天基系统

天基系统（精选5篇）

天基系统 篇1

天基预警系统是美军作战体系的“千里眼”, 是预警侦察系统的主要组成部分, 主要用以探测战略导弹威胁。随着不断升级的信息技术越来越广泛地应用于军事领域, 天基预警系统的性能也随之提升。天基预警系统侦察范围广、速度快, 且不受地理、国界限制, 已成为美国获取军事情报信息的重要手段, 也是美国获取战略预警情报的主要来源。

1 美国天基预警系统的构成

美国的早期天基预警系统——“国防支援计划” (Defense Support Program, 简称DSP) 始于20世纪50年代。为了适应高技术战争的要求, 为了确保拥有全球军事战略优势, 保证国土安全, 美国于1995年开始研究新一代天基预警系统——“天基红外系统” (Space-Based Infra Red System, 简称SBIRS) , 用以逐步取代“国防支援计划”。

1.1 国防支援计划 (DSP)

美国国防支援计划卫星于1970年11月开始发射, 目前在轨卫星均属第三代。该预警系统星座由5颗卫星组成, 其中3颗较新的工作星, 2颗较老的为备用星。卫星在上空约3.578万千米高的小倾角地球同步轨道上运行。3颗星的典型定点位置位于印度洋、巴西和太平洋上空, 分别用于监测俄中两国、美东海岸以东、美西海岸以西地区的导弹发射情况。其主要任务是探测并实时报告针对美国及其盟国的任何洲际弹道导弹、潜射弹道导弹和战术导弹袭击, 提供导弹预警。该卫星预警系统具有生存能力强、可靠性很高的特点。

1.2 天基红外系统 (SBIRS)

天基红外系统包括高轨道部分和低轨道部分。前者主要用来发现、跟踪助推段飞行的弹道导弹, 后者主要用来跟踪在中段飞行的弹道导弹和末段飞行的冷再入弹头, 对助推段导弹具有一定探测能力。

SBIRS—高轨道部分包括4颗地球同步轨道卫星、1颗地面备份卫星以及2颗高椭圆轨道卫星。4颗地球同步轨道卫星高度为3.6万千米, 星上各装有1台“扫描”型和1台“凝视”型红外探测器。该系统主要任务是提供导弹预警、导弹防御和战场空间情报等, 其对洲际弹道导弹的预警时间为20～30分钟。

SBIRS—低轨道部分, 由24颗小型低地球轨道卫星构成, 分布约1350千米的高空, 经地面站连接到弹道导弹防御系统, 具有在全球范围内连续的导弹探测和跟踪能力。其任务是支持导弹防御, 主要用来跟踪在中段飞行的弹道导弹和末段飞行的冷再入弹头, 系统可实时跟踪100多个目标, 对洲际弹道导弹的预警时间为20～30分钟[1]。

2 美国天基预警系统的主要特点

美国天基预警系统是当今世界最具代表性的天基预警系统, 突出地体现了现代战略预警体系的特点。

2.1 系统集成水平高

美国天基预警系统分层部署, 相互取长补短, 既相互衔接又互有重叠, 可实现全天时、全天候连续探测和监视, 并且生存能力很强, 确保了空间预警系统的稳定可靠和发挥最大效益[2]。SBIRS的监视范围相当广阔, 其高轨道卫星部分在保持与DSP有序分工的同时, 准备陆续用4颗专用的SBIRS—高轨道卫星取代赤道上空地球同步轨道上的DSP卫星。另一方面, 整个天基预警系统还采取最优化的技术集成, 通过信息网络, 与其他预警系统有机组合, 形成一体化的预警系统。

2.2 任务实施多元化

美国天基预警系统可满足新时期美军对战略和战区弹道导弹预警的需求, 既能出色完成对战略弹道导弹预警任务, 还能对攻击美国海外驻军及其战略弹道导弹实施有效的预警和跟踪。SBIRS—低轨道带有被动探测器和可见光探测器, 可按照指示相互独立地观测不同的方向, 提供全球覆盖 (低于地平线和高于地平线) , 探测在助推段和中段飞行的弹道导弹。SBIRS—低轨道系统还可为地基拦截弹提供超视距制导, 增大拦截弹的防御区域[3]。

2.3 定位准确度高

美国天基预警系统的性能不断改进, 定位精度更高, 敌我识别能力更强。每颗SBIRS—高轨道卫星还带有一个单独的探测系统, 可连续监视选定的地域。SBIRS—高轨道系统可用两颗卫星来凝视导弹的助推段, 不仅可确定弹道轨道的方向, 还可确定导弹开始进入弹道轨道时的飞行速度和高度, 所提供的估测数据更为精确。SBIRS—低轨道卫星可指示附近另一颗SBIRS—低轨道卫星对目标进行成像, 为目标的三维立体成像创造条件, 并有助于识别目标与诱饵[4]。

2.4 反应即时性强

美国天基预警系统通过系统整合与集成, 将预警信息获取、处理、分发融为一体, 大大缩短了预警时间, 使反应时间达到秒级, 便于信息栅格即插即用, 作战单元可在任一时间、任一地点获取战略预警信息并实施指挥控制。诸如, SBIRS卫星对较小的战术弹道导弹发射的探测能力、扫描速度和灵敏度都有大幅提高, 具有穿透大气层侦察, 几乎在导弹一点火时就探测到其发射的能力, 可在导弹发射后10～20秒内将预警信息传给地面作战指挥中心[5]。

