CN105466476A - 一种卫星光学特性的实验室测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：步骤一、模拟卫星的姿态运动建立卫星姿态运动模型；步骤二、相对卫星姿态运动模型建立向所述卫星模型投射的光源模型，模拟太阳照射卫星；步骤三、相对卫星姿态运动模型和光源模型建立模拟探测器探测角度的探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星姿态运动模型中的卫星模型。本发明通过对空间光学观测过程的等效处理，在实验室内模拟对卫星的光学观测；控制卫星姿态的转台方案设计，设计夹持目标模型的转台旋转轴系，模拟卫星的姿态控制；控制探测器旋转的绕心旋转部设计，模拟光学探测器相对运动；三轴转台与探测器组合设计，实现基于半圆形探测滑轨对全方位观测的模拟。

Description

一种卫星光学特性的实验室测量方法

技术领域

本发明涉及一种卫星光学特性的实验室测量方法，属于空间目标监视技术领域，用于辅助分析卫星等空间目标的光学特性，有助于开展空间目标特征提取及识别工作。

背景技术

卫星等空间目标光学特性的实验室模拟观测技术，是在实验室内模拟空间目标所面临的空间光照条件和光源-目标-探测器三者之间的相对几何关系，实现对实际观测过程(地基、天基光学观测)的模拟。通过实验室模拟观测，可以直接获得被测目标的可见光散射特性数据，研究相位角、目标几何形状、表面材料、姿态等因素对目标光学特性的影响，可用于分析数值建模无法模拟的问题，如加工工艺影响、材料表面特性等，是空间目标监视的重要研究内容。

在进行地面实验室模拟时，考虑到光源(典型的如大型太阳模拟器等)和探测器(光谱仪等接收器)通常较重，直接采用和实际观测情况对应的“以卫星本体坐标为基准”的设备布局方法，即目标模型不动，光源和探测器同时绕目标作任意角度的2轴旋转，对转动机构的强度和刚度要求很高，不仅增加成本而且还难以保证转动精度，国内外采用此类机构的测量系统在测量范围和精度上都受到制约。目前，美国国家航空航天局/约翰逊空间中心的光学测量中心(OpticalMeasurementsCenter)采用角度映射的方法，使光源和探测器的观测相位角始终保持在水平面内，无需上下移动，较以卫星本体系为基准的布局设置大大简化了设备布局，降低了成本。但由于中央机械臂承重能力小，旋转臂上无法安装大口径光源，只能对空间碎片进行室内光学特性测量。国内对空间目标光学散射特性测试研究较少，中科院安徽光机所、光电研究院、长春理工大学等单位均开展了对卫星缩比模型或样片的光学特性实验室测量研究，但所用测量系统仅支持对小型目标的测量(0.3米直径以内)且测量角度范围有限。北京航天部二院207所目标与环境光学特征国防科技重点实验室搭建了一套空间目标可见光散射特性测量系统，被测目标放在姿态可调的旋转轴上，首次实现了室内空间目标可见光散射特性的测试。上海宇航系统工程研究所牵头研制了空间目标光学动态特性测试系统，探测器在周视测试车上进行升降及方位调整，与目标姿态控制系统组成个六自由度姿态模拟系统。由于没有采用角度映射方法，上述两套对实际卫星的实验室测量系统使用六自由度姿态模拟系统，不仅控制系统复杂并且设备成本较高。由于受承重能力的限制，上述两方案所能模拟的空间角度非常有限。

发明内容

为解决上述问题，本发明提出一种米级卫星模型光学特性的实验室测量方法，提出太阳模拟器固定不动、探测器在水平面内运动、卫星做三轴姿态转动的实验室模拟测量方案，采用角度映射的办法，实现与实际观测等效的观测效果。为充分利用室内空间以延长探测器与模型之间的光路，本发明提出采用半圆形滑轨，通过空间映射模拟全方位观测的方案。

