对于低轨目标地基雷达、光学探测系统已拥有较为全面的探测、识别、编目能力.位于地球同步轨道(Geosynchronous,GEO)的空间目标多为侦察预警、通信、气象卫星,亦具有重要战略意义.由于雷达探测能力与距离的四次方成反比,对于高轨目标,如GEO目标,其轨道高度为36000km,意味着雷达需要更大的功率,目前还难以对GEO空间目标进行探测.相较于雷达探测,光学探测属于被动探测,不需要巨大的功率发射设备;可精密定轨;技术成熟、研制成本相对低廉;获取信息直观等优势.因此,目前对于高轨空间目标探测主要依赖于光学探测手段,也成为空间目标识别领域的前沿方向[1, 2, 3, 4, 5, 6].以美俄为代表的军事航天大国都已经建立了庞大的空间目标光电探测系统,具备了对GEO轨道空间目标定轨编目和跟踪测量能力.其典型代表有美国的“地基光电深空空间监视系统”(Ground Electro-Optical Deep Space Surveillance,GEODSS)、俄罗斯的“天窗”系统等.
面对日益增强的探测手段,卫星亦不断研究增强其隐身性能.美、俄一直积极开展相关项目研发隐身卫星.利用多表面、多圆弧曲线和组件作为卫星隐身手段,降低被雷达、光学探测概率.现有的对空间目标光学探测识别根据目标反射太阳辐射(可见光、红外等)的特性,对目标的尺寸、姿态、外形等进行分类识别,判断目标运行状态等信息.对此,本文提出一种可见光反射控制技术,在卫星上设置一个反射控制体,考虑不同形状的反射控制体对卫星可见光反射特性的影响,改变原有光变特性,以降低目标被现有光学探测识别概率.
1 高轨空间目标观测现状高轨空间目标观测根据变光特性区分形状不同、自旋周期不同的卫星,也有可能判断卫星是否在用或失效.对于高轨目标,观测过程中斜距可认为基本不变,光度可以简单看作时间及相位角的函数.目前常用的方法有:基于时间序列的测光观测、基于偏振的光学观测、基于低色散的光谱观测以及基于同时性的多色测光观测.其中基于时间序列的测光观测(time series photometry)是高轨空间目标观测中最常用的一种方法[7],根据目标光变曲线判断识别区分空间碎片和卫星等目标的运行状态.
1) 卫星运行状态判断.如图 1[7]所示通过获得的卫星基于时间序列光变曲线,可以看出该卫星的光变曲线呈无规律变化,且无周期性趋势,从而可判断卫星处于失控翻滚状态.
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| 图 1 失控卫星光变曲线[7]Fig. 1 Light curve of uncontrolled satellite[7] |
| 图选项 |
2) 控制方式判断.如图 2[7]所示通过获得的卫星基于时间序列光变曲线,其光变曲线周期呈单波峰特征,可判断卫星为三轴稳定姿态控制方式.
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| 图 2 三轴稳定卫星的光变曲线Fig. 2 Light curve of 3-axis stabilized satellite[7] |
| 图选项 |
2 GEO目标光照反射模型空间目标本身不发光,主要依靠反射太阳光产生辐亮度.假设GEO空间目标表面是由非透明朗伯漫反射体面元ds构成,则面元ds上接收到的太阳辐射度为[8, 9, 10, 11, 12, 13]
式中:E为太阳辐射度;λ为波长;θ1为太阳光与面元法线夹角.空间目标面元ds反射的辐射度为
式中:ρ为面元ds的漫反射率.
观测系统面元ds′上接收的辐射度为
式中:θ2为反射线与法线的夹角;l为空间目标至观测系统的距离.
对空间目标表面积分得到观测系统接收的辐射度为
空间目标的几何形状复杂各异,由式(4)推导出基本几何漫反射体表面的辐射度[14]如下.
1) 球体.球体表面漫反射示意图如图 3所示.
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| 图 3 球体表面漫反射示意图Fig. 3 Schematic diagram of sphere surface diffuse reflection |
| 图选项 |
式中：E0为太阳辐射度;D为球体直径;θ1为入射角;θ2为出射角.
2) 圆柱体.圆柱体表面漫反射示意图如图 4所示.
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| 图 4 圆柱体表面漫反射示意图Fig. 4 Schematic diagram of cylinder surface diffuse reflection |
| 图选项 |
式中：h为圆柱高；D为圆柱体直径；θ1为入射角；θ2为出射角；α为入射光线与圆柱体的夹角；β为出射光线与圆柱体的夹角.
3) 椎体[15].椎体表面漫反射示意图如图 5所示.