3 美国天基预警系统面临挑战

军事技术的发展使得美国天基预警系统面临的空天目标威胁呈现出新的特征。

3.1 战略和战场空间一体化

美国天基预警系统既要对弹道导弹、远程空天目标和远海武器平台活动情况进行监视, 也要对周边空、地、海移动目标实施监视。

3.2 任务多样化

随着战场多元化, 作战形式多样化, 美国天基预警系统需要满足对导弹预警、导弹防御、技术情报和作战空间特征等任务领域及空间监视数据不断增长的需求。

3.3 空天一体化

美国天基预警系统面临着空天威胁一体化的挑战, 需要对巡航导弹、隐身空袭兵器、远程武器投射平台、弹道导弹以及空间、临近空间作战平台等实施全面监视。

3.4 武器智能化

武器装备的信息程度不断提高, 导弹、远程轰炸机等战略武器隐身性和规避打击能力不断加强, 对美国天基预警系统把握战场态势构成威胁[6]。

4 美国加大天基预警系统的投入

新挑战与新威胁要求美国综合运用包括天基预警系统在内的多种预警侦察手段, 对各类空、天、地运动目标进行全面跟踪监视, 为作战行动提供信息火力一体的预警情报支援。由于DSP卫星不能有效预警战术弹道导弹, 过分依赖地面站, 存在较大缺陷, 因此美国最终决定发展新型SBIRS逐步取代DSP。

美国高度重视天基预警系统的未来发展, 将其作为美军信息化建设的重要组成部分, 制定了详细的投资计划。1996～2004年, 有关项目经费比原计划增长150%。预计2024年前, DSP和SBIRS—高轨道卫星的经费将高达110亿美元[7]。SBIRS—低轨道卫星的研制部署, 2007年时评估整个项目开支将增加到104亿美元, 2009年评估更是超过120亿美元之巨。此外, 美军还启动了替代性红外卫星系统的研发工作, 加强对战略、战术导弹袭击预警导弹防御能力。

美国还计划研制天基遥感器, 以提高空间态势感知和保护美国空间资源的能力。计划开发“天基跟踪系统”、“天基监视系统”以及可跟踪空间目标的地面系统, 目前, 空间控制的研究、研制、测试与评估费用据估已近8亿美元。

5 美国天基预警系统的发展趋势

5.1 拓展战术应用

目前美国超过70%的战略情报都是通过卫星获得。随着科技的进步, 天基预警系统的战役、战术侦察能力也日益提高。美国对DSP和SBIRS卫星系统制订了多项技术改进计划, 选择合适的红外探测器波段和灵敏度, 将SBIRS应用范围从战略层次向战术层次延伸。美国计划2020年将SBIRS建成兼顾战略和战术要求、以战术应用为主的天基预警系统, 以提高直接支援部队作战的能力[8]。

5.2 发展一体化水平

为提高获得对广阔空域内目标的探测识别与跟踪能力, 美国提出建立一体化的预警系统。天基预警系统与空中预警系统、陆基预警系统一道组成了多层次、全方位的一体化预警探测系统。美国着眼一体化要求, 在发展天基预警系统时, 注重建设一个高效的一体化平台, 实现预警情报资源与各手段系统的最佳配置与整合[9]。同时, 通过全球网络栅格, 利用星间链路和作战管理站, 融合处理快速分发获取的信息, 推动预警系统网络化发展, 确保预警信息共享和综合利用。

5.3 提升智能化程度

高技术战争中, 天基预警侦察系统所搜集的信息量将不断扩大。美国天基预警系统借助信息融合、处理等技术, 不断提高预警侦察系统的信息处理范围、速度、精度及情报的可信度。特别是人工网络理论的发展将促进天基预警侦察系统向智能化发展。SBIRS—低轨道卫星可实现智能化协同实施预警侦察活动。

5.4 提高战场生存能力

在现代战争环境中, 预警侦察系统面临着电子干扰威胁、反辐射导弹及精确制导武器等的攻击, 必须提高系统的抗隐身、抗干扰、抗辐射和抗摧毁能力。为了防止反卫星武器的破坏, 美国天基预警系统采取相应加固手段与防激光武器保护手段, 增加了防碰撞探测器, 增强了机动变轨能力, 进一步提高DSP和SBIRS卫星系统的战场生存能力。

5.5 构建微小卫星星座

微小型卫星多以星座形式部署, 具有生存能力强、发射灵活、反应快速、侦察监视范围大、重访周期短等特点, 在未来军事领域的应用十分广泛。美国SBIRS—低轨道卫星将采用小卫星组网, 在小卫星上配备捕捉传感器和跟踪传感器, 用以发现、跟踪在中段飞行的弹道导弹和弹头, 引导拦截弹拦截目标[10]。