本发明的目的通过以下技术方案来具体实现：

一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：

步骤一、模拟卫星的运动建立卫星姿态运动模型；

步骤二、相对卫星姿态运动模型建立向所述卫星模型投射的光源模型，模拟太阳对卫星的照射；

步骤三、相对卫星姿态运动模型和光源模型建立模拟探测器探测角度的探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星姿态运动模型中的卫星模型。

所述卫星模型、光源和探测器位于同一水平面内。

所述卫星姿态运动模型包括转台和安装在转台上的三个相互正交的转台轴系，该转台轴系包括相互正交的俯仰轴、偏航轴和滚动轴，使卫星模型可以绕转台中心旋转；其中滚动轴穿过卫星模型，控制卫星模型转动的同时将卫星模型固定在转台中心。

所述光源中心的位置和投射方向固定不动。

所述的光源为太阳模拟器、氙灯光源、钨灯光源等。

所述探测器模型包括围绕所述卫星模型布置的滑轨和在滑轨上运动的探测器及其支撑台。

所述探测器通过支撑台与所述滑轨连接。

所述滑轨为围绕所述卫星模型布置的半圆形轨道。

所述探测器为光谱仪、CCD相机、光谱成像仪等设备。

一种使用所述卫星光学特性的实验室测量方法的测量系统，其特征在于，包括卫星运动模型、光源和探测器模型；其中

所述卫星姿态运动模型，模拟卫星的姿态运动；

所述光源，向所述卫星姿态运动模型的卫星模型投射，模拟太阳照射卫星；

所述探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星姿态运动模型中的卫星模型。

卫星光学特性实验室测量方案设计。通过对空间光学观测过程的等效处理，在实验室内实现对卫星光学观测的等效模拟；

设计方案中，光源固定不同，光束对准目标中心照射；探测器运行在半圆形滑轨上，模拟空间观测的相位角；目标夹持在三轴转台上，通过转台的旋转，模拟实现卫星本体坐标下的太阳和探测器的方位角。光源中心、模型中心、探测器中心位于同一水平面。

控制卫星姿态的转台方案设计。根据测量方案，设计夹持目标模型的转台方案及其旋转轴系，模拟卫星的姿态控制；

设计转台可以控制卫星模型绕三个相互正交的轴旋转，分别是俯仰轴、偏航轴和滚动轴。其中滚动轴穿过卫星模型，控制目标转动的同时将目标模型固定在转台中心。设计转台可以容纳直径大于1米的卫星模型旋转。

控制探测器旋转的绕心旋转部设计。设计支撑探测器绕目标模型观测的旋转平台，模拟光学探测器相对运动；

探测器放置在支撑台上，支撑台通过连接杆与转台底座相连，支撑台可以在光滑导轨上运动。转台底座设置驱动装置，带动支撑台、探测器旋转，模拟空间观测中太阳、探测器相对卫星的夹角，即相位角。

三轴转台与探测器的组合设计，基于半圆形探测滑轨模拟全方位观测。

为保证探测器与模型之间的距离尽可能大，本发明设计探测器运行在半圆形滑轨上，运动半径根据实验室情况设置为最大。为实现对相位角的全覆盖，需要三轴转台配合绕心旋转部转动，本发明对转动方法进行了设计。

本发明所设计的方案，针对的是对在轨卫星光学观测过程的模拟。运行在宇宙空间的卫星，仅受到来自太阳的照射，包括地球反射在内的其他光线可忽略。探测器则是指对卫星等空间目标进行光学观测的天基、地基光学探测器。所述的光源为太阳模拟器、氙灯光源、钨灯光源等，探测器为光谱仪、CCD相机、光谱成像仪等设备；

