CN101450716B - 一种地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法 - Google Patents

Abstract

本发明是一种地球同步转移轨道(GTO)在轨卫星故障光电探测方法，该方法利用光学望远镜探测系统获取卫星在地球同步转移轨道(GTO)期间的光变曲线，通过分析相位角序列光变特性曲线得到目标的光照截面大小(OCS)评估卫星太阳能电池板的展开状态，通过分析时序光变特性曲线得到目标的自旋角速率评估卫星平台姿态控制能力，通过积累多圈次卫星相位角序列光变特性曲线评估卫星平台姿态调控能力，从而评估卫星故障状态，为及时抢救卫星提供可能。本发明的方法不依赖卫星系统的传感器和下行通讯数据，具有被动式无源接收特性，具有灵敏度高、精度高、探测距离远、能实时观测、数据处理快等特点。

Description

一种地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法 

技术领域

本发明涉及一种地球同步转移轨道(GTO)在轨卫星故障的光电探测方法，尤其是涉及一种利用望远镜光电探测系统的观测，实时、可靠地评估卫星故障状态的光电探测方法。 

背景技术

人类自20世纪50年代开展航天活动以来，虽然航天技术发展日新月异，但发射卫星失败的事例仍频繁出现。而故障率最高的就是发射阶段，而且在发射阶段的故障处理有时间限制，一旦超过时效，卫星成为太空垃圾，所造成的损失以亿计。这就给卫星发射阶段的故障发现和抢救提出了更高的要求。 

目前，低轨卫星的特性识别主要是利用雷达等传感器获取目标的回波信号，从中提取目标的位置、速度、结构等特征信息。而中高轨卫星，距离地球20000公里至36000公里，由于雷达的探测信号与距离r^-4成正比，要受到地面杂波和大气损耗的影响，以及自身功率和工作波长的限制，一般很难实现。同时利用高分辨成像观测中高轨卫星由于衍射极限和大气影响尚有困难，因此光学非成像观测是近年来中高轨卫星特性研究领域中最重要的研究主题之一，对这类目标的探测、跟踪、识别是近年来卫星技术状态特性研究领域中备受关注的前沿方向。 

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提出了利用光学望远镜探测系统获取卫星在地球同步转移轨道(GTO)期间的光变曲线，本探测方法无需卫星系统的传感器和下行通讯数据的支持，通过分析光变曲线评估卫星故障状态，为及时抢救卫星提供可能。 

本发明的技术解决方案是： 

提出一种地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法，该方法包括步骤： 

(1)通过望远镜系统获取卫星光电数据； 

(2)对获得的数据进行处理，生成卫星的光变曲线； 

(3)依据光变曲线计算卫星OCS值和卫星的自旋角速率； 

(4)根据卫星的OCS值评估卫星太阳能电池板的展开状况； 

(5)根据卫星的自旋角速率评估卫星姿态控制能力； 

(6)积累卫星的多圈次光变曲线，评估卫星姿态调控能力； 

(7)根据上述评估的结论，分析、确定卫星故障成因。 

在步骤2中，所述生成的卫星的光变曲线包括相位序列光变曲线和时间序列光变曲线，通过分析相位序列光变曲线得到目标的OCS值、通过分析时间序列光变曲线得到卫星的自旋角速率；在步骤6中，所述的多圈次光变曲线为多圈次卫星相位序列光变曲线。 