参考文献

[1]袁俊.美国的国家战略预警系统[J].中国航天, 2001年11月, 第38—40页

[2]闫彬, 严振华, 王庆华, 石永彬.美俄战略预警系统发展及启示[J].国防科技, 2009年第3期, 第83页。

[3]刘克俭等编著.美国未来作战系统[M].解放军出版社, 2009年3月第二版, 第439页

[4]刘克俭等编著.美国未来作战系统[M].解放军出版社, 2009年3月第二版, 第439页

[5]范晋祥.美国弹道导弹防御系统的红外系统与技术的发展[J].红外与激光工程, 2006年10月, 第537页

[6]宁凌, 李龙虎, 李巍主编.应急作战[M].国防工业出版社, 2005年1月第1版, 第168页

[7]王保存编著.外国军队信息化建设的理论与实践[M].解放军出版社, 2008年4月第一版, 第306页

[8]刘波.美国天基预警系统现状与发展[J].战术导弹技术, 2011年5月, 第122页

[9]徐炳杰.世界当代战略预警体系建设发展述论[J].军事历史研究, 2010年第3期, 第102页

[10]刘波.美国天基预警系统现状与发展[J].战术导弹技术, 2011年5月, 第123页

伊拉克战争凸显天基系统优势 篇2

美空军参谋部太空作战与一体化处长布莱斯德尔少将说：“老实说，我闪对太空系统的期望值颇高，我觉得天空与太空间的最佳协同作用以及它们为陆军、海军和海军陆战队补充和提供最急需物品的能力，将真正成为战场的力量倍增器。伊拉克战争使我们有机会使用40多颗卫星，为我们提供以导弹预警、精确导航与定时到通信、气象、情报等多方面的太空业务，这些都是确保我军取胜必需的。”

借用商业卫星

华盛顿太空成像业务部副经理布兰德说：“根据新的总统命令，预计白宫很快出台商用遥感方面的政策，这将为该技术的真正商业化、鼓励和指导其它政府机构使用商业卫星，更好地服务于纳人创造条件。”詹姆斯准将说，商业卫星的能力，尤其是通讯方面的能力对于我们在伊拉克战争中取胜是至关重要的。在某种程度上，我们将卫星业务的6%用于通信，40%用于传输数据，这其中大部分是由商业卫星提供的。在‘伊拉克自由’行动期间，我们有31个军事通信卫星路端支援联合部队中空军部队的行动，每个终端平均传输数率达每秒15兆位；而27个商业通信卫星终端的平均传输数率则达每秒6兆位；我们使用的全球广播公司的星，其传输数率更达每秒23兆位。尽管上述内容可能不会引起公众对面通信、侦察、导航和其它天基系统的注意，但气象卫星为在伊拉克的盟军所提供的气象服务则是非常宝贵的。气象是任何军事行动中的一个关键因素。国防气象卫星可能是我们现用军事或商业卫星当中最好的气象遥感卫星，我们从中得到的信息对于预报和判定天气情况极为关键，尤其当我们遭遇沙瀑暴或类似恶劣气候时，它将成为危急时刻最好的帮手。”

处理好军事与商业卫星复杂交织的关系需要海军航天与海战系统司令部、空军航天司令部队以及各军兵种做出巨大努力。海军航天与海战系统司令部的贝利先生说：“军事和商业卫星的交织融合，证明是以满足为支援从地中海至波斯湾地区作虞行动而日益增多的舰艇的需要。我们为出行舰艇做的一件事就是提供一条全新极高频中速数率传输系统，使得杜鲁门、尼米北和罗斯福航母战斗群收发50倍于其现有能力的安全数据。这为战舰提供了一条数率为每秒128千位的全双工主路径，用于接收‘战斧’巡航导弹最新任务指令和其它重要数据。”

另外，所有航母战斗群加速部署到中东，因而要求加快安装和检测新系统，并抓紧该系统的人员在职培训。贝利说，因为该工作，完成非常顺利，以后的要求会更高，实现各军种和盟军间太空系统的一体化就显得愈加重要。所以有必要提高新卫星和配套系统未来联网的标准。

詹姆斯在谈到伊战之前和之中所做的努力时说：“我们参战时，除费时、费力、费脑筋将各系统融为一体外，不存在任何大问题。当然，随着战争的不断推进，我们玩法改进我们的工作，并继续评估天基系统的应用司。按照联合部队中空军部队的观点，天空和太空的一体化，在支持计划、战略和特种作战等方面比以往任何时候都好，并很好地与联合兵种作战中心环境相融合。配备一名高级太空军官，使高级领导层实现了一体化。我们为作战搜索部队和空防部队提供的直接保障，经过联合兵种作战中心的巧妙融合，达到了我们的预期目的。”

未来的发展趋势

2002年10月，美航天司令部与战略司令部合并组建成的美战略司令部。新任司令艾利斯海军上将在伊战开始前几天为参议院武装部队委员会描绘了未来的情景：“从肩背全球定位导航系统的特种作战士兵到提供全球情报、指挥与控制的全球通信网络，美国未来的作战绝对离不开太空所提供的巨大支持。太空将继续是我们与工业界、监军、甚至是我们的对手所共同分享的王国。”他又警告说：“虽然美军在两次海湾战争中成为太空的主宰，但美国不能因此而放松，而应将这种优势继续保持下去。因为在未来，对手可能对太空系统的任何部分，如卫星、地面站或两者之间的通信构成威胁，甚至技术欠发达国家也可能采用诸如电子干扰或攻击地面设施那样的手段。”美战略司令部是第一个负责太空和计算机网络战、核威慑、全球攻击计划与实施、信息战一体化、全球导弹防御一体化等任务的联合司令部。

天基系统 篇3

激光雷达成像系统目前被广泛地用于军事、商业、空间科学等领域,如障碍物探测、目标识别、地形绘制等。在空间探测领域,与其他天基探测器相比,天基激光雷达能够不受日照和天气条件的限制,全天候、全天时的对空间进行探测,具有可见光和红外遥感系统不可比拟的优点;与地基激光雷达对空探测相比,天基激光雷达基本不会受大气影响,对空间探测具有更高的空间分辨率,成像背景也更简单[1~3],具有广阔的发展空间。

