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根据资料和洛克希德马丁公司网站关于SBIRS视频概念动画分析[1-2],其GEO-1、2、3和HEO-1、2、3、4卫星,其短波红外(1~3 μm)扫描预警单元均为6片768×8的TDICCD线列探测器拼接而成,如图1所示。GEO卫星通过箱式扫描+摆镜扫描实现地球覆盖(图1 (a)),HEO卫星通过转台实现线列推扫体制(图1 (b))。
根据图1分析,SBIRS短波扫描相机瞬时视场水平长度约为60%的地球直径,探测器行像元数为768×6=4608,根据GEO卫星轨道半长轴
$ a $ 公式:$$ a = {\left(\frac{{\mu {T^2}}}{{4{\pi ^2}}}\right)^{1/3}}$$ (1) 式中:
$\;\mu = 398\;600.5\;{\rm{km}}{^3}/{{\rm{s}}^2}$ 为地球引力常数;$ T $ 为卫星运行周期。GEO卫星的周期为一天(86400 s),则GEO卫星的轨道半长轴$a = 42\;241\;{\rm{km}}$ 。取地球半径$ \alpha_e $ =6378 km时,则SBIRS短波扫描相机瞬时视场为:$$ \theta = 1.2\arctan ({a_e}/a)$$ (2) 以GEO卫星为例,SBIRS短波扫描相机瞬时视场约为10.3°,其单像元空间分辨率α约为39 μrad,其赤道位置的地面分辨率约为1400 m。对于HEO卫星,若采用固定视场,其大小与GEO卫星大致相同。光学系统入瞳按照衍射极限估计:
$$ D = \frac{{1.22\lambda }}{\alpha } $$ (3) SBIRS星载相机除了短波红外探测器外,还包括一个中波红外(3~5 μm)面阵探测器以及一个直视地面(STG,估计为1~5 μm)探测器,各类探测器共孔径工作。根据公式(3),波长
$\lambda $ 取5 μm,空间分辨率$ \alpha $ 取39 μrad,则入瞳直径D估计不小于156 mm。根据公开新闻报导,天基红外系统的反应时间约为10~20 s,据此分析,其红外扫描相机必须在此时间内完成3个以上扫描周期,才能完成目标确认,估计其扫描周期约为3~5 s。根据图1中HEO卫星的扫描方式,扫描周期为Ts,考虑到器件的TDI特性,星载相机单像元探测器的驻留时间(最大积分时间)τ约为:
$$ \tau = \frac{{4\alpha }}{{\arctan ({a_e}/a)}}{T_s} $$ (4) 若以扫描周期3 s计算,HEO星载相机单元探测器的积分时间约为3.12 ms。根据图1分析,GEO卫星需要多一个行程才能完成全球扫描,若其扫描周期不变,则单元探测器积分时间约为1.56 ms。
单元探测器的噪声等效功率密度为:
$$ {E_N} = \frac{1}{{{D^*}}}\sqrt {\frac{\pi }{{4\tau {A_d}}}} $$ (5) 式中:
$ A_{d} $ 为探测器光敏面的面积;$ {D^*}$ 为探测器归一化探测率。若探测器的面积为20 μm×20 μm,而$ {D^*}$ 取1012 cm·Hz1/2/W,对于GEO卫星星载相机,积分时间按照1.56 ms估算,EN为1.12×10−4 W/m2。 -
有资料显示[3],近期发射的GEO-4、5卫星的短波红外预警单元很可能采用了大规模凝视面阵器件,如图2所示。其凝视视场约地球1/4区域,外部仍通过摆镜扫描实现全球覆盖,探测器由4×4片短波红外面阵器件拼接而成,单片探测器像元规模为2 k×2 k,总像元数达64 M。
图 2 GEO-4、5卫星短波红外探测器及扫描方式
Figure 2. GEO-4, 5 satellite short-wave infrared detectors and scanning methods
根据图片资料,考虑到每片探测器之间的间隙,根据公式(2),若相机总视场不变,单片探测器视场约为总视场的1/5,即2.06° ,则单像元分辨率约为18 μrad,则其赤道位置地面分辨率约为645 m。根据公式(3),则入瞳直径约340 mm。根据资料分析,GEO卫星在外形结构上没有进行重新设计,文中更倾向于认为SBIRS所有在轨卫星相机入瞳应不小于340 mm。
由于该相机采用凝视体制,相机外部反射镜只需进行点式摆动,如图2所示,即按照右图中矩形的4个顶点跳摆,即可完成全球扫描,这将大大延长探测器内场景的驻留时间,其积分时间估计在百毫秒量级。若按照积分时间100 ms计算,则EN为1.4×10−5 W/m2,噪声等效功率降低了约1个数量级。根据上述推算结果,表1总结整理了天基红外系统在轨相机的短波红外扫描单元主要技术参数。
表 1 三类短波红外扫描相机的主要参数(估计值)
Table 1. Main parameters of three types of shortwave infrared scanning cameras (estimated values)
Unit HEO GEO-1,2,3 GEO-4,5 Detectors Six SWIR 768×8 TDICCD Six SWIR 768×8 TDICCD Sixteen SWIR 2 k×2 k CCD Ad / μm 20×20 20×20 20×20 α/μrad 39 39 18 D*/cm·Hz1/2·W−1 1012 1012 1012 D/mm 340 340 340 f/mm 513 513 1111 F# 1.5 1.5 3 EN/W·m−2 0.79×10−4 1.12×10−4 1.4×10−5 Ground resolution (right opposite)/m 780-1560 1400 645 -
HEO卫星运行轨道为极地冻结轨道,其轨道周期为12 h,根据公式(1)可得到轨道半长轴为26610 km,若远地点为40 000 km,则近地点为464 km,轨道离心率为e=0.743。其轨道倾角为恒定值[4],满足
