CN108449129A - 一种全球多目标全天时实时监测系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于卫星光学遥感领域，本发明公开了一种全球多目标全天时实时监测系统及方法。本发明系统包括机动载体模块，图像采集模块、地面中枢模块，机动载体模块由均匀分布在4个轨道平面上的24颗卫星组成，卫星升交点地方时为10:30，轨道高度为太阳同步轨道。可对多目标同时进行实时的监测，显著提升摄影观测的时间分辨率，达到近似视频的实时监测效果；且通过优化设置遥感星座和用户定制多个观测目标，并对覆盖各个目标的卫星进行姿态机动控制，可以实现对全球多目标同时实施全天时的类视频实时监测。

Description

一种全球多目标全天时实时监测系统及方法

技术领域

本发明属于卫星光学遥感领域，涉及基于动中成像的全球任意多目标全天 时实时监测系统及方法。

背景技术

天基实时监测，目前仅有地球静止轨道可实现对固定目标的全天时监测， 且该轨道覆盖观测范围和空间分辨率受限。由于现有遥感卫星敏捷机动能力不 足，若采用常见的太阳同步轨道实现对赤道目标10分钟的重访周期，需要至 少20颗卫星，且10分钟的时间分辨率显然不满足实时监测需求。为实现对全 球观测覆盖且时间分辨率达到秒级，按传统成像模式必然需要百颗卫星，占用 大量空间资源，多年后造成大量太空垃圾。同时传统成像模式仅能沿星下点轨 迹且仅能指向飞行方向的半自由度(南北正向)成像。因此按现有传统方式无 法满足天基全球全天时多目标实时监测需求。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供全球多目标全天 时实时监测系统及方法，实现对全球多目标同时实施全天时全天候的类视频实 时监测，解决了基于常规技术静止轨道监测低轨无法覆盖全球，高轨分辨率低 应用受限；以及其他轨道重访周期不能满足实时监测需求等一系列问题。

本发明的技术方案是：

一种全球多目标全天时实时监测系统，包括：机动载体模块，图像采集模 块、地面中枢模块；

所述机动载体模块由均匀分布在4个轨道平面上的24颗卫星组成，卫星 升交点地方时为10:30，轨道高度为太阳同步轨道；

图像采集模块：搭载在机动载体模块的卫星上，用于接收地面中枢模块发 送的上注观测目标的指令，根据指令采集目标图像，识别目标图像，并将目标 图像识别结果发送给地面；

地面中枢模块：上注多个观测目标的指令至图像采集模块，实时判断覆盖 各观测目标的卫星，控制覆盖各观测目标的卫星所搭载的图像采集模块分别对 各观测目标进行实时监测。

所述实时判断覆盖各观测目标的卫星的方法为：

当前时刻覆盖该目标的卫星为N_ij(i＝1,2,3,4；j＝1,2,3,4,5,6)，经过时间t之后， 覆盖该目标的卫星为N_im，m由以下公式确定：

其中T为卫星绕轨一周的时间，若k>6，则m＝k-6；否则m＝k；其中i 为轨道平面编号，将升交点赤经为0的轨道平面编号为1，按照升交点赤经从 小到大的顺序依次进行轨道平面编号；j为相同轨道平面内的卫星编号，将观测 起始时刻北半球内沿升轨方向最靠近赤道的卫星编号为1，按照沿各轨道平面 升轨飞行方向从小到大的顺序依次进行各卫星编号。

所述图像采集模块包括：光电转换模块和图像处理模块；

光电转换模块：接收地面中枢模块发送的上注指令，改变机动载体模块卫 星的姿态机动角度连续采集观测目标所在区域的图像信息，将图像信息转换为 数字模拟信号，并发送数字模拟信号给图像处理模块；