成像激光雷达可以对目标成强度像(又称轮廓像)和距离像,强度像是目标表面几何特征和反射特性对回波共同作用的结果,而距离像能更直观地反映出目标的几何特征。

空间飞行器构型相对复杂,对复杂目标采用雷达距离像仿真时,关键问题是获得起伏目标表面到雷达接收机的距离。波音公司开发的卫星可视化和信号工具SVST(satellite visualization and signature tool)和美国空军研究实验室开发的高级跟踪时域分析仿真系统TASAT(time-domain analysis simulation for advanced tracking),是地基空间探测雷达成像仿真系统,相关文献着重对系统功能进行了描述,但没有对仿真依据、数学模型和实现算法等进行详细说明。国内对于雷达系统的仿真研究集中在系统参数和探测条件对性能指标影响的分析计算,如文献[4]讨论了激光雷达成像仿真的原理,并对简单物体(如平面、规则形状)进行了成像模拟;文献[5]给出了对复杂物体进行成像仿真的初步思路,但没有对距离矩阵的获取方法进行详细说明。因此,为了对雷达成像形成一套完整可用的仿真方法,有必要对激光雷达成像仿真中最基本的距离矩阵的求解问题给出详细系统的方法。

本文从OSG(Open Scene Graph,3D图形开发软件)空间场景构建出发,借助空间场景交互运算技术,提出了一种全新的距离矩阵获取方法,解决了复杂构型目标距离矩阵求解方面的难题,结合单光子计数探测系统原理,分析了雷达成像系统探测概率的影响因素,实现对了天基雷达系统成像效果的快速仿真。

1 空间激光雷达成像原理

激光雷达作为有效载荷安装在卫星平台上,激光器发射高重频的激光脉冲对被测目标进行主动照射,通过微扫描单元以一定的扫描方式对目标区域进行扫描。接收单元核心器件为单光子探测器,激光照射到目标表面后,反射的激光回波光子信号由相应的探测器接收,引发“盖革”脉冲,产生回波触发光子事件[6]。激光发射时的主波触发信号与回波触发信号分别送入高速时间间隔测量电路进行计时,由此获得光脉冲飞行时间。

对每个扫描点位置及相应的光脉冲飞行时间进行完整的记录,从而获得目标的三维距离信息,对三维距离信息进行重构即可得到目标的几何结构。

2 基于OSG场景的目标距离矩阵

激光雷达目标距离矩阵表征各扫描光束到目标表面的实际距离,根据测距模型可以计算每个扫描位置实际的回波光子数。

2.1 扫描模型

激光雷达成像通常采用光栅矩形扫描方式,如图1所示为6×6方阵扫描光栅,光栅矩形扫描方式具有易于设计和实现的特点。

扫描光斑直径r=distance.theta,其中distance为目标距离,theta为光束发散角。对于小发散角近距离探测过程,可以忽略倾斜照射造成的光斑畸变。

则以扫描区域中心为圆点的平面中,扫描阵列中第行第列的光斑圆心坐标为:

2.2 基于OSG的场景交运算

在O S G图形软件中,场景图形的交运算源于osg Util::Intersector类,其派生类osg Util::Line Segment Intersector用于检测指定射线与场景图形之间的相交情况。OSG碰撞检测分为以下4个步骤:

1)创建OSG场景和目标节点;

2)设置目标节点位置和姿态;

3)在场景中根据两点定义一条射线;

4)计算并存储射线与目标节点的所有交点。

2.3 OSG场景中的坐标变换

对于天基激光雷达,轨道坐标系S0定义为:原点在卫星质心,x轴在轨道平面内,垂直于矢径,指向前,y轴垂直于轨道面,与轨道动量矩方向相反,z轴指向地心,与矢径相反。

本体坐标系Sl:原点在卫星质心,轴x沿飞行器纵轴,指向前,轴y垂直于纵轴对称平面,指向右,轴z在纵对称平面内,垂直于纵轴,指向下。

OSG场景中目标的位置定义在轨道坐标系,而目标距离矩阵定义在本体坐标系,碰撞检测射线是一组平行于本体坐标系x轴的射线。

自旋卫星通过3-1-2顺序转动由轨道坐标系变换为本体坐标系。设卫星姿态角为(ϕ,θ,ψ),则卫星本体坐标系到轨道坐标系的坐标变换矩阵为:

2.4 距离矩阵

目标距离矩阵表征目标雷达截面上扫描阵列中某一点与雷达的相对位置关系,扫描阵列的像素与距离矩阵中的元素一一对应。距离矩阵主要由平台位置与姿态、目标位置、目标几何特征、激光束发散角和探测距离决定。基于OSG场景的目标距离矩阵获取过程如图2所示。

3 雷达系统成像建模与实现

3.1 雷达方程

单脉冲回波光子数为:

其中Et表示发射能量,hν表示单光子能量,r表示目标距离,ρ表示目标反射率,T表示激光在大气中的损耗率,激光照射面积ASpot=πr2θ2/4,θ为激光发散角,探测器光学镜直径d,面积AR=πd2/4,它只能接收目标AIFOV=πηr2φ2/4面积内的回波,φ为接收视场角,η表示探测器之前的光学系统效率,γ表示光电二极管的量子效率。

天基激光雷达对空间目标探测属于空间内的探测,可以忽略大气对发射激光脉冲的吸收、散射和极化等效应,因此激光传输损耗不计,则上式简化为:

