在轨卫星红外辐射周期性特征建模与计算
空间目标的红外特性建模与仿真
华 中 科 技 大 学 硕 士 学 位 论 文
1.2 国内外研究现状
红外成像仿真的种类，若根据目标与背景所在的地理位置、高度或性质的不同， 可分为以下四类对象[10]的红外仿真，即：空间目标与深空背景、空中目标与天空背 景、海面目标与海洋背景、地面目标与地物背景。本课题主要研究的是空间目标与 深空背景的红外成像仿真。下面分别介绍空间目标红外特性和太空红外场景的国内 外研究现状。 1.2.1 目标红外辐射特性研究 目标的红外辐射特性研究对于红外成像系统的研制、目标的红外隐身设计、仿 真训练及实战均具有重要意义。典型的目标有坦克装甲车辆、船舰、飞机、导弹以 及卫星等等，国内外针对坦克[11-12]、船舰[13-14]与飞机等军用目标的红外辐射特性进 行了大量研究。相对而言，卫星红外辐射特性研究得较少。从查阅文献来看，国内 仅有文献[9,15-16]对卫星红外辐射特性进行了研究，专门对卫星红外辐射特性进行 研究的文献还不多。尽管研究卫星红外辐射特性的专门文献较少，然而我们仍然可 通过查阅相关或相近文献来建立相应计算模型，进而对卫星红外辐射特性进行研 究。 与可见光波段不同，卫星红外辐射特性受到卫星自身红外辐射影响。而由普朗 克定律可知，卫星表面自身红外辐射又受卫星表面温度影响，卫星红外辐射特性研 究必然要涉及到卫星温度数值计算。国外对卫星温度分布进行了大量理论和实验研 究，建立了一系列卫星温度场数值计算方法，典型有以下两类计算方法：一类计算 方法是热网络法，该方法较为简单，计算精度也能达到一定的要求，但不能给出卫 星表面较为精细的温度分布，因而依此计算得到的卫星表面红外辐射亮度分布较为 粗糙。另一类计算方法是建立三维卫星温度计算模型，该方法获得的温度较为精确， 可以给出卫星表面较为精细的温度分布，便于进一步计算卫星红外辐射通量分布。 国外较早就开展了这方面的研究，现已开发出了较为成熟的计算分析软件，比如美 国宇航局与欧洲宇航局研制开发的 SINDA，TRASYS 与 ESATAN。国内，在卫星 温度场的模拟工作方面，潘增富[17]详细论述了航天器热计算中的稳态温度场计算的
目标红外辐射特性的理论模型与数值计算方法研究
目标红外辐射特性的理论模型与数值计算方法研究摘要：随着目标红外辐射特性研究的深入，理论模型与数值计算方法的研究日益受到关注。
本文旨在探讨目标红外辐射特性的理论模型与数值计算方法，并针对不同目标类型、形状和材质进行分析。
回顾了目标红外辐射特性的基本原理和传统研究方法。
提出了一种基于物理实验和数值计算相结合的综合模型，以提高辐射特性预测的准确性和可靠性。
通过实例验证了该方法的有效性，并对未来研究方向进行了展望。
这项研究对于目标识别、遥感技术和军事应用具有重要意义。
关键词：红外辐射；特性；理论模型；数值计算方法引言目标红外辐射特性研究对于目标识别、遥感技术和军事应用具有重要意义。
随着该领域的深入挖掘，理论模型与数值计算方法的研究日益受到关注。
本文旨在探讨目标红外辐射特性的理论模型与数值计算方法，并针对不同目标类型、形状和材质进行分析。
首先回顾了目标红外辐射特性研究的基本原理和传统方法，接着提出了基于物理实验和数值计算相结合的综合模型，以提高辐射特性预测的准确性和可靠性。
通过实例验证了该方法的有效性，并对未来研究方向进行了展望。
本研究将为相关领域的科学研究和实践应用提供有益的借鉴与指导。
1.目标红外辐射特性的基本原理和传统研究方法回顾目标红外辐射特性是指目标在红外波段下的辐射行为。
其基本原理包括目标的热辐射和传导辐射，受到目标的温度、表面材质和形状等因素的影响。
传统研究方法主要包括实验测试和理论计算两种途径。
实验测试通过测量目标的辐射能量、辐射谱等数据进行分析研究。
而理论计算方法则基于辐射物理学原理和数值模拟技术，建立不同目标的辐射模型，通过计算得到目标的辐射特性参数。
然而，传统方法在实践中存在一些问题，如数据获取困难、计算复杂度高等。
因此，进一步研究目标红外辐射特性的理论模型和数值计算方法是非常必要的。
2.目标红外辐射特性的理论模型和数值计算方法2.1综合模型的设计思路和流程综合模型的设计思路是通过结合物理实验和数值计算方法，提高目标红外辐射特性预测的准确性和可靠性。
太阳翼不同转角的卫星在轨模态频率计算方法
太阳翼不同转角的卫星在轨模态频率计算方法
向明江;李梦宇;吕旺;杜继超
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2017(026)004
【摘要】卫星挠性振动频率会随着太阳翼的转动发生变化,在卫星动力学频率规划设计时尤其需要考虑到,以避免发生耦合振动.文章针对具有太阳翼的卫星,研究了太阳翼转动时由于星体构型变化对卫星模态频率产生的影响.通过建立卫星动力学混合坐标方程,推演出卫星结构动力学特征方程,在太阳翼转到不同角度时对卫星系统模态进行解算,从而获得一种具有太阳翼的遥感卫星系统模态计算方法.以某遥感卫星为背景进行了在轨模态计算,并与该卫星陀螺姿态角速度遥测数据对比,误差小于l0％,验证了在轨模态计算方法的准确性.