所述步骤1中获取卫星光电数据的具体方法为： 

(1.1)将观测目标的预报星历表，输入望远镜控制软件，控制望远镜指向观测目标： 

(1.2)设置CCD系统控制软件的参数，该参数为曝光时间、延迟时间、滤光片系统、CCD增益值和读出速度； 

(1.3)观测测试正常后，调整观测目标进入CCD视场中心，望远镜锁定目标，CCD开始连续曝光，进行时序测光。 

在步骤1.2中，所述的曝光时间和延迟时间的长度由天光背景亮度调整，所述的CCD的增益值由目标亮度确定设置，所述的读出速度由观测需求和观测弧段长度确定。 

在上述步骤2中，所述生成卫星的光变曲线的方法具体包括步骤： 

(2.1)对图像进行校正，提高目标信噪比： 

通过将平场图像、标准星图像和含有目标源的原始图像，分别减去本底图像，以进行本底改正，消除本底噪声、天光噪声和读出噪声； 

通过将标准星图像和原始图像分别除去改正后的平场，以进行平场改正，消除光学系统、快门效应和CCD的大尺度不均匀性造成的大尺度不均匀性； 

(2.2)自动证认图像中的观测目标，计算目标的半高全宽； 

(2.3)选择天光孔径大小，去除天光背景对目标测光的影响，得到目标的仪器星等； 

(2.4)选择Landolt标准星作为较差测光的标准星，计算转换得到目标的视星等； 

(2.5)根据卫星观测时间与其视星等分布生成基于时间序列的光变特性曲线； 

(2.6)根据数据点的测光观测时间和轨道根数计算目标的相位角，把目标的时间序列的光变特性曲线转换相位角序列光变特性曲线。 

在步骤4中，根据卫星的OCS值评估卫星太阳能电池板的展开状况的判断标准具体为：目标在 

的小相位角时，判断： 

可认为目标的太阳能帆板工作正常， 

可认为目标的太阳能帆板没能正常打开，出现故障； 

其中，m为标准星等值，m_d为漫反射亮度值，mag为星等单位。 

在步骤5中，根据卫星的自旋角速率、自转指向评估卫星姿态控制能力的方法是： 

根据获得的目标时序光变特性曲线，对其相位角归一化后进行傅 利叶变换，由得到的频谱分布计算目标在GTO轨道进行巡航飞行阶段的自转角速度，其计算结果与飞行要求值进行比对，评估确定卫星平台姿态控制能力。 

在步骤6中，积累卫星的多圈次光变曲线评估卫星姿态调控能力的方法是： 

取前一圈次的拟合曲线为姿态调控检测的模板，计算当前圈次测光结果与模板间的相关性，取其相关系数为姿态调控因子Z，通过计算姿态调控因子可分析评估卫星平台姿态变化检测。 

分析判断姿态调控指令发出之前的两个圈次的姿态调控因子Z，当Z＞0.9，则表明两个圈次的卫星姿态具有较好的一致性，当Z＜0.5，则表明该卫星姿态已有明显的变化。 

分析判断姿态调控指令发出前后的两个圈次的姿态调控因子Z，当Z＜0.5，说明姿态变化明显，姿态调控指令已发生作用。 

本发明的光电探测方法与现有技术相比的优点在于： 

(1)被动式无源接收特性； 

(2)具有灵敏度高、精度高； 

(3)探测距离远，可达到距离地球表面40000公里； 

(4)能实时观测处理数据。 

附图说明

图1是本发明地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法的步骤框图； 

图2是相位角示意图； 

图3是基于时间序列的卫星光变特性曲线图； 

图4是基于相位序列的卫星光变特性曲线图； 

图5是频谱分析图； 

图6是多圈次相位角序列光变特性曲线图。 

具体实施方式

下面结合附图对本发明的方法进行详细说明。图1是本发明地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法的步骤框图；首先，通过望远镜系统获取卫星光电数据，对获得的数据进行处理，生成卫星的光变曲线；通过光变曲线计算卫星OCS(光照截面)值和计算卫星的自旋角速率；通过卫星OCS值评估卫星太阳能电池板的展开状况，通过卫星的自旋角速率、自转指向评估卫星姿态控制能力。同时通过积累卫星的多圈次光变曲线，评估卫星姿态调控能力。根据上述评估的结论，分析、确定卫星故障成因。其中， 

