低地球轨道

低地球轨道（精选3篇）

低地球轨道 篇1

摘要：天基红外预警卫星通过红外传感器探测弹道导弹主动段飞行时散发的红外尾焰,能在早期发现和跟踪弹道导弹目标。其中地球同步轨道卫星由于轨道高度高,因而具有更广的探测范围,是目前广泛使用的一种红外预警卫星,也是反导系统仿真中的重要研究对象。文中主要描述了一种地球同步轨道卫星探测功能的仿真建模方法,重点论述了地球同步轨道卫星目标发现条件并推导了探测范围计算公式,对于红外预警卫星的仿真及规划等问题的研究具有一定意义。

关键词：地球同步轨道,红外预警卫星,扫描相机

天基红外预警卫星是目前反导系统中广泛使用的一种探测设备。其通过在卫星上搭载红外探测设备,可监测弹道导弹主动段散发的红外尾焰,对弹道导弹进行早期的预警及跟踪。天基红外预警卫星根据运行轨道的不同可分为大椭圆轨道卫星、地球同步轨道卫星和低轨卫星等。其中地球同步轨道预警卫星最早投入使用,是目前技术较为成熟的一种,其固定在轨道高度极高的地球同步轨道上,携带的红外扫描相机以周期性的对覆盖区域进行扫描,发现目标后则由携带的凝视相机进行连续跟踪。文中先介绍了天基红外预警卫星的发展历程,随后提出了一种地球同步轨道红外预警卫星的仿真建模方法,详细描述了预警卫星探测功能中考虑到的判断条件,推导了探测范围计算公式。

1 天基红外预警卫星发展历程

天基红外预警卫星的探索最早起源于美国,在20世纪60年代,美国就开始研制并计划发射带有红外探测器的预警卫星。至20世纪70年代,美国正式推出了“国防支援计划(DSP)。DSP计划是美国推行的北美空中防御计划的一部分,其目的是监视前苏联等国家的弹道导弹发射及航天器的发射。DSP系统主要由地球同步轨道卫星组成,目前已有5颗卫星在轨,根据观测目标不同分布在各大洲的上空,第三代DSP预警卫星采用三轴稳定方式,其红外望远镜以10 s为周期绕其指向地面的主轴旋转。望远镜轴线与卫星主轴成一定的夹角,因而随着旋转可形成一圆锥扫描区域,通过施密特望远镜搜索红外辐射来监视导弹发射,地面控制人员可在数分钟内鉴别出目标。

随着美国导弹防御计划的不断演变,DSP系统的能力已无法满足要求,因而逐渐被天基红外系统SBIRS计划所取代,SBIRS系统是美国新一代导弹防御计划的核心组成部分,其主要由低轨卫星星座、大椭圆轨道卫星和地球同步轨道卫星3部分组成,三者相互补充支撑,能更全面的完成对目标区域弹道导弹目标的发现跟踪任务。地球同步轨道卫星上带有凝视型和扫描型两种红外探测器,扫描型探测器采用一维线阵扫描整个地区以建立地区的完整图像,可用于提供快速的全球覆盖。在凝视型探测器中,一个正方形或长方形焦平面阵列连续地观测一个特定的区域及红外辐射的变化。其用于精确的战区探测和跟踪。扫描型探测器对导弹在发射时所喷出的尾焰进行初始探测,随后将探测信息提供给凝视型探测器,后者进行精确跟踪。

2 地球同步轨道红外预警卫星仿真模型

地球同步轨道红外预警卫星仿真模型主要模拟了红外预警卫星通过红外探测器接收到的目标红外羽焰强度,可计算出观测到的弹道导弹目标的方位俯仰角度、信噪比及探测概率,然后通过多目标分辨、视场判断、最大探测距离及探测概率等条件来判断弹道导弹目标是否被发现的过程,具体流程如图1所示。