图像处理模块：接收光电转换模块发送的数字模拟信号，根据地面中枢模 块发送的上注指令识别观测目标，并将识别结果发送给地面中枢模块。

所述卫星的角速度为6°/s，且角加速度为1.5°/s²。

所述各观测目标为静止目标，或速度低于民航客机飞行速度的动态目标；

所述每个上注指令包括一个观测目标的物理特征；所述物理特性为观测目 标的外形结构信息，光谱反射率和辐射发射率。

所述图像采集模块为可见红外微光谱段遥感器。

所述可见红外微光谱段遥感器配置双向扫描探测器。

一种利用上述系统进行全球多目标全天时实时监测方法，包括步骤如下：

1)上注多个观测目标的指令给机动载体模块的卫星；

2)分别使用覆盖各观测目标的卫星采集目标图像，识别目标图像，并将目 标图像识别结果发送给地面；

3)时间t后，判断覆盖各观测目标的卫星；

4)使用当前时刻覆盖各观测目标的卫星采集目标图像，识别目标图像，并 将目标图像识别结果发送给地面中枢模块；

5)重复步骤3)-4)，实施多目标全天时实时监测。

所述机动载体模块由均匀分布在4个轨道平面上的24颗卫星组成，卫星 升交点地方时为10:30，轨道高度为太阳同步轨道；

所述卫星的角速度为6°/s，且角加速度为1.5°/s²。

所述判断覆盖各观测目标的卫星的方法为：

当前时刻覆盖该目标的卫星为N_ij(i＝1,2,3,4；j＝1,2,3,4,5,6)，经过时间t之后， 覆盖该目标的卫星为N_im，m由以下公式确定：

其中T为卫星绕轨一周的时间，若k>6，则m＝k-6；否则m＝k；其中i 为轨道平面编号，将升交点赤经为0的轨道平面编号为1，按照升交点赤经从 小到大的顺序依次进行轨道平面编号；j为相同轨道平面内的卫星编号，将观测 起始时刻北半球内沿升轨方向最靠近赤道的卫星编号为1，按照沿各轨道平面 升轨飞行方向从小到大的顺序依次进行各卫星编号。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)通过配备快响应大力矩控制力矩陀螺使卫星形成超敏捷动中成像能 力，在此基础上构建机动载体模块，在任意时刻，机动载体模块的观测范围覆 盖全球，从而可实现全球单个或多个目标的实时监测。

(2)通过轨道星座的优化选型和参数设计，能够实现星座用星少，仅24 颗星便覆盖全球并满足系统功能，相对百星组网节约大量人力物力资源，尤其 是空间资源。

(3)通过遥感相机具备可见光红外微光一体化探测能力，完成多源图像的 采集，从而实现全天时监测能力，不受光照条件的影响。

(4)通过同轨道面内卫星均布和编号算法设计，在上注目标信息开始监测 后，无需定期与地面通讯确定覆盖卫星，可自行判断并切换覆盖各观测目标的 卫星，对目标实施实时监测，达到星上智能调度，节约星地通信资源并更有效 的保证目标监测的持续不间断。

附图说明

图1为轨道倾角与可视幅宽的关系图；

图2为姿态机动角度与可视幅宽的关系图；

图3为星座设计2D效果图；

图4为星下点分布图；

图5为相邻轨道3颗星覆盖区域示意图；

图6为本发明全球多目标实时监测方法流程。

具体实施方式

机动载体模块设计

卫星动态成像实现

现有的研究多基于传统的静态成像方式，即卫星对地定向推扫的成像方式。 卫星在姿态机动过程中不进行成像，像面空间方位对地固定，相机在地表的推 扫速度与星下点速度方向一致。而动中成像即通过姿态的机动实时调整光轴指 向，可以实现光轴对地指向不断变化的成像任务。计算公式为：

式中，为地面点在WGS84坐标系中的坐标； [X_GPS Y_GPS Z_GPS]^T为成像时刻卫星在GPS坐标系中的位置坐标；为从WGS84坐标系到J2000坐标系的转换矩阵，为从J2000坐标系到 星敏坐标系的转换矩阵，为卫星相对于星敏的安置矩阵；[Dx Dy Dz]^T、 [dx dy dz]^T分别为GPS相位中心相对卫星坐标系的偏移与相机坐标系相对于 卫星坐标系的偏移；表示的是相机相对于卫星的安置矩阵；为像元在像空系中的坐标。