数据获取： 

(1)将观测目标的预报星历表，输入望远镜控制软件，控制望远镜指向观测目标： 

实例：TLE(Two-Line Elements)根数 

1 25522U 98065A 08040.43542113-.00000050 00000-0 10000-3 0 4679 

2 25522 000.0508 274.1468 0003048 061.4487 126.0373 01.00271517 34012 

预报结果： 

时    分    秒        赤经        赤纬 

11    22    30.093    121.9105    -6.0164 

11    23    30.093    122.1611    -6.0165 

11    24    30.093    122.4116    -6.0166 

11    25    30.093    122.6622    -6.0168 

(2)设置CCD系统控制软件的参数(曝光时间、延迟时间、滤光片系统、CCD增益值、读出速度) 

参数类型	参数值	实例
			滤光片	Johnson系统	R片
曝光时间	根据目标亮度及天气状况动态确定	10秒
			延迟时间	根据CCD的读出速度和数据量多少动态确定	1分钟
增益值	由CCD型号确定	高档
			读出速度	根据采样频率动态确定	快读出

观测时间长度

根据可观测弧段长度动态确定

3小时

(3)观测测试正常后，调整观测目标进入CCD视场中心，望远镜锁定目标，CCD开始连续曝光。 

根据精密星历表引导望远镜跟踪锁定目标进入视场中心，由天光背景亮度调整合适的曝光时间长度和延时，由目标亮度确定设置CCD合适的增益(Gain)值，由观测需求和观测弧段长度确定合适的读出速度后CCD连续曝光，进行时序测光。 

测光处理： 

(1)对图像进行校正，提高目标信噪比 

本底改正：在目标图像中，我们要分析的是直接来自目标星(经过A/D转换)的光电子。但图像中的光电子，实际上是以下几项来源之和： 

■本底噪声：CCD本身电路的电流。 

■天光噪声：大气层反射、散射和发射到CCD的光电子。 

■读出噪声：在读出过程中，线缆中产生和A/D转换的电子噪声。 

■目标源：来自目标源的光电子。 

平场图像、标准星图像和含有目标源的原始图像，分别减去本底图像，以进行本底改正。 

平场改正：使用标准光源或者天光背景获得平场图像，平场图像能够体现光学系统、快门效应和CCD的大尺度不均匀性。标准星图像和原始图像分别除去改正后的平场，可以消除上述因素造成的大尺度不均匀性。 

(2)自动证认图像中的观测目标，计算目标的半高全宽， 

孔径的选择一般都依赖于FWHM，即星象的半高全宽。又星象的轮廓理论上为高斯轮廓，FWHM与高斯函数中Sigma的关系为 

FWHM＝2*sqrt(2*ln(2))*Sigma，即FWHM＝2.35482*Sigma 

根据一维高斯函数的性质，若测光孔径为1倍Sigma包含68.26％的能量，3倍Sigma包含99.73％能量，5倍Sigma包含99.9999％的能量。 

(3)选择天光孔径大小，去除天光背景对目标测光的影响，可得到目标的仪器星等， 

一般如果星足够亮，测光孔径可取2倍FWHM，若星较暗可适当减小测光孔径，以便获得更高的信噪比， 

实例：某一目标在世界时UT＝11时25分30.093秒的测光结果为16.483星等。 

(4)选择Landolt标准星作为较差测光的标准星，计算转换得到目标的视星等， 

利用较差测光，我们可以知道目标源是否有变化，得到变幅，周期等信息，但是却不能知道目标源到底有多亮，因为我们只知道目标源与比较星之间的差，而不知道比较星到底有多亮。目前一些星表库可以提供部分星等信息。若需要得到目标源或比较星的真实亮度(此处的亮度为视星等)，需要做测光的流量定标。其原理为，通过观测一批已知标准星等的标准星，拟和出标准星等与仪器星等之间转换方程的系数，然后再将目标源或比较星的仪器星等通过这个转换方程转 换回标准星等。使用的星等转换方程为： 

u＝U+C_U+β_U(U-B)+κ′_uX_u+κ″_u(U-B) 

b＝B+C_b+β_b(B-V)+κ′_bX_b+κ″_b(B-V) 

v＝V+C_v+β_v(B-V)+κ′_vX_v+κ″_v(B-V) 

r＝R+C_r+β_r(V-R)+κ′_rX_r+κ″_r(V-R) 

i＝I+C_i+β_i(V-I)+κ_i′X_i+κ″_i(V-I) 

u，b，v，r，i为仪器星等，U，B，V，R，I为标准星等，C为常数项，X为大气质量，β为系统转换系数，κ’为大气主消光系数，κ″为大气二次消光系数，一般很小，拟和时通常将其置为零。观测的标准星一般都在Landolt标准星表里选取。定标对天气的要求非常高，要求在整夜的观测过程中大气要稳定、透明度稳定以保证消光系数不变。观测的标准星大气质量和颜色的分布尽量广且均匀。 