${\sin ^2}i = 4/5 $ ,即i=63.43°或116.57°。若HEO卫星仅在椭圆轨道远地点半周进行地球表面扫描,其扫描时间约占整个轨道周期的74%(即8.84 h),椭圆轨道矢径变化为$a\sim a(1 + e)$ ,即与地球表面距离的变化约为20 000~40 000 km,综上所述,根据分析可知,地面分辨率约为780~1 560 m。若单个轨道部署两颗HEO卫星,按照相差约1/4轨道周期的时序运行,则可保证任意时刻北极地区和北半球部分区域有一颗星在轨监视。如图3所示,序号①、②表示两颗逆时针旋转的HEO卫星时序与相对位置关系。考虑到地球自转影响,若在轨道倾角分别为63.43°、116.57°的两个极地冻结轨道分别部署两颗HEO卫星,通过4颗HEO卫星两两协同工作,则可保证北半球中高纬度地区的不遗漏扫描监视。
根据分析,文中认为4颗HEO卫星的最优在轨运行方式为:两个极地冻结轨道分别部署两颗,单轨道两颗卫星运行时序相差约1/4周期,两个轨道4颗卫星两两进行相同轨道高度位置同步,且同步高度卫星扫描线垂直交叉。
根据HEO卫星的轨道运行特征,以北纬40°为例,当观测点处于图4所示A位置,卫星在轨道1(倾角63.43°)上半椭圆S1~ S2之间运动时,地面位置A对卫星的观测仰角
${\theta _H} $ 为:$$ {\theta _H} = \arctan \left(\frac{{0.398x}}{{0.918x - {a_e}}}\right) $$ 其中,x为卫星位置相对椭圆轨道轴线的投影与地心的距离,且
$a + a_e \geqslant x \geqslant a_e$ ,解得其观测仰角在27°~33.8°之间。而对于轨道2(倾角116.57°)轨道上的卫星,最远点可看到地球A位置同经度的最低纬度为34.5°。对于北纬40°A位置,同样按照上述方法计算得到观测仰角为5.56°,接近地平线位置。根据上述计算分析,对于北纬40°以上区域,4颗卫星可全天时覆盖观测,近端(A点对应轨道1)轨道卫星可负责监视地平线以下区域目标,远端轨道可负责监视地平线以上区域目标。对于GEO卫星,其部署位置可参照DSP卫星部署位置考虑,分别为:10°E、69°E、110°E、152°W、37°W。如图5所示,上图为北极俯视角度,下图为赤道面正视角度。根据图中位置关系,假设某颗卫星与观测点A的经度夹角为ΔE,A点纬度为N,A点观测到GEO卫星仰角
$ {\theta _G} $ 为:$$ {\theta _G} = \frac{\pi }{2} - \arcsin \left(\frac{{a\cos \Delta E\sin N}}{{\sqrt {{a^2}{{\cos }^2}\Delta E - 2a{a_e}\cos \Delta E\cos N + a_e^2} }}\right) $$ (7) 显然,
$ {a_e} = a\cos \Delta E\cos N $ 时,观测仰角为最小值0°,ΔE=0°为最大观测仰角。以北纬40°观测点为例,观测位置经度差ΔE=78.6°,观测仰角为0°,若观测位置经度差ΔE=0°,则最大观测仰角43.9°。显然,若观测点位于40°N、110°E位置时,有两颗GEO卫星可观测,69°E位置GEO卫星的观测仰角为41.6°,即有两颗GEO卫星可观测,其余卫星在地平线以下。 -
星载扫描相机探测地面目标时,由于距离很远,按照点目标处理,若单位面积路径背景辐射强度为
$ {I_B} $ ,已知光学系统F数,观测距离为R,大气透过率为$ {\tau _a} $ ,光学系统透过率为$ {\tau _0} $ ,则单元探测器上的辐射照度为:$$ {E_B} = \frac{{\pi {I_B}}}{{4{F^2}}}{\tau _0} $$ (8) 目标辐射强度
$ {I_T} $ ,且目标小于一个探测器像元时,单元探测器上的辐射照度为:$$ {E_T} = \frac{{\pi {D^2}{I_T}}}{{4{A_d}{R^2}}}{\tau _0}{\tau _a} $$ (9) 则目标所在像元照度为
$ {E_B} + {E_T} $ ,临近像元照度为$ {E_B} $ ,叠加探测器噪声$ {E_N} $ 。定义信噪比为$ SN = {E_T}/{E_N} $ ,按照正态分布考虑,则需$ SN \geqslant 4 $ 时,星载相机才可获得较高的检出目标概率(探测概率)。测量表明,对于液体燃料火箭发动机羽焰,其红外辐射是一条连续谱线,且与2 000 K黑体辐射基本吻合[5];对于固体燃料火箭发动机羽焰,除气体分子辐射外,还含有明显的固体粒子辐射,含有金属粒子的固体燃料,在3 μm左右有一个辐射峰值。根据弹道导弹的具体参数,按照预警卫星短波扫描相机常用波段2.7~2.9 μm计算,可估算各类型弹道导弹尾焰辐射强度[6-8],如射程约300 km的“飞毛腿”导弹的辐射强度为0.7×104 W/sr,射程约5000 km的“烈火-5” 导弹的辐射强度为3×105 W/sr,射程约12000 km的“SS-18”导弹的辐射强度为106 W/sr。因此,弹道导弹在2.7~2.9 μm红外窗口的辐射强度约在104~106 W/sr量级。
根据公式(8)、(9),结合前节相机参数估计,表2所示为在白天典型的气象条件下,目标辐射强度为104 W/sr时,扫描相机的信噪比。计算结果表明在2.7~2.9 μm波段,无论是夜间还是白天,红外相机接收到的地球背景辐射均在10−3 W·m−2·sr−1量级,探测器接收的背景信号功率与噪声数量级相同,对探测目标影响不大。红外扫描相机探测地面附近目标时,主要制约因素为大气传输透过率,在2.7~2.9 μm波段,地表附近的上行传输透过率只有0.005左右,表2计算了信噪比大于4时目标距离地表的最低高度Hmin。因此,天基红外系统的扫描相机无法对小型目标(辐射量104 W/sr量级)实现点火时刻的探测,但对大型目标(106 W/sr量级)可以实现点火时刻的探测。上述计算过程中,使用的辐射传输软件为中国科学院安徽光学精密机械研究所研发的CART。