本发明设计的三轴转台，打破过去单轴支撑目标模型的格局，将其中一个旋转轴穿过目标模型，使转台可以承受更大重量的同时也保证了转动精度及转动稳定性。

本发明设计的探测器运行在半圆形导轨上，在实验室空间一定的条件下，半圆形导轨可以使探测器与模型的距离最大化，使观测更加接近于实际空间观测情况。

探测器绕半圆形滑轨运动，使得直接模拟实际观测的角度受到限制。本发明提出了映射方案，通过三轴转台和探测器的配合旋转，实现了对实际相位角的全覆盖。

概括本发明提出一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：1)卫星光学特性实验室测量方案设计。通过对空间光学观测过程的等效处理，在实验室内实现对卫星光学观测的等效模拟；2)控制卫星姿态的转台方案设计。根据测量方案，设计夹持目标模型的转台旋转轴系，模拟卫星的姿态控制；3)控制探测器旋转的绕心旋转部设计。设计支撑探测器绕目标模型观测的旋转平台，模拟光学探测器相对运动；4)三轴转台与探测器组合设计，实现基于半圆形探测滑轨对全方位观测的模拟。

对于在轨运行的卫星而言，卫星外表面包覆材料的加工会严重影响其光学特性，而加工工艺又难以通过计算机模拟，进而无法通过仿真手段分析其光学特性，实验室测量成为分析卫星光学特性不可或缺的手段。本发明提出的测量方法，可以支撑对米级卫星实体或模型光学特性的实验室测量，能够支持空间监视方案的拟制与优化、卫星光学特性分析、卫星识别及卫星工作状态判断等。

附图说明

下面根据附图和实施例对本发明作进一步详细说明。

图1是卫星光学特性实验室测量方案的轴系设计示意图。

图2是目标姿态控制转台设计示意图。

图3是绕心旋转部设计示意图。

图4是STK中构建参考坐标系示意图。

图5是在实验室建立参考坐标系的俯视向示意图。

图6是坐标系间的YXY欧拉角旋转变换示意图。

图7是卫星光学特性实验室测量方案图。

具体实施方式

如图7所示，一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：

步骤一、模拟卫星的运动建立卫星姿态运动模型1；

步骤二、相对卫星姿态运动模型建立向所述卫星模型投射的光源模型2，模拟太阳对卫星的照射；

步骤三、相对卫星姿态运动模型和光源模型建立模拟探测器探测角度的探测器模型3，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星姿态运动模型中的卫星模型。

所述卫星模型、光源和探测器位于同一水平面内。

所述卫星运动模型包括转台和安装在转台上的三个相互正交的转台轴系，该转台轴系包括相互正交的俯仰轴、偏航轴和滚动轴，使卫星模型可以绕转台中心旋转；其中滚动轴穿过卫星模型，控制卫星模型转动的同时将卫星模型固定在转台中心。

所述光源中心的位置和投射方向固定不动。

所述的光源为太阳模拟器、氙灯光源、钨灯光源等。

所述探测器模型包括围绕所述卫星模型布置的滑轨和在滑轨上运动的探测器及其支撑台。

所述探测器通过支撑台与所述滑轨连接。

所述滑轨为围绕所述卫星模型布置的半圆形轨道。

所述探测器为光谱仪、CCD相机、光谱成像仪等设备。

一种使用所述卫星光学特性的实验室测量方法的测量系统，其特征在于，包括卫星运动模型、光源和探测器模型；其中

所述卫星运动模型，模拟卫星的运动；

所述光源，向所述卫星运动模型的卫星模型投射，模拟太阳照射卫星；

所述探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星运动模型中的卫星模型。

卫星光学特性实验室测量方案设计。通过对空间光学观测过程的等效处理，在实验室内实现对卫星光学观测的等效模拟；

设计方案中，光源固定不同，光束对准目标中心照射；探测器运行在半圆形滑轨上，模拟空间观测的相位角；目标夹持在三轴转台上，通过转台的旋转，模拟实现卫星本体坐标下的太阳和探测器的方位角。光源中心、模型中心、探测器中心位于同一水平面。