实例：在测光夜，目标在世界时UT＝11时25分30.093秒的测光结果为16.483星等，LANDOLT标准星的较差星等为2.543星等，则目标的大气层外的标准星等为13.940星等。 

(5)根据卫星观测时间与其视星等分布生成基于时间序列的光变特性曲线 

在观测弧段中，利用CCD测光数据中的观测时间和测光结果产生以时间为横轴和标准星等为纵轴的光变特性曲线，从而得到目标的时间序列光变特性数据(如图3所示)。 

数据预处理： 

(1)斜距、相位角计算 

斜距定义为测站至卫星间的距离，而相位角为太阳-卫星-测站之间的夹角(如图2所示)。斜距和相位角在研究卫星特性中是两个重要的参数，光学观测时无法通过观测获取这两个参数，需要通过星历计算给出。通过公式1或2式的计算，我们可以获得斜距 

J2000历元天球坐标系下矢量 

至站心赤道坐标系下矢量 

的转 换关系 

$\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}={\left(\mathrm{ER}\right)}^T[\left(\mathrm{HG}\right)\stackrel{\→}{r}-{\stackrel{\→}{R}}_A]---\left(1\right)$

J2000历元天球坐标系下矢量 

至站心地平坐标系下矢量 

的转换关系 

${\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}}^{\′}={\left(\mathrm{ZR}\right)}^T{\left(\mathrm{ER}\right)}^T[\left(\mathrm{HG}\right)\stackrel{\→}{r}-{\stackrel{\→}{R}}_A]$

其中 

是测站在地固坐标系中的位置矢量，(HG)是历元平赤道地心系与地固坐标系之间的转换矩阵，(ER)是瞬时真赤道地心系与准地固坐标系之间的转换举证，(ZR)是瞬时真赤道坐标系与地平坐标系之间的转换矩阵，有 

这里S_G是格林尼治真恒星时，λ和 

是测站的经度和纬度(天文纬度，可用大地纬度)。S_G的计算公式见后面的(3)式。 

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\‾}{S}}_G={18}^h.6973746+{879000}^h.0513367t+0^s.{093104t}^2\\ t=\frac{1}{36525.0}[\mathrm{MJD}\left(t\right)-\mathrm{MJD}\left(J2000.0\right)]\end{array}\right.---\left(3\right)$

上式中的引数t是UT1(世界时)时间，MJD为约简儒略日。 

$r=\left|\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\right|=\left|{\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}}^{\′}\right|=\sqrt{{\mathrm{\ρ}}_x^2+{\mathrm{\ρ}}_y^2+{\mathrm{\ρ}}_z^2}---\left(4\right)$

同时，相位角的计算需要计算太阳、测站和卫星之间的相对位置关系，首先通过太阳的平运动参数获取太阳在J2000历元天球坐标系的位置 

通过上述2式的转换，得到其站心赤道坐标系下的位置 

根据矢量计算公式，可以得到卫星-测站矢量 

和卫星-太阳矢量 

$\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{r}}_1=-\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\\ {\stackrel{\→}{r}}_2={\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}}_{\mathrm{sum}}-\stackrel{\→}{\mathrm{\ρ}}\end{array}\right.---\left(5\right)$

根据两矢量间的夹角公式：可得相位角(PA)的计算公式 

实例：目标的TLE(Two-Line Elements)轨道根数INTELSAT 8(PAS 8) 