【总页数】6页(P35-40)
【作者】向明江;李梦宇;吕旺;杜继超
【作者单位】上海卫星工程研究所,上海201109;上海航天技术研究院,上海201109;上海卫星工程研究所,上海201109;清华大学航天航空学院,北京100084;湖北三江航天红峰控制有限公司,湖北孝感 432000
【正文语种】中文
【中图分类】V412.4
【相关文献】
1.卫星在轨太阳辐射热流的简化计算方法 [J], 刘欣;潘增富
2.不同测站卫星质心不同改正对卫星激光测距定轨精度的影响分析 [J], 赵罡;王小亚;吴斌
3.人造卫星各种无摄初轨计算方法的统一形式 [J], 马静远;夏益
4.双太阳翼GEO卫星在轨角动量管控方法 [J], 洪振强;俞洁;刘伟;杨立峰;陆国平;施晨康;赵辉
5.双太阳翼GEO卫星在轨角动量管控方法 [J], 洪振强;俞洁;刘伟;杨立峰;陆国平;施晨康;赵辉
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免费飞机设计：空间目标红外辐射特性分析
2 理论计算分析模型
2.1 卫星轨迹 空间目标红外辐射特性理论建模中很大一部
分工作是空间外热流的计算，外热源的加热作用 不但与目标表面的结构和热物理特性（吸收率、 发射率、比热容、导热系数、密度等）等因素有 关，还与目标的外形和姿态以及太阳、地球和 目标三者之间的相对空间位置有关。空间目标的 运动轨道是一个平面，可用开普勒轨道根数来确 定，从理论上来说可以用这些参数计算出卫星在任 意时刻 t 的位置。开普勒根数的6个基本参数为[5]：
在不考虑大气等其他因素影响的情况下轨道高度对天基探测器的探测能力不会产生重大影响但是轨道越高卫星表面10阻尼器颗粒层高度对阻尼特性的影响艾英段勇南京航空航天大学振动工程研究所颗粒阻尼技术是指将金属或非金属颗粒物质按某一填充率放入振动结构的空腔或附加空腔内结构在振动过程中诱发颗粒物质之间以及颗粒物质与空腔壁间的非弹性碰撞和摩擦产生阻尼效应的振动被动控制技术近几十年来国内外学者对颗粒阻尼或者颗粒物质进行了大量的研究
摘 要：研究空间目标的红外辐射特性，对于探测识别空间目标、监视空间碎片、保障卫星运行安全等问题有 重要意义。本文以空间卫星为目标,分析了其红外辐射特性形成的原理，依据空间目标的热平衡方程，应用节点 网络法求解目标表面的温度分布，并结合普朗克定律推导空间目标红外辐射度的计算方法，在分析总结相关资 料的基础上得到了求解空间目标红外辐射特性的一般方法，建立了分析空间目标的红外辐射特性理论模型。
（6）
地球红外辐射在卫星表面单元的光谱辐照度
Eeλ 为：
（7）
则卫星第i个单元吸收的地球红外辐射qi3为： （8）
基于几何特性和辐射特性的HJ-1C星SAR图像模拟
基于几何特性和辐射特性的HJ-1C星SAR图像模拟陈权;李震;魏小兰【期刊名称】《遥感学报》【年(卷),期】2006(010)005【摘要】中国自主研制的环境减灾小卫星星座中的雷达卫星(HJ-1C),频率设计在S 波段,采用VV极化方式,入射角范围是25°-47°.根据HJ-1C的轨道参数和雷达传感器的系统参数,利用高精度的DEM数据(30m),结合地物分类数据(20m),综合考虑几何模型和辐射模型,模拟了该雷达卫星上的SAR图像.HJ-1C星SAR图像的模拟,使在该卫星发射前,能对数据产品有一个初步的认识,并可在雷达系统的设计和验证、图像的解译和新算法的测试等多个方面得到应用.【总页数】5页(P722-726)【作者】陈权;李震;魏小兰【作者单位】遥感科学国家重点实验室,中国科学院,遥感应用研究所,北京,100101;中国科学院,研究生院,北京,100049;遥感科学国家重点实验室,中国科学院,遥感应用研究所,北京,100101;遥感科学国家重点实验室,中国科学院,遥感应用研究所,北京,100101;中国科学院,研究生院,北京,100049【正文语种】中文【中图分类】TP7【相关文献】1.基于图像模拟的SAR图像角反射器检测方法研究 [J], 薛笑荣;王爱民;曾琪明2.基于OpenFlight模型的通用桥梁红外辐射特性模拟方法 [J], 丁伟利;王露3.基于真实白杨林地场景冠层辐射特性的计算机模拟 [J], 宋金玲;王锦地;刘小青;万华伟4.基于SAR图像模拟的混凝土路面反雷达伪装设计 [J], 王友军;邓安仲;何国杰;吕绪良5.基于多重角度离散的排气系统红外辐射特性数值模拟 [J], 李喜喜;额日其太;朱希娟因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
一种在轨卫星质量特性计算方法
一种在轨卫星质量特性计算方法
张洪波;武向军;刘天雄;丛飞;周耀华
【期刊名称】《航天器工程》
【年(卷),期】2013(022)006
【摘要】提出一种基于交互式迭代和批量最小二乘法的在轨质量特性计算方法,仅使用陀螺作为敏感器,动力学模型适用于零动量和偏置动量两种控制模式,考虑了卫星与飞轮动量交换以及参数之间耦合关系,且能够适用于在轨不进行连续大角度姿态机动的卫星.计算结果表明,此方法具有快速、稳定的收敛特性和较高的计算精度.【总页数】7页(P30-36)
【作者】张洪波;武向军;刘天雄;丛飞;周耀华
【作者单位】北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094;北京空间飞行器总体设计部,北京 100094
【正文语种】中文
【相关文献】
1.一种航天器电缆网精确质量特性计算方法 [J], 张旺军;陈向东;潘艳华;庞彧