卫星配备快响应大力矩控制力矩陀螺(能产生6°/s角速度及1.5°/s²角 加速度的姿态机动能力)，从而该卫星能够在轨同时快速持续调整三轴指向， 具备动中成像的能力。在一次观测时间内可实现对点目标的多次拍摄，显著提 升摄影观测的时间分辨率，达到近似视频的实时监测效果。

星座设计

全球均匀覆盖和光学遥感的要求需采用太阳同步回归轨道，这样既能覆盖 南北高纬度地区，同时太阳方向相对于轨道面基本确定，有利于对地成像。

卫星具有姿态机动能力，在相同的轨道高度前提下，重访能力随姿态机动 角度的增大而增强；但在姿态机动的情况下，观测距离增加，物体分辨率变差， 幅宽变宽，因此二者性能需要这种考虑，轨道类型和轨道参数的确定需主要考 虑的因素就是系统对成像目标的重访能力，目标重访能力代表了对任务的响应 能力，它取决于以下几个因素：

同日邻轨间距(L)

在时间上连续两轨星下点轨迹在赤道上横移距离的计算公式为

公式中，n_e＝7.292115×10^-5rad/s，为地球自转角速率；R_e＝6378.137km，为 地球平均半径；为升交点赤经的变化率，T_n为交点周期。

邻日邻轨间距(D)

在时间上相隔约一天相邻两轨星下点轨迹在赤道上横移距离的计算公式为

公式中，n＝86400/T_N，为1天内卫星运行的圈数，fix(n)的含义为对n向下 取整。

需要说明的是：①D/L是一个很重要的参数，决定了邻日邻轨星下点估计 在同日邻轨星下点轨迹中的移动特性，正值表示东移，负值表示西移；②若 D/L＝1/D^*，表示D^*个升交日(对于太阳同步轨道，1升交日即1平太阳日， 即1天)以后，地面轨迹与第1天的重合，为一个回收周期，太小不利于重访。

姿态机动角度(θ)

卫星通过姿态机动可以增加地面可视幅宽，姿态机动角度与轨道倾角共同 决定了赤道处的地面可视幅宽，如图1与图2所示。在D/L确定的情况下，地 面可视幅宽越大，重访时间越短。

计算公式为

公式中，H为轨道高度。

基于以上理论分析进行STK相关仿真，选取最优的星座构型。

轨道高度和升交点地方时

对于太阳同步轨道卫星，升交点地方时10:30，高度500km便确定了轨道 的唯一性，选取该轨道高度是结合照地分辨率、轨道覆盖性进行综合考虑的： 轨道高度过高会导致分辨率过低，对拍照造成影响；而轨道高度越低，卫星可 视范围越小，相应的覆盖区域也会减小。因此，根据经验值，选择高度为500km 的轨道高度，绝大多数的光学对地观测卫星都采用升交点/降交点地方时为 10:30或13：30的太阳同步回归圆轨道。

卫星数目

单颗卫星的覆盖性能有限，所以星座设计时，卫星数目一般根据不同的任 务需求而定，同时考虑卫星部署运行代价，卫星数目也不是越多越好，以满足 任务需求为标准。下面研究采用轨道高度为500km的太阳同步圆轨道，采用不 同卫星数目，相同轨道面数和相位因子组成星座，选取最小覆盖重数为指标， 利用STK进行仿真，得到各星座构型在不同高度上的覆盖性能。由于卫星最大 姿态机动能力不超过6°/s，考虑到冗余，将卫星平均姿态转换角速度设为6° /s，结果如表1所示。

表1不同卫星数量星座的空间覆盖能力

通过表1可以看出(表中的数字代表最小覆盖重数)，对于20颗以上的卫 星数目基本上可以实现全球覆盖，所以本设计要实现全球覆盖，至少拥有24 颗卫星。

轨道面数

对于24颗卫星，可以分布在3个轨道面，4个轨道面，6个轨道面，8个 轨道面等情形，选取最小覆盖重数为指标，表2显示的为不同轨道面数下星座 的空间覆盖能力。

表2不同轨道面数星座的空间覆盖能力

由表2可以看出，为了保证全球覆盖(表中某列的数据至少应大于1才能 实现该星座构型的全球覆盖)，该卫星星座只能采用4个轨道面或6个轨道面， 但考虑到轨道面数目减少的星座具有更好的可扩展性，且成本更低，本设计星 座构型采用4个轨道面。