高分辨率激光雷达系统接收信号强度与1/r2成正比,有效目标面积和激光照射面积随着距离增大而增大。目标距离r表示为距离间隔k有r=r1+kr0。

3.2 噪声模型

3.2.1 噪声影响

盖格模式的光敏二极管探测器不仅可以被目标回波光子触发,也可以被目标反射的太阳辐射光子或探测器系统内部的暗计数触发。

设太阳光背景噪声率为qb,暗计数率为qd,则总噪声率为:

雷达系统的探测概率由噪声率和回波光子数决定,为提高系统探测概率,降低虚警概率,根据目标几何特征设定距离门限,将距离波门控制在目标大小附近,使探测器仅响应距离波门内的光子事件。

3.2.2 太阳反射光噪声

激光雷达平台、目标以及太阳三者的相对位置变化,引起背景噪声的变化。太阳在目标表面的辐射反射后到达探测器的光子数目与太阳对目标表面的入射角以及探测方向有关。

假定接收视场角为θ(立体角为),反射率为ρ,太阳光谱照度为E,太阳入射方向与目标表面法向夹角为θi,接收机与光学效率为ηr,滤光片带宽为∆λ,接收光学面积为Ar。则系统单像素接收到的背景光噪声功率可以表示为:

则由于目标对太阳光反射而到达探测器的光子率表示为:

3.2.3 暗计数噪声

暗计数噪声属于系统内部噪声,即在无任何输入的条件下产生的触发。

当某一个单元被暗计数触发后,相邻单元有可能被该单元的雪崩过程所释放出的光子触发,从而引起交叉干扰。对于扫描式激光探测器,通过控制开门时间来消除本噪声。

3.3 探测概率与探测距离

盖革模式探测器对于每个激光脉冲只能被触发一次,之后就进入死区,直到下一个激光脉冲使其复位。设距离门从r1到r2,若距离分辨率为r0,则时间间隔为t=2r0/c,距离门被分为b=(r2-r1)/r0个距离间隔。

光子计数探测器的探测概率符合泊松分布[7],t1到t2时间内以速率f(t)产生m个光电子概率:

盖革模式探测器在一个距离门内只能被触发一次,可以看作触发时刻之前无光电子产生,触发时刻产生一个光电子。因此探测器在(t1,t2)时段内被触发的概率为:

目标探测存在以下两种情况:

1)无目标

探测概率由总噪声率q和时间间隔t决定。

在第k个距离间隔,探测器未被触发的概率为:

由暗电流和太阳背景噪声引起的虚假触发概率为:

2)有目标

探测概率由回波光子数为S、总噪声率q和时间间隔t决定。

假设目标距离矩阵处于距离门的第k个距离间隔,回波光子数为S,则探测器在该间隔被触发的概率为:

探测器既未被触发的概率,即漏检概率为:

探测器在非目标距离间隔处被噪声触发的概率为:

上式第一部分表示目标回波到达前的触发概率,第二部分表示目标回波到达后的触发概率。

如果探测器在第个距离间隔被触发,则雷达测得的实际距离为:

其中t0为光束发射时间,t1为开门时间,t为时间间隔。

4 仿真流程

激光雷达成像仿真包括以下四个过程:

1)目标初始位置引导:输入雷达平台和成像目标的初始位置及姿态,通常由STK(Satellite Tool Kit,卫星工具箱)轨道分析模块计算输出;

2)距离矩阵获取:根据目标3D模型、目标位置、探测距离、光束发散角等条件进行扫描过程分析与OSG场景建模,场景中包含目标和雷达平台两个节点,以雷达平台作为场景中的视点,由碰撞检测的结果得到视点到目标的距离;

3)探测过程仿真:定义探测距离门及距离间隔,之后依次进行一个循环,即对于每个距离间隔,根据回波强度、探测器暗计数及背景噪声计算探测概率,之后定义[0,1]均匀分布并随机采样,当采样值小于探测概率时,表示探测器在该距离间隔内被触发,循环结束,否则对下一距离间隔进行触发检测,如图3所示;

4)成像结果表示:在OSG场景中可以生成点云图,或者对结果进行归一化处理之后得到各像素的灰度值。

激光雷达成像总体仿真流程如图4所示。

5 仿真结果

成像激光雷达性能指标如表1所示,对于某卫星进行3D激光雷达图像数值仿真。激光雷达平台距离目标质心50km,对128×128矩形区域进行扫描成像,则扫描成像区域1.5×1.5mrad,根据常见空间目标的几何特征,选择距离门控100m,目标平均反射率0.2。场景中目标如图5(a)所示,距离灰度图像如图5(b)所示,象素越亮表示距离越近。

6 结论

针对复杂目标的激光雷达三维成像,提出了一种基于OSG的距离矩阵获取方法,该方法将空间场景与雷达系统性能仿真有机结合,实现了复杂目标的快速仿真,为复杂结构目标的雷达图像仿真提供了一种切实可行的有效方法。

本仿真系统不但适用于对静止目标雷达图像的仿真,还可以根据扫描频率实时调整轨道、姿态输入数据,从而实现对动目标的雷达图像仿真。

摘要：成像仿真可以为天基成像激光雷达系统的方案设计提供参考,方便直观的评价激光雷达的设计好坏,预测激光雷达的性能。为了解决天基激光雷达仿真中复杂目标距离矩阵获取困难的问题,本文提出了借助空间场景交互运算技术求取目标距离矩阵的新方法,详细介绍了基于图形开发软件OSG的目标距离矩阵的求取方法,详细给出了建模方法和仿真流程。通过对某卫星目标进行天基雷达系统成像的仿真实例证明,文中给出的仿真方法能快速有效的实现对复杂目标的仿真,对雷达成像仿真提供了一种新的有效的方法。

关键词：雷达成像,成像仿真,碰撞检测,复杂目标

参考文献

[1]J.A.Hutchinson,C.W.Trussell,T.H.Allik,S.J.Hamlin,J.C.McCarthy,and M.Jack.Multifunction laser radar II[J].Laser Radar Technology and Applications V,2000,Proc.SPIE 4035:248-253.