控制卫星姿态的转台方案设计。根据测量方案，设计夹持目标模型的转台方案及其旋转轴系，模拟卫星的姿态控制；

设计转台可以控制卫星模型绕三个相互正交的轴旋转，主要是俯仰轴、偏航轴和滚动轴。其中滚动轴穿过卫星模型，控制目标转动的同时将目标模型固定在转台中心。设计转台可以容纳直径大于1米的卫星模型旋转。

控制探测器旋转的绕心旋转部设计。设计支撑探测器绕目标模型观测的旋转平台，模拟光学探测器相对运动；

探测器放置在支撑台上，支撑台通过连接杆与转台底座相连，支撑台可以在光滑导轨上运动。转台底座设置驱动装置，带动支撑台、探测器旋转，模拟空间观测中太阳、探测器相对卫星的夹角，即相位角。

三轴转台与探测器的组合设计，基于半圆形探测滑轨模拟全方位观测。

为保证探测器与模型之间的距离尽可能大，本发明设计探测器运行在半圆形滑轨上，运动半径根据实验室情况设置为最大。为实现对相位角的全覆盖，需要三轴转台配合绕心旋转部转动，本发明对转动方法进行了设计。

本发明所设计的方案，针对的是对在轨卫星光学观测过程的模拟。运行在宇宙空间的卫星，仅受到来自太阳的照射，包括地球反射在内的其他光线可忽略。探测器则是指对卫星等空间目标进行光学观测的天基、地基光学探测器。所述的光源为太阳模拟器、氙灯光源、钨灯光源等，探测器为光谱仪、CCD相机、光谱成像仪等设备；

本发明设计的三轴转台，打破过去单轴支撑目标模型的格局，将其中一个旋转轴穿过目标模型，使转台可以承受更大重量的同时也保证了转动精度及转动稳定性。

本发明设计的探测器运行在半圆形滑轨上，在实验室空间一定的条件下，半圆形导轨可以使探测器与模型的距离最大化，使观测更加接近于实际空间观测情况。

探测器绕半圆形滑轨运动，使得直接模拟实际观测的角度受到限制。本发明提出了映射方案，通过三轴转台和探测器的配合旋转，实现了对实际相位角的全覆盖。

本发明提出一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：1)卫星光学特性实验室测量方案设计。通过对空间光学观测过程的等效处理，在实验室内实现对卫星光学观测的等效模拟；2)控制卫星姿态的转台方案设计。根据测量方案，设计夹持目标模型的转台旋转轴系，模拟卫星的姿态控制；3)控制探测器旋转的绕心旋转部设计。设计支撑探测器绕目标模型观测的旋转平台，模拟光学探测器相对运动；4)三轴转台与探测器组合设计，实现基于半圆形探测滑轨对全方位观测的模拟。

对于在轨运行的卫星而言，卫星外表面包覆材料的加工会严重影响其光学特性，而加工工艺又难以通过计算机模拟，进而无法通过仿真手段分析其光学特性，实验室测量成为分析卫星光学特性不可或缺的手段。本发明提出的测量方法，可以支撑对米级卫星实体或模型光学特性的实验室测量，能够支持空间监视方案的拟制与优化、卫星光学特性分析、卫星识别及卫星工作状态判断等。

根据本发明相关内容，这里给出具体实施方式。

1)卫星光学特性实验室测量方案设计

空间目标光学特性实验装置主要包括光源、三轴转台、探测器、探测器导轨、空间目标模型和探测器支架。具体设计如下

光源模拟太阳光谱，发出可以覆盖目标模型的光束，光束在发散角、均匀性及光谱特性等方面接近太阳光。

卫星模型或实体夹持在三轴转台上，通过三轴转台的旋转控制卫星模型姿态角。

探测器支架一端安装探测器，另一端与三轴转台连接，围绕三轴转台运动，且运动轨迹为半圆形，通过探测器转动模拟观测相位角。

光源中心、目标模型中心、探测器中心始终在同一平面上，如图1所示。

2)控制卫星姿态的转台方案设计

卫星姿态的控制需要三轴协同旋转，转台带动卫星姿态运动也必须提供三个独立且正交的旋转轴。同时，由于卫星实体或模型通常具有相当的重量，所设计的转台将能够牢固夹持10kg左右的模型。设计转台方案如图2所示，本发明仅给出转台的设计方法，不涉及具体的机械实现方案。