表 2 三类短波红外扫描相机的探测能力
Table 2. Detection capabilities of three types of short-wave infrared scanning cameras
Unit HEO GEO-1,2,3 GEO-4,5 R/km 40 000 37 600 37 600 IB/W·m−2·sr−1 8.6×10−4 8.6×10−4 8.6×10−4 EB/W·m−2 1.8×10−4 1.8×10−4 0.45×10−4 ET/W·m−2 8.5×10−4τa 9.6×10−4τa 9.6×10−4τa SN 10.7τa 8.6τa 68.6τa Hmin(@SN=4)/km 8.6 10 3.3
Research on early warning and detection capability of scanning camera of space-based infrared system
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摘要: 随着2021年5月第5颗地球静止轨道卫星完成部署,整个天基红外系统所有卫星接近部署完成,其对地的监视能力有了大幅提升。文中在大量查阅有关文献和公开报道的基础上,对天基红外系统所有9颗在轨卫星的扫描相机进行了综合性能分析。首先,根据扫描相机的探测器体制以及飞行轨道特性,对其扫描成像体制进行分析,计算获得了所有9颗在轨卫星扫描相机的光学系统参数、探测器参数、地面分辨率、灵敏度等关键参数的估计值。其次,对天基红外系统大椭圆轨道卫星的飞行特性及其对地监视任务的综合分析研究表明,其最优在轨运行方式为两两同步,且单个轨道两颗卫星相差1/4周期;对天基红外系统地球静止轨道卫星的飞行特性及其对地监视任务的综合分析研究表明,东北半球中纬度地区至少有两颗卫星处于优良对地观测位置。最后,根据弹道导弹尾焰辐射特性以及天基红外系统扫描相机的探测参数,计算分析了所有在轨卫星对导弹尾焰最低观测高度,结果表明:东半球北纬40°地区,可同时被4颗以上卫星监视,且部分星载相机具备弹道导弹的点火时刻探测能力。Abstract: With the completion of the deployment of the fifth geostationary satellite in May 2021, all satellites of the entire space-based infrared system are nearly depolyed, and the system's ability to monitor the ground is greatly improved. Based on a large number of relevant literature and public reports, a comprehensive performance analysis of the scanning cameras of all 9 orbiting satellites of the space-based infrared system is carried out. First of all, according to the detector system of the scanning camera and flight-trace characteristics, this paper analyzes its scanning imaging system and calculates estimated values of such key parameters as optical system parameters, detector parameters, ground resolution and sensitivity of all 9 orbiting satellites' scanning cameras. Secondly, to comprehensively analysis and research on the flight characteristics of space-based infrared system satellites in large elliptical orbits and their ground surveillance missions, this paper proves that the optimal in-orbit operation mode is pairwise synchronization, and the difference between the two satellites in a single orbit is 1/4 period. A comprehensive analysis of the flight characteristics and ground monitoring missions of the space-based infrared system geostationary satellites shows that at least two satellites are in good ground observation positions in the mid-latitudes of the northeastern hemisphere. Finally, according to the radiation characteristics of the ballistic missile plume and the detection parameters of the space-based infrared system scanning cameras, the minimum observation height of the missile plume by all orbiting satellites is calculated and analyzed. The results show that the 40°N latitude area in the Eastern Hemisphere can be monitored by more than 4 satellites at the same time, and some satellite-borne cameras have the ability to detect the ignition timing of ballistic missiles.