2.1 多目标分辨

红外预警卫星携带的红外扫描相机由红外探测单元组成,红外探测单元受到像元分辨率的限制,对于距离较近的目标无法区分。因此在仿真过程中,首先应对距离较近的弹道导弹目标运动状态信息进行处理,删除无法区分的多余源目标信息。

2.2 视场判断

在实际系统中,弹道导弹发动机点火后,卫星上的扫描型红外探测器通过快速扫描,阵列立即接收到导弹尾焰的红外辐射信号,所接到的信号经放大、调制送入信号处理器。信号处理器将信号转换成数字形式,并作滤波处理,测出目标的方位角、俯仰角和红外辐射强度。

在仿真系统中,通常由目标特性仿真软件作为信源,周期性的公布自身的位置坐标及红外尾焰辐射强度信息,红外预警卫星模型接收目标特性信息,计算出方位角和俯仰角,判断是否满足角度探测条件。

在仿真想定中假定卫星所在位置点A的地心第4坐标系坐标为(X0,Y0,Z0)其对应转的大地坐标(jd0,wd0,h0),卫星携带的扫描相机矩形视场为[±η,±θ],目标仿真软件周期性的公布自身所在位置点信息,在某一时刻T其所在位置点B的地心第四坐标系坐标为(X1,Y1,Z1)其对应的大地坐标(jd1,wd1,h1)。其几何关系示意图如图2所示,弹道导弹目标位置点B相对于卫星位置点A的方位角α和俯仰角β如图2所示。

俯仰角β判断条件:

以目标所在位置点B向赤道平面做垂线,交点为点P,则

$\beta =\arcsin \frac{\left|B{\rm P}\right|}{\left|AB\right|}=\arcsin \left[\frac{d{}_1\sin \angle B{\rm O}{\rm P}}{d}\right]$ (1)

其中,$d=AB=\sqrt{(X{}_1-X{}_0){}^2+(Y{}_1-Y{}_0){}^2+({\rm Z}{}_1-{\rm Z}{}_0)}$;$d{}_1={\rm O}B=\sqrt{X{}_1^2+Y{}_1^2+{\rm Z}{}_0^2}$。而∠BOP即为B点的纬度即∠BOP=wd1。

当俯仰角β在扫描相机南北瞬时视场区域范围内时,即$\left|\beta \right|\le \eta$,则表明满足俯仰判断条件。

方位角α判断条件:目标相对于预警卫星的方位角α即三角形AOP中的∠OAP,则有

$\alpha =\arcsin \left[\frac{d{}_1\cos \angle B{\rm O}{\rm P}\sin \angle A{\rm O}{\rm P}}{d\text{c}\text{o}\text{s}\beta }\right]=\arcsin \frac{d{}_1\text{c}\text{o}\text{s}wd{}_1\sin (\left|jd{}_0-jd{}_1\right|)}{d\text{c}\text{o}\text{s}\beta }$ (2)

其中,$\left|{\rm O}{\rm P}\right|=\left|{\rm O}B\right|\cos \angle B{\rm O}{\rm P}=d{}_1\cos wd{}_1$;$\left|A{\rm P}\right|=\left|AB\right|\cos \beta =d\cos \beta$;$\angle A{\rm O}{\rm P}=\left|jd{}_0-jd{}_1\right|$。

当方位角α在扫描相机东西瞬时视场区域范围内时,即$\left|\alpha \right|\le \theta$,则表明满足俯仰判断条件。

2.3 最大探测距离

地球同步轨道红外预警卫星对目标进行探测主要由星上红外传感器探测目标尾焰的红外辐射强度来实现。地球同步轨道红外预警卫星与目标之间的距离远大于红外探测单元及弹道导弹的尺寸,因此可将弹道导弹看作为点辐射源。可得到探测最大距离的简化公式,如式(3)所示

$R=\left[\frac{({\rm I}\cdot \tau {}_a)(A{}_0\cdot \tau {}_0)\cdot D{}^{*}}{\text{S}\text{Ν}\text{R}\cdot \sqrt{\text{Δ}f\cdot A{}_d}}\right]$ (3)

