原育凱 陳宏宇 吳會英

(上海微小衛(wèi)星工程中心,上海 200050)

在軌航天器地氣光環(huán)境分析

原育凱 陳宏宇 吳會英

(上海微小衛(wèi)星工程中心,上海 200050)

為得出定量化的遙感觀測地氣光環(huán)境數(shù)據(jù),建立了簡化的航天器地氣光分布計算模型,首先將航天器及其各類運行軌道歸納到統(tǒng)一的照明模式中,地氣光的分布主要考察航天器軌道面與地球晨昏面的夾角,然后考察航天器在每軌中的具體相位,以建立照度的幾何傳遞關系;隨后考察太陽輻照經(jīng)地表后,最終到達航天器遙感觀測載荷的光照度.計算結果能反映地氣光在載荷觀測方向 2π半球視場內(nèi)的分布情況,根據(jù)分布隨空間變化的具體量級,對不同的離軸角進行照度積分,可轉化為對觀測儀器的地氣光抑制能力要求.

地球大氣;遙感觀測;晨昏面

地球-大氣系統(tǒng)是指以地球表面為下限、大氣上界為上限的空間系統(tǒng),地氣輻射一般指地球-大氣系統(tǒng)向宇宙空間釋放的各類輻射[1-2],這也是衛(wèi)星觀測的獨有視角.然而,地氣輻射已成為航天器對暗弱目標探測及定量化遙感應用中嚴重的干擾因素,尤其是對于運行于近地軌道的天文觀測載荷和星敏感器[3-5].目前已經(jīng)對觀測儀器本身進行了大量的地氣等雜散輻射抑制的研究,但工作基本上僅僅對儀器自身進行分析、以研究如何更加有效地阻擋和消除[6-7],至于地氣輻射的具體空間分布和強度以及隨時間變化的規(guī)律,多根據(jù)粗略的經(jīng)驗值或統(tǒng)計值[6,8],尚未形成明確的結論,這對于航天任務的設計、規(guī)劃與調度分析形成了障礙.

在可見光及近紅外波段,地氣輻射(也稱為地氣光)相對于觀測載荷的分布,需要考慮太陽、地球和觀測載荷三者的空間位置關系[8-9];而在中長紅外波段,一般只需要考慮地球和觀測載荷兩要素.下文以可見光波段為例,考察地氣光對于空間觀測載荷的空間分布及時間特性.

1 建立模型

觀測載荷隨航天器可運行在各種高度、傾角、偏心率等軌道上,因此其地氣光隨時間、空間的分布情況復雜而且多變,有必要適當將其簡化,歸納到統(tǒng)一的計算模型中.

1.1 各類軌道的歸納

圖1列舉了典型的航天器軌道,可以注意到地球表面明顯分為陽照區(qū)和地影區(qū)兩部分,分界標志為晨昏圈(或晨昏面),而能成為地氣光來源的必須位于陽照區(qū),那么確定觀測載荷視場(及擴展視場)中晨昏圈的位置成為分析航天器地氣光分布的關鍵.

圖1 典型軌道示意圖

在建立的模型中,關鍵的 2個因素為地球晨昏面和航天器軌道面.定義晨昏面方向與太陽矢量方向一致,該面在地球表面形成晨昏圈,半徑為地球平均半徑(如果考慮地氣影響,需要適當增加高度);以圓軌道航天器為例,其飛行軌跡也是圓,則晨昏圈和軌道軌跡二者圓心重合即地心,顯然,晨昏面與軌道面的夾角即為 β角(太陽光照角)的余角,本文稱為 β余角,此角因季節(jié)、軌道進動等因素隨時間不斷變化.

上述模型描述見圖 2,xOy為晨昏面,由球心指向紙外為 +x軸,太陽沿 -z方向垂直照射在該平面上.然后定義坐標系,航天器軌道面與晨昏面的交線在 x軸上,定義 β余角為 η.航天器在圖中的軌道軌跡上逆時針飛行,其每一周的相位定義為:由地心指向 +x方向為航天器過晨昏面時刻,可稱為 6點方向;航天器飛行到達 yOz平面時,其到晨昏面距離達到 +z向最大,此時的軌道面相位角稱為 12點方向;隨后航天器相位角繼續(xù)增大,但與晨昏面距離減小,當航天器再次到達晨昏面時稱為昏點,稱為 18點方向;當航天器位于晨昏面下方時(-z方向)相位角取 18點到 6點區(qū)間.

圖2 統(tǒng)一的光照模型圖

1.2 照度傳遞關系

從上述坐標系可以看出,地氣光的分布問題,需要考察航天器軌道面與晨昏面所夾的 +z球面部分(陽照區(qū))與航天器觀測載荷光軸的相對位置關系,以星敏感器為例,定義觀測方向為垂直于軌道面反太陽方向,視場正下方為地心方向.地氣光問題需要考察這一過程的照度傳遞關系.

下面根據(jù)照度傳遞關系推導定量化分析結果.

圖3中觀測目標面元的光線到達相機光學入口單位面積產(chǎn)生的照度為

圖3 觀測過程的照度傳遞示意

式中,σ為面元反照率;ES為太陽在大氣層外的光照度;γ為太陽到面元連線與面元法線的夾角,即光照角;ε為相機到目標面元 dS的連線與面元法線的夾角,即出射角;α為相機到 dS連線與相機光軸的夾角,即離軸角;dS為被照射目標面元,D為相機到面元的距離.上述表達式中,除了 ES,σ,π為固定數(shù)值外,其他均為隨時間、空間的變化量,因此需要對上述 γ,ε,α和 D變量進行確定.