1 25522U 98065A 08040.43542113-.0000005 000000-0 10000-3 0 4679 

2 25522 000.0508 274.1468 0003048 061.4487 126.0373 01.00271517 34012 

根据TLE(Two-Line Elements)轨道根数计算目标的斜距和相位角 

月    日    小时    分    秒        斜距(公里)     PA(度) 

2     10    11      18    30.093    39333.34307    30.337938 

2     10    11      19    30.093    39333.37979    30.155566 

2     10    11      20    30.093    39333.41626    29.974131 

2     10    11      21    30.093    39333.4525     29.793651 

2     10    11      22    30.093    39333.4885     29.614142 

2     10    11      23    30.093    39333.52425    29.435623 

2     10    11      24    30.093    39333.55977    29.258112 

2     10    11      25    30.093    39333.59504    29.081627 

2     10    11      26    30.093    39333.63007    28.906187 

2     10    11      27    30.093    39333.66485    28.731812 

(2)斜距改正 

对于卫星地基监测来说，太阳、卫星和观测系统三者之间存在着相对运动，那么，光学观测系统在跟踪监测空间卫星过程中，接收到的卫星亮度值则是不断变化的，由于目标自身并不发光的，而是通过反射太阳光、大气散射光或地面反射光照明，这种接收到的卫星光能量的变化与卫星形状、运行姿态和照明条件密切相关。卫星光学特性与卫星的物理特性，如距离测站的远近，外部形状、尺寸大小、表面涂层、姿态稳定方式、及姿态指向等密切相关。在目标过顶期间，随着时间的变化，目标距离测站间的距离发生变化，对目标视星等的大小有密切关系，因此需进行斜距改正，视星等归一化到统一距离， 其中m为视星等，m_校正为斜距改正后的目标星 等值，R为目标与测站间的距离，R₀为归一化的距离，通过对目标的视星等进行斜距改正归一化计算以便反映目标特性与光变过程的相关规律。 

实例：设R₀＝40000公里，R＝39333.66485公里，目标视星等为m＝14.466星等， 

则m_校正＝14.466-2.5*2*lg(39333.66485/40000)＝14.502星等。 

(3)时序光变特性转换相位角序列光变特性 

根据数据点的测光观测时间和轨道根数计算目标的相位角，太阳与卫星、观测点形成的相位角(如图2所示)，把目标的时序光变特性转换相位角序列光变特性，以相位角为横轴，目标标准星等为纵轴的相位角序列光变特性关系(如图4所示) 

(4)根据基于相位序列的光变特性确定目标形状特性，选择相位函数 

由于目标的形状特性比较单一，可利用下述三种形状的反射特性曲线计算与目标特性数据的相关性，确定目标的形状特性，从而选择正确的相位函数。 

平面反射特性： 

α为太阳入射光线与平面法向的夹角，β为出射光线与平面法向的夹角。 

评估卫星太阳能电池板的展开状态 

假定卫星表面的漫反射服从朗伯定律，由于目标被太阳光照射，其视星等按下式计算： 

式中m为目标的视星等值，A为光照截面面积，γ为卫星表面的反照率， 

为相位函数， 

为太阳-目标-观测点的相位角，其中， 

类球状反射特性： 

为相位角。 

类柱状反射特性： 

α为太阳入射光线与平面法向的夹角，β为出射光线与平面法向的夹角，R为斜距，太阳(零等星)的辐照流量E₀＝1365Wm^-2，太阳辐射常数，它是地球大气外在单位时间内投影到距太阳平均日地距离处(即一个天文单位)，并且垂直于太阳射线方向的单位面积上的太阳辐射能。 

空间目标信号来源主要是太阳光的辐射能量。一般可以认为太阳是绝对温度为5900K的黑体，其一定光谱范围的辐射出射度： 

$M\left(\mathrm{\λ}\right)=\frac{{2\mathrm{\πhc}}^2}{{\mathrm{\λ}}^5}\left(\frac{1}{\exp (\mathrm{hc}/\mathrm{\λkT}-1)}\right){\mathrm{Wm}}^{-2}{\mathrm{\μm}}^{-1}---\left(8\right)$