图2中给出了三个可以独立旋转的轴，即Axis1、Axis2、Axis3以控制卫星本体姿态(对应卫星的俯仰轴、偏航轴和滚动轴)，其中，穿心杆的中心点为三轴中心，即原点。Axis1为底座旋转轴，底座的旋转对应的是Axis1的旋转，由于底座始终垂直于地面，Axis1轴也就始终不变。Axis2为弓形架旋转轴，Axis2垂直于Axis1，Axis1轴转动将带动Axis2绕其旋转。Axis3为穿心杆旋转轴，穿心杆穿过卫星模型，可采用法兰连接的方式固定模型。Axis3始终垂直于Axis2，Axis2轴转动将带动Axis3绕其旋转。

对于控制Axis3的穿心杆而言，由于卫星帆板的存在，连接杆将隐藏在帆板背面，不影响其光学特性。具体实现时，需将转台用黑色吸光材料包覆或喷涂黑色吸光漆，以消除转台自身杂散光对卫星光学特性的影响。

通过以上三轴转台的设计，可以控制卫星绕三个轴旋转。根据卫星姿态动力学原理，可以通过控制三轴旋转角度来模拟卫星的任意姿态。

3)控制探测器旋转的绕心旋转部设计

绕心旋转部主要用于承载探测器，支撑探测器在半圆形滑轨上运动，保证探测器中心始终与卫星中心、光源中心在同一水平面内。为消除距离变化对测量的影响，需保持探测器到目标中心的距离不变。基于上述设想，本发明提出以下设计，如图3所示。

探测器支撑平台运行在光滑钢板铺设的导轨上，支撑台为底部装有万向轮的平台，探测器安装在平台上，探测器中心高度与卫星模型中心一致。连接杆一端固定在支撑台上，一端连接到转台下方(三轴转台底座的下方)，驱动装置在转台下方，由连接杆带动支撑台运动。

上述方案的优势在于：a)转台中心与探测器之间的距离在连接杆的限制下保持恒定，确保连续观测时不会因距离变化引入观测误差；b)驱动装置安装在转台下方，可以采用蜗轮蜗杆驱动的方式，确保转动具有足够的精度；c)在实验室内对目标进行探测时，由于探测器距离目标较近，会引入照度测量误差(将观测目标视为点目标引起的误差)，误差百分比为R²/L²，其中R为卫星模型半径，L为探测器到卫星模型中心的距离。因此，采用半圆滑轨的误差仅为圆形滑轨的1/4，可见本发明在减小近似误差方面更具优势。

4)三轴转台与探测器组合设计

在完成以上“3+1”轴系设计后，需要结合空间目标实际光照情况设计轴系转动角。

由于实验室内的光源-卫星-探测器中心始终在同一水平面内，在分析转动角时，首先在实际卫星平台上构建一个表征光源(实际中即太阳)-卫星-探测器关系的参考坐标系。在STK(美国AGI公司推出的卫星仿真工具箱)中以太阳矢量和探测器矢量构建参考平面，设太阳矢量为X'，探测器矢量和太阳矢量叉乘得到矢量Y'，太阳矢量和Y'叉乘得到Z'，如图4所示。坐标系O-X'Y'Z'的X'OY'即光源-卫星-探测器中心所在的平面。

a绕心旋转部转动角度计算

设太阳在卫星本体坐标系下的单位矢量为探测器在卫星本体坐标系下的单位矢量为构造单位向量 $\stackrel{\→}{\mathrm{OY}\′}=\stackrel{\→}{\mathrm{OD}\′}\×\stackrel{\→}{\mathrm{OX}\′},\stackrel{\→}{\mathrm{OZ}\′}=\stackrel{\→}{\mathrm{OX}\′}\×\stackrel{\→}{\mathrm{OY}\′},$ 则在实验室建立与STK中完全等效的参考坐标系O-X'Y'Z'，如图5所示。规定指向光源方向为正，垂直纸面向里为正，正方向由右手法则确定。令初始时刻三轴转台卫星模型本体坐标系O-XYZ与参考坐标系O-X'Y'Z'重合；是探测器在卫星本体坐标系下的单位矢量。