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Key words:
- infrared warning /
- polar frozen orbit /
- infrared detectors /
- infrared radiation /
- signal-to-noise ratio
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表 1 三类短波红外扫描相机的主要参数(估计值)
Table 1. Main parameters of three types of shortwave infrared scanning cameras (estimated values)
Unit HEO GEO-1,2,3 GEO-4,5 Detectors Six SWIR 768×8 TDICCD Six SWIR 768×8 TDICCD Sixteen SWIR 2 k×2 k CCD Ad / μm 20×20 20×20 20×20 α/μrad 39 39 18 D*/cm·Hz1/2·W−1 1012 1012 1012 D/mm 340 340 340 f/mm 513 513 1111 F# 1.5 1.5 3 EN/W·m−2 0.79×10−4 1.12×10−4 1.4×10−5 Ground resolution (right opposite)/m 780-1560 1400 645 表 2 三类短波红外扫描相机的探测能力
Table 2. Detection capabilities of three types of short-wave infrared scanning cameras
Unit HEO GEO-1,2,3 GEO-4,5 R/km 40 000 37 600 37 600 IB/W·m−2·sr−1 8.6×10−4 8.6×10−4 8.6×10−4 EB/W·m−2 1.8×10−4 1.8×10−4 0.45×10−4 ET/W·m−2 8.5×10−4τa 9.6×10−4τa 9.6×10−4τa SN 10.7τa 8.6τa 68.6τa Hmin(@SN=4)/km 8.6 10 3.3 -
[1] Lockheed Martin Company. GEOCapability_032210_v1 Short. wmv [EB/OL]. (2010-3-20). http://www.lockheedmartin.comn.co. [2] Lockheed Martin Company. C10091_SBIRS_GEO_factsheetwith logobox. pdf [EB/OL]. (2010). http://www.lockheedmartin.com. [3] Raytheon Company. Raytheon Technology Today 2008 Issue 1 [EB/OL]. (2008). http://www.Raytheon.com. [4] Wang Zhigang, Shi Zhijia. The Basis of Long-range Rocket and Satellite Orbit Mechanics[M]. Xi'an: Northwestern Polytechnical University Press, 2006: 136-148. (in Chinese) [5] Zhang Jianqi, Fang Xiaoping. Infrared Physics[M]. Xi'an: Xidian University Press, 2004: 115-117. (in Chinese) [6] Xing Hui, Lei Ping, Liu Rong, et al. Technical characteristics analysis of early warning detection unit of space tracking and surveillance system [J]. Optoelectronic Engineering, 2013, 40(8): 29-31. (in Chinese) [7] Jiang Tao, Ding Mingsong, Liu Qingzong. Research on the calculation of infrared radiation characteristics of Indian Agni-II missile in the boost and reentry stages [J]. Infrared and Laser Engineering, 2020, 49(5): 20190493. (in Chinese) [8] Liu Zunyang, Ding Feng, Ye Qing, et al. A practical calculation method of the radiation parameters of particles in rocket plume [J]. Laser & Infrared, 2020, 50(3): 315-318. (in Chinese)