2.运输机质量特性快速计算方法探讨 [J], 杨华保;党晓敏;李林
3.飞行器的质量特性计算方法研究 [J], 曹勇;赵慧
4.采用CATIA的飞机燃油质量特性计算方法 [J], 苏三买;陈金平;常伟
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基于地基观测的时序卫星红外光谱建模与分析
基于地基观测的时序卫星红外光谱建模与分析谷牧; 任栖锋; 周金梅; 廖胜【期刊名称】《《物理学报》》【年(卷),期】2019(068)005【总页数】8页(P258-265)【关键词】卫星红外光谱; 地基观测; 普朗克函数; 特征提取【作者】谷牧; 任栖锋; 周金梅; 廖胜【作者单位】中国科学院光电技术研究所成都 610209; 中国科学院大学北京100049【正文语种】中文1 引言随着对空间资产和空间相关技术的日益依赖,各国越来越重视空间势态感知技术的发展. 对于远距离的空间目标, 通常在探测器的像面上只占据几个像素; 仅凭这几个像素的灰度信息, 很难有效地获取空间目标的特征[1,2]. 能代表物体固有属性差异的红外光谱信息为空间目标的识别与特征提取带来了很大的希望[3,4].美国波音公司Skinner等利用宽带阵列光谱系统(BASS)对人造地球卫星进行了长期的观测,并对观测的红外光谱进行了分析. 2007年, 他们采集了三个地球同步卫星的红外光谱数据, 用普朗克函数进行了拟合, 提取了等效温度和等效面积[5].2009年, 他们用相同的方法提取了在轨标定球的等效温度和等效面积, 并与在轨标定球的物性进行比较, 从而验证了该方法的有效性[6]. 2014 年, 他们又对死亡卫星和活跃卫星进行了研究, 根据等效温度和等效面积随时间的变化, 能很好地对它们进行区别[7,8]. 可以看出, 这些研究都是围绕目标的等效温度和等效面积开展. 但由于卫星红外光谱受卫星的表面温度、形状和探测器的方位等多种因素的影响, 以及对测量卫星的物性信息的缺乏, 外场实验无法解释等效温度和等效面积的物理意义, 并且无法根据卫星的特点进一步挖掘新特征. 通过准确地建立基于地基探测的卫星热红外光谱模型, 再对模拟的红外光谱数据进行分析, 是一种可行的研究方法.本文在已有的卫星热红外光谱模型的基础上[9-15], 考虑了太阳辐射、地球辐射、地基探测器可探测卫星的范围、卫星各面对探测器的可见情况、大气衰减等因素的影响, 更加真实地建立了卫星热红外光谱模型. 以风云三号卫星为例, 在观测时序上仿真了地面探测器接收到该卫星的3—14红外光谱辐照度; 时序上分析了卫星温度场和卫星各面对探测器可见情况对红外光谱的影响; 用普朗克公式拟合该卫星的红外光谱数据, 得到等效温度和等效面积, 解释了它们的物理意义. 在卫星温度场分析的过程中, 发现帆板温度和本体温度有较大的温度差, 从而进一步实现了卫星本体和帆板的温度和面积的分离, 并实现新特征的提取.2 卫星红外光谱理论建模2.1 面元自身的红外辐射将卫星视为具有漫发射和漫反射的灰体, 其表面由若干温度互不相同的面元构成, 面元自身辐射由面元表面温度和发射率决定. 则面元自身的红外光谱辐射出射度表示为式中 c1 为第一辐射常量, 值为3.742 × 10–16 W·m2;c2为第二辐射常量, 值为1.4388 × 10–2 m·K;为波长，单位为；Ti为面元表面温度, 由卫星温度场数值仿真得出 [12]; 为面元的发射率.2.2 面元反射太阳辐射太阳通常可以视为一个温度为5900 K的黑体, 由普朗克公式可以计算出它的光谱辐射出射度:式中Ts为太阳温度. 由于日地距离很远, 可以认为太阳在空间上的光谱辐射是均匀分布的, 则光谱辐射强度为式中 Rs 为太阳半径, Rs = 6.9599 × 108 m; 卫星处太阳光谱辐照度为式中 Dse 为日地距离, Dse = 1.4968 × 1011 m; 卫星某面元直接反射太阳辐射的光谱辐射出射度为为面元对太阳辐射的反射率; 为面元法线与太阳入射方向的夹角, 由坐标变换可得出[16], 若该角大于90°, 即太阳光不能照到面元上, 则 = 0.2.3 面元反射地球辐射地球辐射对于低轨道和中轨道卫星的辐射的影响是不可忽略的. 面元反射的地球辐射主要包括地球自身的红外辐射和地球反射太阳的红外辐射.计算地球自身红外辐射时, 可以将地球视为一个温度为280 K的黑体. 由普朗克公式可得出地球的光谱辐射出射度:式中Te为地球温度. 地球自身红外辐射在卫星处产生的光谱辐照度表示为式中 Re是地球的半径, Re = 6370 km, De 是卫星离地面的高度. 地球反射辐射在卫星处产生的光谱辐照度表示为是地球对太阳辐射的平均反射率, = 0.35.面元反射地球辐射的光谱辐射出射度表示为是面元对地球自身辐射的反射率; 为面元中心指向地心方向与面元法线之间的夹角, 若该角大于90°, 地球辐射不能照到面元上, 则 = 0.2.4 地基探测器可见覆盖区地面观察卫星的可见范围受仰角的限制, 地面观测点与卫星之间的视线方向在当地的仰角应大于5°. 但一些天文观测站由于其海拔高度较高, 在仰角为负的时候仍能观测到卫星. 例如, 在毛伊岛的空间观测系统, 其在海拔高度为3076 m的高山上, 能观察到最低仰角为–58°的空间目标[5]. 这里,地基观测设备的最低仰角设为–30°. 地面站覆盖区是以地面观测点P为中心的可观区, 星下点在此圈内的卫星都是可观测的. 如图1所示, 该区是以P点为中心, 满足仰角E为给定值, 星下点B相对于P 点的分布圈.图1 地面探测器可观测区域Fig. 1. Ground-based detector observable area. 