以下對航天器和地表點分別建立約束.在前述坐標系下,設航天器在某一時刻的空間位置為(xs,ys,zs),軌道半徑為地球半徑 RE加軌道高度H,則其約束條件如下:

式中,T為軌道周期;t為相對時刻;η為 β余角,定義見上文.

設地球表面的任一點坐標為(xE,yE,zE),可能會對觀測載荷產(chǎn)生地氣光影響的點的條件包括:處于觀測載荷視場角 180°范圍內(nèi),即以相機光軸為中心的 2π半球面上;同時處于陽照區(qū),考慮到地球的表面彎曲,還要增加航天器地表連線與地球相切的約束,其方程為

聯(lián)立上述關系式,得出如下結果:

利用上述推導結果,帶入具體數(shù)值可得出定量化的結果.

2 分析結果

從上述推導過程可以看出,航天器運行中的β角是分析計算的關鍵,因此這里以近地太陽同步軌道為例,說明地氣光分析結果的形式.太陽同步軌道的 β角隨季節(jié)的變化比較明顯,整體上變化相對平緩.

考慮較為特殊的情況包括:首先考察各季節(jié)軌跡中的 12點相位的情況,此時的地氣光在觀測視場中的區(qū)域達到極大值;然后考察每軌中不同相位的情況.計算結果從 2個方面給出:區(qū)域估計和定量化計算兩方面.其中,在區(qū)域估計中,忽略地氣光的強度變化,僅僅考察出現(xiàn)在光軸 2π半球視場內(nèi)的地氣光分布區(qū)域;而在定量化計算中根據(jù)光照度的傳遞關系,計算空間各個方向傳輸?shù)接^測載荷入口的地氣光照度.

2.1 分布區(qū)域估計

分布區(qū)域的估計可以根據(jù)上述推導結果進行計算,也可以采用仿真軟件進行評估.

現(xiàn)以仿真手段為例,在光線追跡軟件 TracePro中建立地球、航天器和太陽模型,通過大量光線追跡得出結果;圖 4a中顯示了地氣光的分布區(qū)域,坐標采用極軸向上的極坐標系,邊緣為 90°視場的界限.色塊區(qū)域為地氣光在相機視場中的位置,圖中不同顏色的色塊從下到上依次為春秋季、冬季和夏季的情況,色塊間逐級向上被包容.可以得出夏季的地氣光情況最為嚴重,春秋季的分布最小.

圖4b為在夏季時每軌中不同相位的地氣光分布圖,色塊區(qū)域為地氣光在相機視場中的位置,圖中不同顏色的色塊從下到上依次為軌道相位為18點、17點、16點和 14點方向的情況,色塊間逐級向上被包容.隨著時間推移,分布區(qū)域逐漸減小.

可以注意到位于 12點方向前后 1個范圍內(nèi)約 10點到 14點區(qū)間,地氣光分布沒有明顯變化,可認為分布達到飽和狀態(tài).而互補角度的上午 6點、7點、8點以及 10點方向的分布,與圖 4b中的結果是左右對稱的.超過 18點后和早于 6點前,觀測載荷視場 180°范圍內(nèi)仍有地氣光分布,20點至 4點區(qū)間內(nèi),2π半球視場內(nèi)地氣光完全消失.

圖4 光線追跡仿真結果

2.2 定量化結果

將上述仿真過程引入實際的光度值,得出具有強度數(shù)值的地氣光空間分布圖;圖 5中采用對數(shù)坐標,峰值和總計標注于下方,其中 a為春秋季的情況,b為夏季情況.

將上述雜散光分布進行同離軸角的強度積分,得出地氣光強度與離軸角的關系見圖 6,可進一步建立對軸對稱光學系統(tǒng)的地氣光抑制指標要求.

圖5 地氣光強度空間分布圖

圖6 不同季節(jié)的地氣光積分強度

3 結 論

長期來看,地氣光在航天器視場中的分布和強度隨季節(jié)更替有顯著的差異;短期變化中,每軌約有一半時間會受到地氣光影響.對于航天器任意具體時刻地氣輻射的了解有助于航天任務的系統(tǒng)分析.

本文建立的模型能夠應用于大多數(shù)常用航天器軌道,計算過程容易實現(xiàn),分析結果具有通用性,特別是對于空間天文觀測和導航定位用星敏感器的分析設計.

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(編 輯 :劉 曄)

In-orbit spacecraft's earth and atmosphere radiation environment analysis

Yuan Yukai Chen Hongyu Wu Huiying

(Shanghai Engineering Center for Micro-Satellite,Shanghai 200050,China)

To provide quantitative reference for related space mission analysis,the remote sensing the earth and atmosphere radiation(EAR)simplified model was proposed.A universal irradiation model that suited formost kinds of spacecraft orbit was introduced,which reduced differentorbit scenarios to different angles between the orbit plane and the dawn-dusk plane of the earth.Then the spacecraft position on each orbit,or the phase,was taken into account.The spacecraft remote sensing mode determined the main axis and field of view(FOV).Irradiance propagation process was described with common hypothesis.Then the result display in twoways:distribution map and quantitative graph,which the for mer shows the relative position where the EAR is in the spacecraft's 2πhemisphere FOV,then the latter shows the magnitude distribution based on the average albedo.The following magnitude integral according to different off-axis angle could transform the faint target detecting requirement of spacemission into the payload's stray light/radiation blocking requirement.A low earth orbit(LEO)observation example has been demonstrated at visible band.

earth atmosphere;remote sensing;dawn-dusk plane

TP 702

A

1001-5965(2011)02-0136-04

2009-12-07

中科院知識創(chuàng)新工程(KGCX 1-YW-16)

原育凱(1979-),男,山西晉城人,助研,ykyuan@ustc.edu.