当探测器位于图5中下半圆时，垂直纸面向里，与规定的正方向相同；当探测器位于图5中上半圆时，这时根据右手法则，探测器矢量和太阳矢量叉乘得到的垂直纸面向外，与规定的正方向相反。为判断探测器所处位置，做参考向量在X'OZ'平面内，且与夹角为60°，方向沿正方向。

设与夹角为θ₁

${\mathrm{\θ}}_1={\cos }^{-1}\left(\frac{\stackrel{\→}{\mathrm{OP}}\stackrel{\→}{\mathrm{OZ}\′}}{\stackrel{\→}{\mathrm{OP}}\stackrel{\→}{\mathrm{OZ}\′}}\right)---\left(1\right)$

可通过θ₁角度范围判定探测器所处区域，即θ₁小于180°时在下半圆，否则在上半圆，需要做等效处理。

太阳和探测器的夹角为

$\mathrm{Phase}\_\mathrm{angle}={\cos }^{-1}\left(\frac{\stackrel{\→}{\mathrm{OX\′}}\stackrel{\→}{\mathrm{OD}\′}}{\left|\stackrel{\→}{\mathrm{OX}\′}\right|\left|\stackrel{\→}{\mathrm{OD}\′}\right|}\right)---\left(2\right)$

这就是实验室探测器实际转动的相位角。

bYXY顺序旋转的欧拉转角确定

构造矩阵M＝[OX',OY',OZ']'，则矩阵M为卫星本体坐标系到参考坐标系的转换矩阵。图6给出了按YXY顺序旋转下的坐标系的变化情况，各次旋转角度为ψ、θ，相应的姿态矩阵分别为Ry(ψ)，Ry(θ)。

由此得到卫星本体坐标系O-XYZ到参考坐标系O-X'Y'Z'的方向余弦阵为

方向余弦阵元素和欧拉角对照关系为

ψ，θ也就是三轴转台Axis1、Axis2、Axis3的转角。此类欧拉转动的奇异点发生在θ＝0°时，为避免θ的双重性，限制θ在0-180°之间。

c对全相位角的等效实现

相位角(Phase_angle)用以定义探测器、光源相对目标的角度，由于本发明提出的方法要求探测器在半圆滑轨上运动，无法运动至上半圆区域，需要对探测器无法到达的上半圆进行等效处理。

考虑到在实验室条件下，光路的方向是固定的，只能通过转动探测器改变相位角Phase_angle，理论上探测器应该在0-360°的范围内，即图5中的圆周运动，才可以完全模拟相位角的变化。由于实验室探测器转角只能是在0-180°范围内转动，所以需要将相位角在180-360°的情况通过空间折叠映射的原理映射到0-180°范围上，折叠映射的设计原理是当观测相位角需要转到上半圆时，通过调整转台三轴旋转角度和探测器相位角实现将整个照明-观测系统以光源方向为轴旋转180°，其观测结果与不折叠时的系统等效。具体做法是：当观测相位角为180-360°时(即无导轨的半圆)，ψ加负号，变为θ不变，之后按照YXY的顺序旋转。

5)对测量方案的仿真验证

设置仿真时间为2015年5月25日00:00:00-2015年5月26日00:00:00(UTC)，时间间隔为5min，并记初始时刻为0。

空间目标在2015年5月25日01:30:00(UTC)时刻J2000坐标系下的轨道根数为α＝23000km(半长轴)，e＝1.0393e-006(轨道偏心率)，i＝30.0147°(轨道倾角)，ω＝342.447°(近地点幅角)，Ω＝105.227°(升交点赤经)，M₀＝17.5558°(平近点角)。探测器在WGS-84坐标系的经纬高分别为-75.595°，40.04°，0km。