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| 图 5 椎体表面漫反射示意图Fig. 5 Schematic diagram of cone surface diffuse reflection |
| 图选项 |
式中:D为圆锥底面直径;L为母线长度;φm为入射光线与圆锥体的夹角;φt为出射光线与圆锥体的夹角;ε为入射光线与出射光线在圆锥地面投影夹角.
3 可见光反射特性控制方法在空间目标上设计反射特性控制体如图 6所示,控制器为可膨胀结构,安装在卫星主体上,由伸缩旋转杆连接,使用时伸缩旋转杆将膨胀后的控制器移动至地面观测方向,以抑制、干扰地面观测设备对卫星可见光反射特性的探测识别.
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| 图 6 卫星和反射控制体示意图Fig. 6 Schematic diagram of satellite and reflection control body |
| 图选项 |
4 仿真计算与分析采用基于蒙特卡罗的非序列光线追迹方法,在Tracepro软件中以三轴稳定盒状卫星“风云”卫星为模型如图 6所示,设其翼展为L,设置卫星表面材料属性.分别选取椎体、球体、圆柱体为反射控制体,设置表面材料属性,仿真3种控制体半径R分别为L、L/3、2L/3.利用STK卫星仿真软件,设置测站、卫星位置(太阳位置为软件默认,与时间有关),分别建立从测站到太阳中心、测站到卫星中心的方向向量,定义两方向向量夹角为观测相位角(phase angle),由STK输出相位角随观测时间的变化,并根据设置的卫星自旋速度,获得卫星姿态随观测时间的变化,换算为卫星姿态随相位角的变化关系.将结果导入Tracepro软件中,得到不同相位角下太阳、地球、卫星三者位置关系,以及卫星的姿态,以此获得相位角变化过程中卫星受太阳光照射情况下,不同反射控制体对卫星原有光变曲线的影响,如图 7所示,仿真数据统计如表 1所示.
表 1 仿真数据统计Table 1 Simulation data statistics
| 比例 | 圆锥体 | 球体 | 圆柱体 | ||||||
| 峰值/W | 峰值 百分比/% | 峰值 相位角/(°) | 峰值/W | 峰值 百分比/% | 峰值 相位角/(°) | 峰值/W | 峰值 百分比/% | 峰值 相位角/(°) | |
| 原始 | 4734.08 | 100 | -50 | 4734.08 | 100 | -50 | 4734.08 | 100 | -50 |
| R=L | 802.85 | 17.0 | -60 | 394.37 | 9.3 | -50 | 739.55 | 15.6 | -60 |
| R=2L/3 | 3255.1 | 69.8 | -60 | 2415.6 | 51.0 | -50 | 3764.2 | 79.5 | -60 |
| R=L/3 | 4653.6 | 98.3 | -50 | 4586.8 | 96.9 | -50 | 5710.7 | 120.6 | -60 |
表选项
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| 图 7 不同反射控制的卫星光变曲线Fig. 7 Light curve of different reflection control bodies with satellite |
| 图选项 |
从表 1可以看出:
1) 以椎体、球体、圆柱体作为反射控制体都对卫星原有的光变强度产生改变,其改变程度与反射体半径R和卫星翼展L相关,反射体体积越接近卫星即反射控制面越大,光变强度改变程度越大.由于主要由卫星帆板反射太阳光,帆板位于卫星两侧,当反射控制体太小时,对帆板的反射控制作用已经很小,所以R=L/3时,光变曲线变化不大.
2) 对于椎体反射体,原有光变曲线峰值出现在相位角φ=-50°,当R=L和R=2L/3时,其光变曲线峰值的相位角φ=-60°,峰值分别为原有的17%,69.8%.
3) 对于球体反射体,其不同半径的反射体的光变曲线峰值相位角与原有一致,R=L时峰值减为原有的9.3%,对峰值抑制效果最佳.
4) 对于圆柱体反射体,当R=L和R=2L/3时,其光变曲线峰值的相位角φ=-60°,峰值分别为15.6%,79.5%.当R=L/3时,峰值为原有的120.6%,此时反射体本身反射与卫星反射叠加,增加了整体反射量.
5 结 论基于蒙特卡罗光线追迹仿真GEO卫星可见光光照反射特性,仿真以椎体、球体和圆柱体作为反射控制体对卫星光变特性的影响,从仿真试验可以看出:
1) 选取R=L的圆柱体、椎体控制反射特性,相较于原有光变特性,其峰值降低了84.4%和83%,出现峰值的相位角也改变了10°;
2) 选取R=L的球体控制反射特性,光变峰值降低了90.7%,出现峰值相位角不变.
上述3个反射控制状态都较好地抑制并改变了卫星原有的可见光反射特性,说明该方法的有效性,可降低被探测概率,提高卫星光学隐蔽性.后续进一步考察其他几何体对可见光反射特性的影响以及在红外、雷达波段的反射控制融合等,进一步提高卫星生存能力.
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