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[6]朱磊,黄庚华,欧阳俊华,等.光子计数成像激光雷达时间间隔测量系统研究[J].红外与毫米波学报,2008,27(6):461-464.

PSG之天基打击武器方案 篇4

利用天基CAV实施攻击

主要有两种途径：一种途径是构建CAV星座，待机重返大气层打击目标。分析认为，在低地球轨道以50°倾角和5－3－1的星座方式，部署一个由15枚CAV组成的天地打击武器系统，将能够在同一时刻覆盖全球的绝大部分地区。5-3-1星座是指星座由5条间距相等的轨道组成，每条轨道上等距的部署3架CAV，且各条轨道上CAV的相位要比相邻轨道上的CAV超前24°(360°轨道的1／15)。CAV运行轨道倾角为50°，即每条轨道可覆盖南纬50°到北纬50°之间的区域。

第二种途径是利用CAV母舰，在轨待机发射CAV。通过大型运输工具，将装载多架CAV的母舰送入轨道待机。一旦接到作战命令，母舰进行空间机动并在轨发射CAV，执行打击任务。

X-37B计划

尽管目前将X-37B试验飞行器称为空间对地打击系统还为期过早，但可以预见，类似X-37B这种能够装载武器的空间飞行器，在未来必定是美国实现“快速全球打击”能力的又一个备选方案。

(1)计划概况

1995年，美空军提出军用空间飞机概念。目的是发展一种小型无人的重复使用空间作战平台，可在轨道上长时间驻留(设计要求270天)和快速机动，携带不同的任务载荷遂行空间作战任务，并能按需返回。美空军为此成立军用空间飞机办公室，决定研制试验样机(X－40A)，用于低空进场着陆飞行试验。

1999年，NASA启动X-37计划。目的是发展可重复使用航天运载器(即下一代航天飞机)。鉴于军用空间飞机和可重复使用运载器具有较强的技术共性，美空军将X-40A移交美国家航空航天局(NASA)，并共同支持X-37项目。X-40A完成了X-37项目的低空进场着陆试验验证。随后，美空军经过评估，认为X-37的使用效能达不到军方要求(只能在轨运行21天)，停止对X-37项目投资。NASA遂独立投资研制X-37A，用于高空进场着陆飞行试验。

2004年，DARPA接管X-37项目。由于时任美国总统的小布什提出重返月球计划，NASA退出X-37项目，转向登月计划。美国防部指派国防高级研究计划局(DARPA)接管，X-37项目的定位由可重复使用航天运载器转为军用可重复使用航天器，并从此成为机密项目。

2006年，美空军决定研制X-37B。在DARPA完成X-37A一系列高空无动力投放飞行试验后，美空军宣布介入X-37项目，并决定以X-37A为基础，研制X-37B轨道试验飞行器(OTV)。X-37B由美空军快速能力办公室负责，NASA和空军研究实验室参与，波音公司为主承包商。原计划2009年底进行X-37B轨道飞行试验，后屡次推迟。

2010年4月23日，X-37B(OTV-1)轨道试验飞行器通过“宇宙神－5”(501型)火箭从佛罗里达州卡纳维拉尔角成功发射升空。此次飞行试验目的是在太空轨道上测试X-37B的导航、控制、热防护系统、电子设备，高温结构以及飞行器再入等技术。

(2)系统组成

X-37B长8.84米，翼展4.57米，高2.93米，起飞重量4989.5千克，设计运行轨道高度203至926千米，在轨最长时间270天。X-37B包括结构与热防护系统、推进系统、反作用控制系统、航电系统、能源系统、试验舱等。其中，试验舱长2.13米，直径1.22米，载荷能力227千克。

总体设计

X-37B主要组成部件，包括发动机、燃料箱、机动推进器、航电设备、实验舱等。X-37B的外壳采用了夹层的复合结构，由底壳、顶壳、纵梁与通道面板组成。石墨复合结构与传统的铝结构相比，其质量更轻并能在高温环境下工作，还大大减少了对绝缘瓦和绝缘毯的需求。子系统设计

X-37B包括航空电子、电力、软件、配线系统等多个子系统。航电系统包括5部电脑，其中3部是飞行管理控制器，另外2部用于控制电力系统、无线电收发、S波段天线等；电池和软件系统基本沿用了X-37A的技术方案，但进行了一定的改进。X-37B配线系统复杂，共有超过390组连接线路连接各个部件，并需要将这些线路安装在X-37B的狭小空间内，为此，研发人员已经通过一系列的“电线鸟”试验，对配线进行设计。

热防护系统

X-37B的热防护系统由各种热防护瓦和热防护毯组成，翼前缘由热防护瓦构成，能够承受飞行器再人大气层时产生的超过3000华氏度的高温和极高的速度。襟副翼和方向升降舵材料使用了“碳－碳”(C—C)结构和“硅碳”(SiC)结构。