式中，h为普朗克常数，c为真空中的光速，k为玻尔兹曼常数，T为太阳的黑体温度。 

太阳对目标的单色辐照度 $E\left(\mathrm{\λ}\right)=\frac{M\left(\mathrm{\λ}\right)S}{{4\mathrm{\πR}}^2}{\mathrm{Wm}}^{-2}{\mathrm{\μm}}^{-1},$ 式中， 

S为太阳表面积，R为日地平均距离。 

在可见光波段(λ₁＝380nm～λ₂＝760nm)， 

$E={\∫}_{{\mathrm{\λ}}_1}^{{\mathrm{\λ}}_2}E\left(\mathrm{\λ}\right)\mathrm{d\λ}=671{\mathrm{Wm}}^{-2}---\left(9\right)$

一般中高轨目标的铝材的反照率γ＝0.6，主体表面材料反照率γ＝0.2，太阳能帆板表面反照率γ＝0.04， 

计算目标在小相位角时 

的漫反射亮度值m_d，与相对应的标准星等值进行比较： 

如 可认为目标的太阳能帆板工作正常， 

可认为目标的太阳能帆板没能正常打 开，出现故障。 

评估卫星平台姿态控制能力 

卫星平台在GTO轨道期间自动完成速率阻尼、太阳捕获，进入绕偏航轴以0.5°/s的自旋角速率慢旋的巡航姿态，因此可根据获得的目标时序光变特性曲线(如图3所示)，对其相位角归一化后进行傅利叶变换，由得到的频谱分布(如图5所示)计算目标在GTO轨道进行巡航飞行阶段的自转角速度，在低频部分有480秒的主周期，其计算结果与飞行要求值进行比对，可评估确定卫星平台姿态控制能力。 

评估卫星平台姿态调控能力 

首先对目标的时序测光结果进行斜距改正，并转换为相位角序列的测光曲线。对该光变曲线进行最小二乘的二次多项式拟合： 

假设给定数据点 

(i＝0，1，…，m)，Y为所有次数不超过n(n≤m)的多项式构成的函数类，现求一 $p_n\left(x\right)=\underset{k=0}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{a}_k{x}^k\∈Y,$ 使得 

当拟合函数为多项式时，称为多项式拟合，满足式(10)的p_n(x)称为最小二乘拟合多项式。 

取该拟合多项式为姿态调控检测的模板，计算当前测光结果与模板间的相关性，取其相关系数为姿态调控因子Z，如Z＞0.9，则表明两个圈次的卫星姿态具有较好的一致性，如Z＜0.5，则表明该卫星姿态已有明显的变化。 

根据获得的目标多圈次相位角序列光变特性曲线(如图6所示)，光变曲线圈次1、2是地面注入指令前的观测结果，两个不同圈次的光变曲线虽然覆盖的相位角范围不同，但在相同相位角是有很好的重 合，取圈次1的拟合曲线为姿态调控检测的模板，圈次2的光变特性数据与该模板的姿态调控因子Z＝0.977，反映了地面注入指令前卫星姿态保持较好。 

而曲线圈次3是地面注入指令后的观测结果，姿态调整前后的光变曲线有明显的差异，有较好的区分度，圈次3的光变特性数据与该姿态调控检测模板的姿态调控因子Z＝0.023，说明姿态变化明显，姿态调控指令已发生作用。通过计算姿态调控因子可分析评估卫星平台姿态变化检测。 

综合以上分析结果可实时、可靠地评估卫星故障状态，为及时抢救卫星提供可能。 

以上所描述的过程只是本发明的一种情况，本领域的技术人员可根据不同的目标和要求对计算参数在不偏离本发明的前提下进行增补、改进和更换，上述增补、改进和更换应当都在本发明权利要求保护范围内。 

Claims (10)