如图1, 从地面站观察卫星的仰角是在含观察点P、地心O和卫星S的平面内, 卫星视线方向与观察点P水平线之间的夹角E为仰角. 由几何关系可得, 在平面 OPS 内, 斜距和仰角 E 为:式中 Re为地球半径, r 为 OS 的距离, 角为卫星星下点B与观察点P之间的地心夹角. 由球面三角形PNPB有式中L为P的地心纬度, 为P相对于B的经度,为B的地心纬度.2.5 卫星在探测器处的红外光谱辐照度卫星在地基探测器的可见覆盖区域时, 卫星可被观察到. 卫星表面面元与探测器入瞳面的几何位置关系如图 2 所示. 其中, o, 分别为面元和探测器入瞳面的中心, ni 为太阳光入射方向, nr为面元的法线方向, nd为探测器入瞳面的法线方向, ne为面元指向地心方向; 为太阳光入射方向与面元法线方向之间的夹角, 为面元法线与两面中心连线的夹角, 为探测器入瞳面法线与两面中心连线的夹角, 为面元指向地心方向与面元法线之间的夹角.卫星某面元的光谱辐射出射度可由(2), (6),(10)式得出图2 卫星的面元与探测器入瞳的几何位置关系Fig. 2. The geometric position of facet and detector entrance pupil.通常面元的面积相对于卫星与探测器之间的距离小很多, 因此可以将面元视为点源, 根据朗伯余弦定律可得面元在探测器方向的红外光谱辐射强度:式中Ai为面元的面积.由面元与探测器入瞳面之间的几何关系, 探测立体角可写成:式中D为探测器入瞳面直径, 为探测器到面元的距离即斜距. 由(14), (15)式可得出面元在探测器入瞳处红外光谱辐照度:若 (面元法线方向与探测器入瞳法线反方向的夹角)大于90°, 即该面元对探测器不可见, 则Est,i = 0.卫星在探测器入瞳处红外光谱辐照度:式中n表示卫星表面被分化成的面元数.2.6 大气修正大气环境下, 地基探测器对空间目标进行红外辐射测量时, 目标辐射在到达探测器的传输过程中受到大气的衰减, 3—5 和 8—14 为两个红外大气窗口, 其中 4.2—4.4 波段是一个极强的吸收带, 几乎全部吸收; 同时, 大气背景辐射也叠加到目标辐射上一同到达探测器. 则实际探测器入瞳处接收到的红外辐射:下标i表示第i个波段, 为第i个波段的大气透过率, Li表示第i个波段的大气背景辐射. 为了得到每个波段精确的卫星红外辐射Est( ), 需要进行背景扣除和大气衰减修正. 地基红外探测系统可对空间目标和周围天空背景进行测量, 目标与背景在入瞳上的辐照度分别为:相减得目前工程上常采用扫描振镜的背景实时扣除方法和望远镜的快速斩波方法实现实时背景扣除, 其背景扣除误差在±1%之内[3,17]. 在式中还存在大气透过率影响目标辐射, 利用红外标准星可以修正大气衰减, 得到准确的卫星红外辐射Est( )[18-20]. 目前, 红外标准星光谱数据库中有620 颗星, 覆盖全天空[18]. 再对目标进行测量后, 转动光学系统将其对准离目标最近的红外标准星, 用上述背景扣除方法得到红外标准星的红外辐射:式中Eir( )为光谱数据库中的已知值, 由天基探测器测量得到, 不受大气影响. 可得第i个波段的大气透过率:该大气透过率的不确定度在3%以内[18]. 由此可得经大气修正后卫星在探测器入瞳处的红外辐照度:其不确定度在4%以内.3 点目标特征提取方法卫星由许多不同面积和表面温度的部分组成.因为卫星热红外光谱主要由卫星自身热发射引起,所以可以忽略卫星反射的太阳和地球光谱. 将卫星的各个组成部分视为灰体. 则可得出它们在探测器处简化的红外光谱辐照度公式:式中m表示提取卫星m个不同面积和表面温度的组成部分, 这里面积为发射投影面积.将这个公式去拟合实际的红外光谱数据, 便是一个最优化问题. 通常的做法是用最小二乘的方法来构建目标函数:式中N为波段数. 最小化目标函数J, 便可得到最优的面积和温度. 有很多最优化算法可以解决该问题, 这里可以采用简单且实用的拟牛顿方法.4 卫星红外光谱模型仿真对风云三号卫星于春分9:50至10:05时间段到达地面探测器的光谱辐照度进行了仿真计算, 并对光谱辐照度进行了分析.4.1 卫星简化模型及参数我们将卫星简化为简单的几何结构模型, 如图3所示. 太阳帆板和卫星本体都视为规则的长方体. 其表面视为漫反射和漫发射的灰体. 对该模型建立坐标系, 以本体中心为坐标原点, z轴指向地心方向, x轴指向卫星运行方向, y轴由右手法则确定. 风云三号卫星 (FY-3) 的物性参数和轨道参数分别见表1和表2.图3 风云三号卫星的简化几何模型Fig. 3. the crude geometric structuremodel of the FY-3 satellite.4.2 卫星光谱辐照度地面探测器与卫星降交点同经度, 纬度为北纬26°, 入瞳直径为 1.2 m. 对风云三号卫星于春分时9:50到10:05期间(卫星在探测器的探测范围内)进行了仿真计算, 利用(10)和(11)式求出倾角和斜距, 如图4(a)所示. 卫星各表面法线方向与探测器方向的夹角余弦即如图4(b)所示, 风云三号卫星各时段下的表面稳定温度场如图4(c)所示. 由(13)和(17)式可计算求得卫星在探测器处的光谱辐照度, 并加入大气修正后4%的不确定度, 如图4(d)所示.表1 风云三号卫星的物性参数Table 1. Physical parameters of the FY-3 satellite.