相位因子

作为相邻轨道平面上相邻卫星之间的升交点角距倍数差，由于星座 (T/P/F)，F的取值为0～(P-1)的一个整数，所以，对于24颗卫星，4个轨 道面的星座，有24/4/0、24/4/1、24/4/2和24/4/3四种构型，利用STK进行仿 真，选取最小覆盖重数为性能指标，结果如表3所示。

表3不同相位因子星座的空间覆盖能力

通过分析，可以看出相位因子对本星座覆盖性能的影响并不明显，且在实 际应用中相位因子越小往往可见星越多，因此星座构型可以选择24/4/1，可以 根据具体情况，通过轨道机动对相位因子进行调整。

如图3所示，建立一颗升交点地方时10:30、高度500km的太阳同步轨道 卫星，基于该卫星建立，星座构型为24/4/1(即由均匀分布在4个轨道平面上 的24颗卫星组成，相邻轨道平面之间的卫星相位因子为1)。图5所示为3颗 卫星的最大覆盖区域，图4便为星座星下点分布图，此时星座能覆盖全球。

图像采集模块设计

图像采集模块，由可见红外微光一体相机组成，进行目标拍摄并进行在轨 信息处理。监测系统的遥感相机具备可见光红外微光一体化探测能力(可见光 负责白天观测，红外负责夜间观测，微光负责晨昏观测)，并配置双向扫描探 测器(线阵探测器电荷转移可沿像元阵列方向，正向或反向移动)，配合机动 载体模块卫星姿态机动，单颗卫星沿轨道飞行时可实现对地表近圆形大面积区 域内任意目标的全天时监测。获取观测遥感图像后，依据目标特征进行星上目 标识别和关键信息(目标形状、移动方向、移动速度等)提取，并将目标信息 反馈地面用户。

地面中枢模块设计

地面中枢模块，由地面飞控中心、指挥中心和各测控站组成，负责目标选 区、信息上注遥控，发起天基监控。依据24/4/1星座的卫星覆盖能力对地表对 应划区，针对任一静态目标或一定姿态运动的动态目标(该目标速度应低于民 航客机飞行速度)，地面中枢模块进行目标所在区域判断，分配其由当前时刻 覆盖该目标的卫星N_ji负责监测，并将目标地理信息进行上注卫星，控制卫星的 姿态机动(机动载体模块)对目标成像(图像采集模块)；待卫星N_ji飞离该目 标所在地表区域时，地面中枢模块指定沿同一轨道下一时刻飞行至该地表区域 能覆盖该目标的卫星N_j(i+1)负责继续监测。

当前时刻覆盖该目标的卫星为N_ij(i＝1,2,3,4；j＝1,2,3,4,5,6)，经过时间t之后， 覆盖该目标的卫星为N_im，m由以下公式确定：

其中T为卫星绕轨一周的时间，若k>6，则m＝k-6；否则m＝k；其中i 为轨道平面编号，将升交点赤经为0的轨道平面编号为1，按照升交点赤经从 小到大的顺序依次进行轨道平面编号；j为相同轨道平面内的卫星编号，将观测 起始时刻北半球内沿升轨方向最靠近赤道的卫星编号为1，按照沿各轨道平面 升轨飞行方向从小到大的顺序依次进行各卫星编号。整个全球任意多目标全天 时实时监测的流程如图6所示。

该系统随着力矩陀螺的技术发展，将来可优化星座配制，实现占用更少的 卫星资源完成全球实时监测。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于，包括：机动载体模块，图像采集模块、地面中枢模块；