1.一种地球同步转移轨道在轨卫星故障光电探测方法，其特征在于包括步骤：

(1)通过望远镜系统获取卫星光电数据；

(2)对获得的数据进行处理，生成卫星的光变曲线；

(3)依据光变曲线计算卫星OCS值和卫星的自旋角速率；

(4)根据卫星的OCS值评估卫星太阳能电池板的展开状况；

(5)根据卫星的自旋角速率评估卫星姿态控制能力；

(6)积累卫星的多圈次光变曲线，评估卫星姿态调控能力；

(7)根据上述评估的结论，分析、确定卫星故障成因。

2.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，在步骤2中，所述生成的卫星的光变曲线包括相位序列光变曲线和时间序列光变曲线，通过分析相位序列光变曲线得到目标的OCS值、通过分析时间序列光变曲线得到卫星的自旋角速率；在步骤6中，所述的多圈次光变曲线为多圈次卫星相位序列光变曲线。

3.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，所述步骤1中获取卫星光电数据的具体方法为：

(1.1)将观测目标的预报星历表，输入望远镜控制软件，控制望远镜指向观测目标：

(1.2)设置CCD系统控制软件的参数，该参数为曝光时间、延迟时间、滤光片系统、CCD增益值和读出速度；

(1.3)观测测试正常后，调整观测目标进入CCD视场中心，望远镜锁定目标，CCD开始连续曝光，进行时序测光。

4.根据权利要求3所述的探测方法，其特征在于，在步骤1.2中，所述的曝光时间和延迟时间的长度由天光背景亮度调整，所述的CCD的增益值由目标亮度确定设置，所述的读出速度由观测需求和观测弧段长度确定。

5.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，在步骤2中，所述生成卫星的光变曲线的方法具体包括步骤：

(2.1)对图像进行校正，提高目标信噪比：

通过将平场图像、标准星图像和含有目标源的原始图像，分别减去本底图像，以进行本底改正，消除本底噪声、天光噪声和读出噪声；

通过将标准星图像和原始图像分别除去改正后的平场，以进行平场改正，消除光学系统、快门效应和CCD的大尺度不均匀性造成的大尺度不均匀性；

(2.2)自动证认图像中的观测目标，计算目标的半高全宽；

(2.3)选择天光孔径大小，去除天光背景对目标测光的影响，得到目标的仪器星等；

(2.4)选择Landolt标准星作为较差测光的标准星，计算转换得到目标的视星等；

(2.5)根据卫星观测时间与其视星等分布生成基于时间序列的光变特性曲线；

(2.6)根据数据点的测光观测时间和轨道根数计算目标的相位角，把目标的时间序列的光变特性曲线转换相位角序列光变特性曲线。

6.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，在步骤4中，根据卫星的OCS值评估卫星太阳能电池板的展开状况的判断标准具体为：目标在

的小相位角时，判断：

可认为目标的太阳能帆板工作正常，

可认为目标的太阳能帆板没能正常打开，

出现故障；

其中，m为标准星等值，m_d为漫反射亮度值，mag为星等单位。

7.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，在步骤5中，根据卫星的自旋角速率向评估卫星姿态控制能力的方法是：

根据获得的目标时序光变特性曲线，对其相位角归一化后进行傅利叶变换，由得到的频谱分布计算目标在GTO轨道进行巡航飞行阶段的自转角速度，其计算结果与飞行要求值进行比对，评估确定卫星平台姿态控制能力。

8.根据权利要求1所述的探测方法，其特征在于，在步骤6中，积累卫星的多圈次光变曲线评估卫星姿态调控能力的方法是：

取前一圈次的拟合曲线为姿态调控检测的模板，计算当前圈次测光结果与模板间的相关性，取其相关系数为姿态调控因子Z，通过计算姿态调控因子可分析评估卫星平台姿态变化检测。

9.根据权利要求8所述的探测方法，其特征在于，分析判断姿态调控指令发出之前的两个圈次的姿态调控因子Z，当Z＞0.9，则表明两个圈次的卫星姿态具有较好的一致性，当Z＜0.5，则表明该卫星姿态已有明显的变化。

10.根据权利要求8所述的探测方法，其特征在于，分析判断姿态调控指令发出前后的两个圈次的姿态调控因子Z，当Z＜0.5，说明姿态变化明显，姿态调控指令已发生作用。

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