部件名称几何尺寸/mm 材料发射率吸收率卫星本体4460 × 2200 × 3790 F46聚酯薄膜 0.81 0.1太阳帆板40 × 7800 × 3790背面 SR107白漆 0.87 0.17正面太阳电池 0.86 0.9侧面有机黑漆 0.88 0.93表2 风云三号卫星的轨道参数Table 2. Orbital parameters of the FY-3 satellite.轨道半长轴/km 偏心率倾角/(°) 升交点赤经/(°) 降交点地方时周期/min 72070.001 98.5 150 10:00 102图4 在观测期间, (a) 风云三号卫星对地面探测器的倾角和斜距, (b)卫星各面法线与探测器连线的夹角余弦, (c)风云三号卫星的模拟温度场, (d)风云三号卫星在探测器上的红外光谱辐照度和BASS系统实测的地球同步卫星红外光谱[3]Fig. 4. During the observation period, (a) the elevation angle and range of the FY-3 satellite to ground-based detector, (b) the angle cosine between the normal of satellite’s side and the direction of detector, (c) the simulated temperature field of the FY-3 satellite,(d) the infrared spectral irradiance of the FY-3 satellite on the detector and the infrared spectral irradiance ofgeosynchronous satellite measured by BASS.4.3 提取目标特征当 n = 1 时, 用 (25)式去拟合红外光谱数据得到的是卫星整体的等效温度和等效面积, 如图5所示; n = 2 时, 用 (25)式去拟合红外光谱数据得到两组不同的温度和面积, 如图6所示.4.4 结果分析如图4(a)所示, 在观测期间卫星对地面探测器仰角和斜距变化非常大. 在短短的 15 min 里, 仰角的变化为–10°—70°; 斜距变化为 1000—5000 km.这导致探测器的信号强度会有几十倍的差距, 增大了地基探测器对极地卫星的观测难度. 地基探测器在对卫星观测期间, 由卫星运动引起的对探测器可见情况的改变是影响卫星红外光谱数据的主要因素. 如图 4(b)和图 4(c)所示, 在 9:50—10:05 期间,卫星的温度场较为稳定, 而卫星各面对探测器的可见情况都有明显变化, 这导致了图4(d)中8—14的光谱曲线的差异. 对比图4(d)中模拟的风云三号卫星在探测器上的红外光谱辐照度和BASS系统实测的地球同步卫星红外光谱, 它们的曲线大体一致, 且数据的不确定度也大致相同, 这说明了模型的准确性.图5 在观测期间, (a)等效温度与太阳帆板温度的比较, (b)等效面积和卫星对探测器的投影面积的比较Fig. 5. During the observation period, (a) the comparison of the color temperature of n = 1 and solar panel temperature, (b) the comparison of the emissivity·projected area of n = 1 and satellite’s projected area.图6 在观测期间, (a)较高温度和卫星帆板温度的比较, (b)较高温度对应的面积和帆板面积的比较, 整体面积和卫星对探测器投影面积的比较Fig. 6. During the observation period, (a) the comparison of the higher temperature of n = 2 and solar panel temperature, (b) the comparison of the area correspondingto higher temperature and the area of solar panel, the comparison of the sum of the areas of n= 2 and the projection area of the satellite to the detector.图5 (a)显示等效温度很接近太阳帆板的温度,温差仅在15 K左右; 这是由于在普朗克函数中温度在指数项上, 温度在幅值和曲线形状上都对卫星红外光谱有很大的影响, 对于帆板这种温度较高且有一定面积的部件在卫星红外光谱中占了主导地位. 图5(b)显示等效面积与卫星投影面积具有较明显的差距, 但可以看出等效面积在时序上的变化与卫星投影面积是一致的. 卫星中有的温度较低且有一定面积的部分, 由于它的温度与等效温度有较大差距, 导致计算的面积小于它的投影面积, 因此等效面积与卫星投影面积有较明显的差异. 而各低温部分的面积减小的比率大致相同, 因此等效面积能表征卫星投影面积的变化.由卫星红外光谱反演卫星各组成部分的温度和面积等特征是一个不适定问题, 即反演的解不是稳定惟一的[3]. 从图4(c)卫星的温度场可以看出,卫星本体和帆板的温差较大, 这使得它们的光谱差异也有所增大. 因此有望将它们分离, 分别得到帆板和本体的面积和温度. 通过设置合理的迭代初始值, 高温设为等效温度, 低温设为低于等效温度100 K, 它们的面积设为等效面积的一半; 由此可得到 n = 2 时稳定惟一的解. 