(3)未来发展

截至目前，X-37B还未返回地面，根据计划，X-37B在完成任务后将以滑翔方式自动再入大气层，着陆点首选加利福尼亚州的范登堡空军基地，爱德华兹空军基地作为备用着陆场。在此次飞行试验成功后，美国空军还将发展X-37B(OTV-2)，并计划在2011年上半年进行飞行试验。

天基系统 篇5

在无源跟踪中, 相对而言角度是比较容易得到的观测量, 文献[1]证明了三维情况下单星对卫星目标的仅测角跟踪系统是完全可观测的。文献[2]采用卫星轨道根数作为状态变量建立系统模型, 实现了单星对非合作卫星的仅测角跟踪, 但是在偏心率和轨道倾角趋于零时, 分别会出现第一类和第三类奇点, 而地球同步轨道的偏心率和轨道倾角恰恰等于零。文献[1, 3]将卫星的位置和速度作为状态变量, 结合EKF算法建立系统方程, 解决了奇点问题。

虽然对卫星的无源定轨跟踪属于在特定轨道条件下的机动目标跟踪, 然而EKF对于模型不确定性的鲁棒性较差, 且对观测噪声敏感, 可能出现状态估计不准, 甚至发散。在EKF卫星无源定轨跟踪的基础上, 引入次优渐消因子[4], 减小了过去数据的影响, 使得滤波值更多地依赖于实时的量测, 提高滤波的收敛速度和稳定性。

1 定位方法

假设在以地心为原点的地心惯性坐标系中, 将地球和卫星看作两个做无摄二体运动的质点来考虑。高轨的观测卫星可通过光学或截获低轨目标卫星的信号[5]等手段获得角度测量信息。卫星的运动通常是在地心坐标系下表示的, 而角度的测量值是在卫星质心轨道坐标系中获得的[1]。图1为卫星定轨跟踪几何示意图。

1.1 状态模型

在J2000.0地心惯性坐标系中, 定义目标卫星的状态矢量为, 其中, r=[x y z]T和分别表示目标卫星在J2000.0地心惯性坐标系中的位置矢量和速度矢量。卫星运动的状态微分方程可表示为

在二体问题下, 卫星的运动方程可表示为

式 (2) 中, F (·) 表示对状态变量的非线性变换, μ为地球引力常数, 表示目标卫星到地球质心的距离。

1.2 量测模型

假设高轨的观测卫星可以通过光学或无线电等被动方式得到目标卫星在观测星轨道坐标系下的方位角αk和俯仰角φk, 其定义如下

式 (3) 中, δ=[δzδyδz]T为目标卫星在观测卫星质心轨道坐标系下的位置矢量。

在传统的无源定位中[6—8], 角度值计算公式中的相对位置是观测器与目标的位置矢量之差。但在空间非合作卫星跟踪中的量测是在观测星质心轨道坐标系中, 而状态变量是在地心惯性坐标系中, 两者需要进行实时的坐标转换。从地心惯性坐标系到观测卫星轨道坐标系转换公式为[3]

式 (4) 中, rT, rO分别为目标卫星和观测卫星在地心惯性坐标系下的位置矢量。G为坐标转换矩阵, 是时变量, 由其定义可知

式 (5) 中, 。

将观测矢量定义为:Z (k) =[αkφk]T, 则观测量为状态变量X的非线性函数:

式 (6) 中, nk=[nαknφk]T为方位角和俯仰角的量测噪声, 其对应协方差矩阵为

2 定轨跟踪算法

2.1 EKF定轨跟踪算法

由状态微分方程 (1) 可得到离散状态方程

F[X (t) ]可在tk附近展开为Taylor级数:

式 (8) 中, , 由矢量微分法则可得[9]

将式 (2) 带入式 (9) 可得

将式 (8) 和式 (9) 带入式 (7) , 可得离散状态预测方程

扩展卡尔曼滤波 (EKF) 方法来估计目标状态, 算法实现步骤如下。

Step1滤波器初始化:

Step2按照式 (10) 计算一步状态预测估计值, 和对应一步预测协方差阵

式 (12) 中, Φk+1|k为状态转移矩阵, 具体计算公式为[2], Q表示非线性方程线性化时引入的截断误差, 通常选择为较小的常数矩阵[7]。

Step3计算滤波增益:

式 (13) 中, Hk+1|k为量测雅可比 (Jacobian) 矩阵, 由于角度测量值是在卫星质心轨道坐标系中获得的, 而状态变量是在地心惯性坐标系中, 因此计算Jacobian矩阵时采用如下步骤:状态预报值→卫星质心轨道坐标系下的目标卫星状态。由矢量微分法则, 可得量测Jacobian矩阵为:

Step4计算状态滤波更新及相应的协方差矩阵:

结束。

2.2 SFEKF跟踪定位算法

在系统模型具有足够的精度, 且滤波初值^X0|0和P0|0选择合适的情况下, 扩展卡尔曼滤波可以得到比较准确的状态估计值。但通常的情况是, 系统模型与实际情况不完全匹配, 即系统模型具有不确定性, 这会导致EKF滤波估计不准确, 甚至发散。

此时可以考虑采用强跟踪滤波对卫星状态进行估计[10]。强跟踪滤波是采用时变的渐消因子对过去数据进行渐消, 减小过去数据的影响。其工作原理是将预测协方差阵乘以渐消因子λ, 增大预测协方差阵, 间接地增大增益阵, 使得滤波值更多地依赖量测。实际中一般采用次优的近似计算渐消因子。修改上面EKF中的式 (12) 为