其中,I为目标红外辐射强度;τa为大气平均透过率;A0为光学系统截面积;τ0光学系统透过率;D*为红外探测器比探测率;SNR为信噪比;Δf为等效噪声带宽;Ad=α2,α为红外探测器像元尺寸。

2.4 探测概率

红外成像系统对点目标的探测可作为窄带系统处理,从信号检测理论角度考虑,可利用二元信号检测理论建立二者的概率模型

${\rm P}{}_f=\frac{1}{2}\text{e}\text{r}\text{f}\text{c}\left[\text{e}\text{r}\text{f}\text{c}{}^{-1}(2{\rm P}{}_d)+\frac{\text{S}\text{Ν}\text{R}}{\sqrt{2}}\right]$ (4)

其中,erfc$(z)=\frac{2}{\sqrt{\text{π}}}{\displaystyle \underset{z}{\overset{\infty }{\int }}\exp }(-x{}^2)\text{d}x$为互补误差函数。

3 结束语

红外预警卫星是导弹防御系统的重要组成部分,文中介绍了天基红外预警卫星系统的发展历程,并描述了一种地球同步轨道红外预警卫星的仿真模型建立方法。重点论述了地球同步轨道红外预警卫星探测流程仿真中所需考虑的步骤,推导了携带矩形扫描相机时的视场判断条件等公式。该仿真模型的建立可满足预警系统仿真及论证的需求。

参考文献

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[2]刘颖.从DSP系统到SBIRS系统———美国导弹预警卫星系统的发展演变[J].现代军事,2007(7):19-23.

[3]钟建业,魏雯.美国预警卫星探测器及其相关技术[J].中国航天,2005(6):22-27.

[4]乔风.美国天基红外系统———国家导弹防御系统的核心[J].太空探索,2011(7):44-46.

[5]李财品,张洪太,谭小敏.地球同步轨道合成孔径雷达特性分析[J].现代电子技术,2009(21):9-12.

[6]林来兴,张洪华,车汝才.地球同步轨道卫星编队飞行的区域性导航系统方案[J].航天控制,2003(2):15-22.

低地球轨道 篇2

卫星在太空运行过程中,在周围等离子体和光电效应等综合作用下,会带上与周围等离子体环境不同的悬浮电位,这个电位会影响星上测量载荷的测量精度和测量范围.利用航天器与等离子体相互作用系统软件SPIS,采用粒子分室法模拟了低轨道(710 km)卫星的.充电特性.结果表明,由于等离子体温度低、浓度高,卫星的充电电位较低(-0.719 V);而周围的等离子体环境受卫星尾迹效应的影响显著.

作 者：杨集 陈贤祥 夏善红 YANG Ji CHEN Xian-xiang XIA Shan-hong 作者单位：杨集,YANG Ji(中国科学院,电子学研究所,传感技术国家重点实验室,北京,100080;中国科学院,研究生院,北京,100039)

陈贤祥,夏善红,CHEN Xian-xiang,XIA Shan-hong(中国科学院,电子学研究所,传感技术国家重点实验室,北京,100080)

低地球轨道 篇3

3 影响航天器及其发射需求的因素分析当前,影响航天器及其发射需求的因素主要有以下几点: (1)美国以及全球的经济形势 良好的经济形势曾经支撑了卫星市场的成长和壮大,同样的,一个国家货币汇率疲软一般会为特定市场的`出口商和买方创造良好的环境.全球卫星制造商和买家都从以前美元的汇率上获得了很多好处.然而就目前的状况而言,这种情况很难再持续,信贷市场的问题已经影响了投资者的信心,食品燃油等生活必需品的价格高涨预示着短期内消费市场将会紧缩.

作 者：张昭 冯少栋 冯子腾 姜自森 作者单位：张昭,冯少栋(解放军理工大学通信工程学院)

冯子腾(总参四部)

姜自森(解放军61428部队)