结果如图 6 所示, 其拟合出的较高温度大致能和太阳帆板温度重合, 同时, 该温度对应的面积与帆板的面积也相一致, 整体的面积与卫星投影面积之间的差距也有所减小.这有理由相信拟合得到的较低温度能表征卫星本体温度, 该温度对应的面积能表征本体面积.5 结论本文考虑了地基探测器可探测卫星的范围、太阳光照、卫星各面对探测器的可见情况等因素的影响, 建立了一个更准确的基于地基探测的卫星红外光谱模型. 仿真结果发现, 对于风云三号这样的三轴稳定极地卫星, 仅有十几分钟的时间能被地基探测器探测到, 而且在这期间其对地面探测器仰角和斜距变化非常大. 在各种影响因素中, 由卫星运动引起的对探测器可见情况的改变是影响卫星红外光谱数据的主要因素. 对卫星红外光谱数据的进行时序分析, 解释了等效温度和等效面积的物理意义. 认识到卫星的等效温度更接近太阳帆板的温度, 等效面积能表征卫星投影面积的变化. 利用帆板温度和本体温度有较大的温度差, 进一步实现了卫星本体和帆板的温度和面积的分离. 从而实现了利用卫星红外光谱数据获得卫星具体信息的可能,这对地基探测器对卫星的监测与识别有重要意义.参考文献【相关文献】[1]S un C M, Zhao F, Yuan Y 2015 Acta Phys. Sin. 64 034202（in Chinese） [孙成明, 赵飞, 袁艳 2015 物理学报 64 034202][2]Fulcoly D, Kalamaroff K, Chun F 2012 J. Spacecr. Rockets 49 76[3]Lynch D, Russell R, Gutierrez D, et al. 2006 Proc. Adv. Maui Opt. Space Surveillance Technol. Conf. Hawaii, September 10–14, 2006[4]Xu C, Zhang Y S, Zhao Y S, Li P 2017 Spectrosc. Spect.Anal. 37 672 （in Chinese） [徐灿, 张雅声, 赵阳生, 李鹏 2017光谱学与光谱分析 37 672][5]Skinner M, Payne T, Russell R, et al. 2007 Proc. Adv. Maui Opt. Space Surveillance Technol. Conf. Hawaii, September 12–15, 2007[6]Skinner M, Russell R, Rudy R, et al. 2009 Proceedings of the International Astronomical Congress 60th Meeting Daejeon,Republic of Korea, October 12–16, 2009 p1791[7]Skinner M, Russell R, Kelecy T, et al. 2014 Acta Astronaut.105 1[8]Skinner M, Russell R, Kelecy T, et al. 2014 Proceedings of the International Astronomical Congress 65th Meeting Toronto, Canada, September 9, 2014 p1188[9]Zhang W Q 2006 Ph.D. Dissertation (Nanjing: Nanjing University of Science and Technology)(in Chinese) [张伟清2006 博士学位论文 (南京: 南京理工大学)][10]Zhang Y Y 2007 M.S. Thesis (Nanjing: Nanjing University of Science and Technology)(in Chinese) [张永阳 2007 硕士学位论文 (南京: 南京理工大学)][11]Ma W 2011 Ph.D. Dissertation (Nanjing: Nanjing University of Science and Technology)(in Chinese) [马伟 2011 博士学位论文 (南京: 南京理工大学)][12]Sun C M, Yuan Y, Zhang X B 2010 Acta Phys. Sin. 59 7523（in Chinese） [孙成明, 袁艳, 张修宝 2010 物理学报 59 7523][13]Wang Y, Li Q, Liao S 2011 Infrar. Laser Eng. 40 2085 （in Chinese） [王雨飞, 李强, 廖胜2011 红外与激光工程 40 2085][14]Wang H Y, Chen Y 2016 Infrar. Laser Eng. 45 504002 （in Chinese） [汪洪源, 陈赟 2016 红外与激光工程 45 504002 ][15]Li W H, Liu Z H, Mu Y, et al. 2017 Infrar. Laser Eng. 46 604003 （in Chinese） [李文豪, 刘朝晖, 穆猷, 等 2017 红外与激光工程 46 604003][16]Tan H P, Xia X L, Liu L H, Ruan L M 2006 Numerical Calculation of Infrared Radiation Characteristics and