C.pdf

［7］Rybak J P，Churchill R J.Progress in reentry communications［J］.IEEE Trans.on Aerospace and Electronic Systems，1971，7（5）：879-894

［8］Starkey R P.Non-equilibrium plasma effects on telemetry considerations for air-breathing hypersonic vehicle design，AIAA 2004-333［R］.Washington D.C.：AIAA，2004

［9］Mazen O，Mohamed-Slim A.Outage probability of multihop transmission over Nakagami fading channels［J］.IEEE Communications Letters，2003，7（5）：216-218

［10］Mission Service Program Office.Space network users' guide，Revision 9［Z］.Greenbelt Maryland：GSEC/ NASA，2007

［11］王家勝，齊鑫.為載人航天服務的中國數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星系統(tǒng)［J］.中國科學技術科學，2014，44（3）：235-242 Wang Jiasheng，Qi Xin.China's data relay satellite system served for manned spacecraft［J］.Scientia Sinica Technologica，2014，44（3）：235-242（in Chinese）

［12］Wong Y，Wesdock J，Patel C.Advanced modulation& coding techniques for TDRSS s band services AIAA 2010-1917［R］.Washington D.C.：AIAA，2010

（編輯：李多）

On Approaches to Overcome Spacecraft Reentry Communication Blackout Using Satellite Relay

WANG Jiasheng JING Yaoxiang YANG Xianqiang YOU Sheng
（Institute of Telecommunication Satellite，China Academy of Space Technology，Beijing 100094，China）

On the basis of a brief describing manned spacecraft reentry course，characteristics of plasma sheath and relay transfer principles，specific approaches using satellite relay to overcome reentry communication blackout are analyzed.As the“one relay”approach which has to work at Ka band has some limitations in implementation，a new“two relays”approach is proposed.This approach can work at lower S band frequency used for current manned spacecrafts in orbit frequently.Their pros and cons are discussed.The main requirements to apply these approaches for relay and reentry spacecraft are described，and different factors influencing effects of these approaches and spacecraft design are analyzed.The link budget examples show that both approaches can meet mission requirements，but the“two relays”approach would be a better solution from system point of view.With considering Chinese space infrastructure and technologic background，the relay transfer would be the near-time technical solution to reentry blackout problem.

reentry spacecraft；relay satellite；plasma sheath；communication blackout；system design

V443

A DOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2015.03.001

2015-02-25；

2015-03-11

王家勝，男，研究員，中國空間技術研究院科技委常委，主要從事通信衛(wèi)星研究、設計與技術管理工作。Email：jiasheng-wang@163.com。