按照本发明中四轴转角的计算方法，得到实验室探测器和三轴转台的转角，如表1所示(篇幅所限这里仅列出开始时刻和终止时刻的角度值，同下)。

表1探测器转动相角和三轴转台转角

按照上述角度旋转后，得到实验室内光源矢量和探测器矢量与卫星本体坐标系O-XYZ三轴的夹角，分别记录在表2与表3中。

表2光源与卫星本体系的夹角

表3探测器与卫星本体系的夹角

表4和表5是在STK中输出太阳矢量和探测器矢量与卫星本体坐标系O-XYZ三轴的夹角。

表4太阳与卫星本体系的夹角

表5地面站与卫星本体系的夹角

将计算结果和STK仿真结果进行对比。计算实验室内及STK中太阳(实验室内为光源)与卫星本体坐标系的夹角，结果记录在表2和表4中。在1435min和1440min两个时刻，数值基本相同，而在0min和5min两个时刻，太阳(实验室内为光源)与卫星本体系的X轴的夹角基本相同，而与本体系的Y轴和Z轴夹角则互补，这说明在1435min和1440min两个时刻探测器处于0-180°的范围，而在0min和5min两个时刻探测器处于180-360°的范围，卫星三轴转台转角进行了映射处理，造成卫星本体系的Y轴和Z轴翻转。根据本发明的分析，翻转后光源照射的卫星表面不变，探测器观测到的卫星表面同样保持不变，实现了对卫星实际光照的等效模拟。对比实验室内与STK中探测器与卫星本体坐标系三轴夹角，结果记录在表3和表5中，对数据进行分析也可以得到同样的结论。

以上实验共同验证了所求四轴转角的正确性。

Claims (10)

1.一种卫星光学特性的实验室测量方法，包括：

步骤一、模拟卫星的运动建立卫星姿态运动模型；

步骤二、相对卫星姿态运动模型建立向所述卫星模型投射的光源模型，模拟太阳照射卫星；

步骤三、相对卫星姿态运动模型和光源模型建立模拟探测器探测角度的探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星运动模型中的卫星模型。

2.如权利要求1所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

优选的，所述卫星模型、光源和探测器位于同一水平面内。

3.如权利要求1或2所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述卫星运动模型包括转台和安装在转台上的三个相互正交的转台轴系，该转台轴系包括相互正交的俯仰轴、偏航轴和滚动轴，使卫星模型可以绕转台中心旋转；其中滚动轴穿过卫星模型，控制卫星模型转动的同时将卫星模型固定在转台中心。

4.如权利要求3所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

本测量方法需要大型光源，故所述光源中心的位置和投射方向固定不动。

5.如权利要求4所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述的光源为太阳模拟器、氙灯光源、钨灯光源等，能够投射模拟太阳光的光斑以覆盖目标模型。

6.如权利要求5所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述探测器模型包括围绕所述卫星模型布置的滑轨和在滑轨上运动的探测器及其支撑台。

7.如权利要求6所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述探测器通过支撑台与所述滑轨连接。

8.如权利要求6或7所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述滑轨为围绕所述卫星模型布置的半圆形轨道。

9.如权利要求8所述的一种卫星光学特性的实验室测量方法，其特征在于，

所述探测器为光谱仪、CCD相机、光谱成像仪等设备。

10.一种使用如权利要求1至9之一所述卫星光学特性的实验室测量方法的测量系统，其特征在于，包括卫星运动模型、光源和探测器模型；其中

所述卫星运动模型，模拟卫星的姿态运动；

所述光源，向所述卫星运动模型的卫星模型投射，模拟太阳照射卫星；

所述探测器模型，所述探测器模型中的探测器方向朝向所述卫星运动模型中的卫星模型。