Transmission (Harbin: Harbin Institute of Technology Press)p378 (in Chinese) [谈和平, 夏新林, 刘林华, 阮立明 2006 红外辐射特性与传输的数值计(哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社) 第378页][17]Wang X Q, Liao S, Shen M Z, Huang J M 2005 Opto-Electronic Engineering 32 5 （in Chinese） [王先起, 廖胜, 沈忙作, 黄建明 2005 光电工程 32 5][18]Yin L M, Liu J C, Wang J L, et al. 2014 Acta Phot. Sin. 43 1204004 （in Chinese） [殷丽梅, 刘俊池, 王建立, 等 2014 光子学报 43 1204004 ][19]Liu Y, Liu X 2014 Acta Opt. Sin. 34 0512003 （in Chinese）[刘莹奇, 刘祥意 2014 光学学报 34 0512003][20]Skinner M, Russell R, Kelecy T, et al. 2012 Acta Astronaut.80 154。
基于 WF net 的卫星在轨测试过程建模
1
1.1
WF- net
WF- net 的形式化定义
WF - net 是 从 Petri 网 发 展 而 来 的 ， 其 定 义 [3] 如 下 ：一个 Petri 网 PN=(P,T ,F)被称为 WF-net，仅 当它满足以下条件： 1) PN 有 2 个特殊的库所： i 和 o。库所 i 是一 个起始库所，即 *i=Φ； 2) 库所 o 是一个终止库所，即 o *=Φ； 3) 每一个节点 x∈P∪T 都位于从 i 到 o 的一条 路径上。 1.2 在轨测试活动间的逻辑关系
循环关系
2
2.1
卫星测试示例及测试过程建模
卫星测试过程示例
图2
并发关系
3) 条件关系。 条件关系描述的是前一在轨测试活动执行结束 后，基于一定的判断条件，在其后的 2 个或多个在 轨测试活动中选择其中之一进行执行的情况，如图 3 所示。
图3
条件关系
4) 或关系。 或关系描述的是前面多个在轨测试活动中的任 意一个在轨测试活动执行结束后，后面的在轨测试 活动就可以被执行的情况，如图 4 所示。
·91·
成的在轨测试活动之间的约束关系。笔者将在轨测 试活动之间的逻辑关系定义为：顺序、并发、条件、 或、与、循环 6 种，将复杂的测试活动分成若干子 活动。下面借助 WF-net 的图形化表示方式，对这 6 种基本的逻辑关系和子活动的表示进行分析研究。 1) 顺序关系。 顺序关系描述的是在轨测试活动一个接一个的 顺序执行情况。此关系的模型描述比较简单，如图 1 所示，其中，T1 和 T2 表达了 2 个具有前后顺序关 系的在轨测试活动。
点，其对过程的描述和分析有独到的优越之处。同 时，利用工作流网分析方法和技术既可用于模型静 态的结构分析，又可用于模型动态的行为分析，具 有灵活的建模和强大的分析能力。笔者利用 WF- net，分层构建了在轨服务体系下的卫星在轨测 试过程模型，并应用遍历树算法对卫星在轨测试过 程模型进行了分析验证。
基于月球的吉林一号卫星在轨辐射定标研究
基于月球的吉林一号卫星在轨辐射定标研究胡柯;杜文亮;解延浩;杨松;舒敏;徐天弈;蔡伟;吴昀昭【期刊名称】《中国空间科学技术（中英文）》【年(卷),期】2024(44)2【摘要】为了使吉林一号卫星遥感数据得到更好的应用,利用月球为辐射源对吉林一号光谱卫星进行了在轨绝对辐射定标研究,以对实验室定标系数进行改进。
考虑到定标系数具有时效性,将观测数据按时间分组后定标,利用ROLO模型计算卫星观测时刻月球辐照度,构建ROLO模型值与卫星观测值之间的关系并进行最小二乘拟合,从而获得19个谱段的两组定标系数。
最后,将定标结果与吉林一号场地定标、高分四号卫星和SeaWiFS月球观测数据进行对比验证。
结果表明:对月定标结果稳定,两组定标系数线性拟合的不确定度分别为1.72%和1.24%;在光谱形状上,利用月球定标后月球光谱曲线平滑,光谱形状与月球辐射特性一致,与场地定标相比,各波段相对大小在定性上得到极大改善;在绝对辐射值上,定标结果与高分四号卫星月球辐照度平均相对误差为8.1%,与SeaWiFS两个波段的平均误差为0.90%和7.42%。
本研究说明月球定标是卫星在轨辐射定标及真实性检验的有效途径。
【总页数】10页(P154-163)【作者】胡柯;杜文亮;解延浩;杨松;舒敏;徐天弈;蔡伟;吴昀昭【作者单位】中国科学院紫金山天文台行星科学重点实验室;中国科学技术大学天文与空间科学学院;中国矿业大学计算机科学与技术学院;长光卫星技术股份有限公司;澳门科技大学月球与行星科学国家重点实验室【正文语种】中文【中图分类】TP79【相关文献】1.基于数字检校场的"天绘一号"卫星在轨几何定标2.基于改进型反射率基法的资源三号卫星多光谱相机在轨辐射定标研究3.资源一号02D卫星在轨辐射定标精度验证与分析4.基于青海湖辐射校正场的FY3D/MERSI-Ⅱ卫星遥感器热红外波段在轨辐射定标5.“巴遥一号”卫星双相机在轨绝对辐射定标及精度分析因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
一种基于卫星敏捷特性的在轨辐射定标方法