式 (17) 中, λ (k) 为时变渐消因子。通常采用次优的方法求取λ (k) 。其求取方法如下

式 (18) 中,

式中, tr表示矩阵的迹, β≥1为一个选定的弱化因子, 其作用是为了避免渐消因子造成过调节, 使状态估计更加平滑, β的值可根据经验来选择, 或由计算机仿真求得

L为仿真步数, 反应了滤波器的累积误差。V0 (k+1) 为残差协方差, 其真实值是未知的, 可由下式估计得出

式 (23) 中, 为滤波残差, 0<ρ≤1为遗忘因子, 一般取ρ=0.95。

SFEKF卫星定位跟踪计算过程如下。

Step1选择初始值, 根据式 (22) 选择一个合适的弱化因子β。

Step2由式 (10) 计算, 式 (14) 得到Hk+1|k, 由式 (23) 计算V0 (k+1) , 由式 (19) ~式 (21) 求出次优渐消因子λ (k+1) 。

Step3由式 (17) 计算Pk+1|k, 式 (13) 得到Kk+1。

Step4由式 (15) 得到滤波值, 式 (16) 更新协方差阵, k+1→k, 转入Step2。

结束。

3 仿真验证

为了获得足够的观测弧段, 观测星为高轨卫星, 采用高轨卫星对低轨卫星进行观测。卫星轨道根数 (a, e, i, Ω, ω, τ) 分别为:半长轴、偏心率、轨道倾角、升交点赤经、近地点幅角、过近地点时刻。观测星与目标星的轨道数据由STK仿真得到。观测星初始轨道根数为 (30 000 km, 0.1, 108°, 30°, 45°, 0°) , 目标星初始轨道根数为 (9 000 km, 0.2, 30°, 45°, 60°, 1 000 s) 。使用STK8中Access功能产生仿真数据, 可得到仿真场景中在一天之内两颗星的可见时间表, 如表1所示。

考虑第一个可见弧段, 每隔T=2 s测得一个方位角αk俯仰角βk。假定初始误差为[100 100 1000.1 0.1 0.1]T, 单位为km和km/s, 角度测量误差, 进行100次蒙特卡洛 (Monte Carlo) 仿真, 评价指标采用误差均方根 (RMSE) 。

图2为卫星轨道跟踪图, 可以看出目标卫星真实轨道和估计轨道基本重合。仿真结果如图3和图4所示。

由上述仿真结果可以明显的看出, EKF收敛速度较慢, 且收敛后的滤波值存在明显的震荡。说明EKF定位方法的鲁棒性较差。而SFEKF在500 s左右趋于收敛, 且在整个滤波过程中较稳定, 这是因为次优渐消因子对过去的数据进行了渐消, 增强了当前观测值的作用。与EKF方法相比, SFEKF方法具有更高的估计精度、稳定性和更快的收敛速度, 且两者在计算复杂度上相当。

4 结论

针对天基仅测角卫星定位EKF算法收敛速度慢的问题, 引入了带次优渐消因子的扩展卡尔曼滤波方法。通过渐消因子对过去数据进行了渐消, 有效地利用了新的测量信息, 减小了模型的截断误差, 提高了滤波性能。仿真结果表明, 与EKF定位跟踪方法相比, 采用SFEKF方法收敛速度更快, 有更高的定轨跟踪精度和稳定性, 且两者耗时相当。

摘要：在天基仅测角卫星定轨扩展卡尔曼算法 (EKF) 中, EKF关于模型不确定性的鲁棒性较差, 造成滤波器估计不准, 甚至发散。提出一种带次优渐消因子的扩展卡尔曼滤波 (SFEKF) 定轨方法, 利用渐消因子对过去的数据进行渐消, 减小了模型的截断误差, 提高了滤波的收敛速度和对卫星的跟踪能力。仿真结果表明, 与EKF定轨方法相比, SFEKF方法具有更高的定轨精度、稳定性和收敛速度。

关键词：非合作目标,无源跟踪,强跟踪滤波,仅测角,定轨

参考文献

[1] 李强.单星对卫星目标的被动定轨与跟踪关键技术研究, 长沙:国防科学技术大学, 2007

[2] 郭福成, 樊昀.空间信息对抗中的单星对卫星无源定位跟踪方法.宇航学报, 2005;26 (3) :197—200

[3] 吴顺华, 辛勤, 万建伟.一种单星对星仅测角无源定轨跟踪方法.系统仿真学报, 2009;21 (12) :3701—3704

[4] 周东华.非线性系统带次优渐消因子的扩展卡尔曼滤波.控制与决策, 1990; (5) :1—6

[5] 周军, 董鹏, 卢晓东.基于Sigma点卡尔曼滤波的天机红外低轨卫星目标跟踪.红外与激光工程, 2012;41 (8) :2206—2210

[6] Li X Rong, Jilkov Vesselin P.A survey of maneuvering target tracking-part II:ballistic target models.Proceeding of SPIE Conference on Signal and Data Processing of small target.San Diego, CA, USA:SPIE Press, 2001:1—23

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[8] Glaude Jauffret, Denis Pillon.Observability in passive target motion analysis.IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 1996;32 (4) :1290—1300

[9] 黄京梅, 胡士强.空间非合作目标在轨主/被动融合跟踪方法.计算机工程, 2012;38 (4) :149—154