机动载体模块由均匀分布在4个轨道平面上的24颗卫星组成，卫星升交点地方时为10:30，轨道高度为太阳同步轨道；

图像采集模块：搭载在机动载体模块的卫星上，用于接收地面中枢模块发送的上注观测目标的指令，根据指令采集目标图像，识别目标图像，并将目标图像识别结果发送给地面；

地面中枢模块：上注多个观测目标的指令至图像采集模块，实时判断覆盖各观测目标的卫星，控制覆盖各观测目标的卫星所搭载的图像采集模块分别对各观测目标进行实时监测。

2.根据权利要求1所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于，所述实时判断覆盖各观测目标的卫星的方法为：

当前时刻覆盖该目标的卫星为N_ij,i＝1,2,3,4；j＝1,2,3,4,5,6，经过时间t之后，覆盖该目标的卫星为N_im，m由以下公式确定：

k＝j+N，

其中T为卫星绕轨一周的时间，若k>6，则m＝k-6；否则m＝k；其中i为轨道平面编号，将升交点赤经为0的轨道平面编号为1，按照升交点赤经从小到大的顺序依次进行轨道平面编号；j为相同轨道平面内的卫星编号，将观测起始时刻北半球内沿升轨方向最靠近赤道的卫星编号为1，按照沿各轨道平面升轨飞行方向从小到大的顺序依次进行各卫星编号。

3.根据权利要求2所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于，所述图像采集模块包括：光电转换模块和图像处理模块；

光电转换模块：接收地面中枢模块发送的上注指令，改变机动载体模块卫星的姿态机动角度连续采集观测目标所在区域的图像信息，将图像信息转换为数字模拟信号，并发送数字模拟信号给图像处理模块；

图像处理模块：接收光电转换模块发送的数字模拟信号，根据地面中枢模块发送的上注指令识别观测目标，并将识别结果发送给地面中枢模块。

4.根据权利要求2所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于，所述卫星的角速度为6°/s，且角加速度为1.5°/s²。

5.根据权利要求2所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于：所述各观测目标为静止目标，或速度低于民航客机飞行速度的动态目标；

所述每个上注指令包括一个观测目标的物理特征；所述物理特性为观测目标的外形结构信息，光谱反射率和辐射发射率。

6.根据权利要求2-5任一所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于：所述图像采集模块为可见红外微光谱段遥感器。

7.根据权利要求6所述的一种全球多目标全天时实时监测系统，其特征在于：所述可见红外微光谱段遥感器配置双向扫描探测器。

8.一种利用上述系统进行全球多目标全天时实时监测方法，其特征在于，包括步骤如下：

1)上注多个观测目标的指令给机动载体模块的卫星；

2)分别使用覆盖各观测目标的卫星采集目标图像，识别目标图像，并将目标图像识别结果发送给地面；

3)时间t后，判断覆盖各观测目标的卫星；

4)使用当前时刻覆盖各观测目标的卫星采集目标图像，识别目标图像，并将目标图像识别结果发送给地面中枢模块；

5)重复步骤3)-4)，实施多目标全天时实时监测。

9.根据权利要求8所述一种全球多目标全天时实时监测方法，其特征在于：

所述机动载体模块由均匀分布在4个轨道平面上的24颗卫星组成，卫星升交点地方时为10:30，轨道高度为太阳同步轨道；

所述卫星的角速度为6°/s，且角加速度为1.5°/s²。

10.根据权利要求9所述一种全球多目标全天时实时监测方法，其特征在于，所述判断覆盖各观测目标的卫星的方法为：

当前时刻覆盖该目标的卫星为N_ij,i＝1,2,3,4；j＝1,2,3,4,5,6，经过时间t之后，覆盖该目标的卫星为N_im，m由以下公式确定：

k＝j+N，

其中T为卫星绕轨一周的时间，若k>6，则m＝k-6；否则m＝k；其中i为轨道平面编号，将升交点赤经为0的轨道平面编号为1，按照升交点赤经从小到大的顺序依次进行轨道平面编号；j为相同轨道平面内的卫星编号，将观测起始时刻北半球内沿升轨方向最靠近赤道的卫星编号为1，按照沿各轨道平面升轨飞行方向从小到大的顺序依次进行各卫星编号。