一种基于卫星敏捷特性的在轨辐射定标方法龙亮;王中民【摘要】The paper gives an introduction to an on-orbit radiometric calibration method based on the agility charalteristic of thesatellites(relative reference overseas usually calls this method“Side-slither calibra-tion method”), including its theory and application examples. The paper presents the advantages of this method compared with other traditional on-orbit radiometric calibration methods, and analyzes the influencing factors such as earth rotation, calibration scene on ground, spacecraft bus and optical system during on-orbit calibrating by using the“Side-slither”method. The results of analysis are helpful to a better on-orbit“Side-slither”radiometric calibration.%文章对一种基于卫星敏捷特性的在轨辐射定标方法(国外文献通常将此种方法称之为“Side-slither calibratio n method”)进行了原理介绍，并分析了其相对于传统在轨辐射定标方法的优点，然后介绍了该方法目前国外已有的应用实例。
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２ ０ １ ４年 ２月
光 电工程
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Ｖ ｏ １ ． ４１ ， Ｎｏ ． ２
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文章 编号 ：１ ０ ０ ３ — ５ ０ １ Ｘ（ ２ ０ １ ４ ） ０ ２ ～ ０ ０ ６ ９ — ０ ６
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面体 卫星为例，数值 计算 了卫星六个不 同表面在 中红外和远红外 两个 大气窗 口的周期性红外辐射特征 ，相关结果
可 为卫星红外探 ￣ ， Ｈ Ｘ３ １ 以及红外隐身设 计提 供参考数据。
关键 词 ：红外辐射 ；轨道热流；温度场；卫星 中图分类号 ：Ｖ２ １ ９ ；Ｔ Ｎ９ ７ ６ 文献标志码 ：Ａ ｄ ｏ ｉ ：１ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ ３ ５ ０ １ Ｘ． ２ ０ １ ４ ． ０ ２ ． ０ 于卫星红外探 测与识别 以及卫星红外 隐身设计都具有重要意 义。论文首先计算 了卫 星的轨 道辐射 热流 ，接着计算 了卫星各个表 面的温度 随轨道运行周期 的变化 ，在此基础上计算 了卫星各表面的 自 身辐射 的红外辐射 以及反射 环境的红外辐射 ，由此建立 了计算卫星红外周期性特征的数理模型 ，并 以某轨道上六
Ｔｈ ｅ Ｍｏ ｄ ｅ ｌ ａ ｎ ｄ Ｃａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ Ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ Ｉ ｎ ｆ ｒ ａ ｒ ｅ ｄ
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在轨卫 星红外 辐射周期性特征建模 与计算
杨 莉 ’ 。 ， 吕相银 １ ， ２ ，金 伟 ，赵 纪金 ，杨 华 ， ２
（ １ ． 脉 冲功率激光技 术国家重 点实验 室（ 电子 工程学 院） ，合肥 ２ ３ ０ ０ ３ ７ ；
２ ．电子工程学 院红 外与低温等离子体安徽省重点实验室 ，合肥 ２ ３ ０ ０ ３ ７ ）
（１ ． Ｓ ｔ ａ ｔ ｅ Ｋ ｅ ｙ Ｌ ａ ｂ ｏ ｒ ａ ｔ ｏ ｒ ｙｏ ｆ Ｐ ｕ ｌ ｓ ｅ ｄＰ ｏ ｗ ｅ ｒ Ｌ ａ ｓ ｅ ｒ Ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ （ Ｅ ｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｎ ｉ ｃ Ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎ ｇＩ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ） ， Ｈｅ ｆ ｅ ｉ ２ ３ ０ ０ ３ ７ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ； ２ ． Ｋ ｅ ｙ Ｌ ａ ｂ ｏ ｒ ａ ｔ ｏ ｒ ｙｏ ｆ Ｉ ｎ ｆ ｒ ａ ｒ ｅ ｄａ ｎ ｄＬ ｏ ｗＴ ｅ ｍ ｐ ｅ ｒ ａ ｔ ｕ ｒ ｅ Ｐ ｌ ａ ｓ ｍａ ｏ ｆ Ａ ｎ ｈ ｕ ｉ Ｐ ｒ ｏ ｖ ｉ ｎ ｃ ｅ ，