一种卫星光学伪装的方法与流程

本发明涉及的是一种卫星光学伪装的方法，属于计算领域。

背景技术：

卫星隐身就是针对卫星在轨所面临的探测威胁，采取降低卫星微波、红外、可见光探测设备监视可能性的技术措施，目的在于最大限度地降低敌方探测系统的截获概率或者削弱其探测能力，达到卫星在轨难以被发现、难以被击中、难以被消灭的目的。

光学隐身主要分为材质隐身和外形隐身两类，材质隐身是通过采用红外控制材质或可见光反射控制材质，降低其被探测的概率，从而实现卫星隐身；外形隐身设计是通过改变其结构特征，使监测设备误将其认为太空垃圾或碎片等。

由于卫星在轨空间运行环境的特殊性以及空间目标表面常用材质种类的限制，国内外光学隐身卫星的研究从目标宏观结构入手，这使得卫星本身任务功能受卫星隐身设计影响较大，宏观的隐身设计需重新设计与之配套的平台类型，且宏观的隐身设计一次成型，隐身过程仍旧较为被动，不能根据实际的任务主动进行相应的调整，实现智能化“变身”。

技术实现要素：

针对上述缺陷，本发明提供了一种卫星光学伪装的方法，针对地球静止轨道(geo)卫星，提供一种改变我卫星自身的可见光散射特性的方法，进行光学“变身”，可实现欺骗敌方“眼睛”的目的。

在不改变自身整体外形与运动状态的条件下，通过调整卫星表面光学散射特性，使得地面观测的光度值发生变化，从而模仿不同外形或不同运动状态的卫星光度曲线，则能“迷惑”敌方的空间目标监视系统，躲避敌方跟踪，有效提高卫星的隐蔽性和安全性。

为达到上述目的，本发明通过以下技术方案来具体实现：

本发明提供了一种卫星光学伪装的方法，该方法包括：

步骤一、接收在观测弧段内需要卫星呈现的光度曲线的定制任务；

步骤二、根据卫星的轨道数据解算观测弧段内太阳和探测器在卫星质心轨道坐标系下的位置；

步骤三、基于光的反射原理解算观测弧段内太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向；

步骤四、依据定制的光度曲线、卫星表面包覆面元的镜反特性及面元的面积，基于星等与ocs的关系确定观测弧段内每一时刻需要将安装在卫星表面的面元的法向转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向的数量；

步骤五、在每一时刻下，将确定数量的面元由初始位置转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，将剩余数量的面元的法向偏离该方向30度以上。

所述步骤一中，所述定制任务中需要卫星呈现的光度曲线包括不同形状、不同姿态、不同稳定状态和不同工作状态的光度曲线。

所述步骤二中，根据卫星的轨道数据解算观测弧段内太阳和探测器在卫星质心轨道坐标系下的位置，包括：

在卫星工具箱(satellitetoolkit，stk)中，添加探测器和被观测卫星并建立卫星质心轨道坐标系，在卫星质心轨道坐标系下建立指向探测器的位置矢量以及指向太阳的位置矢量；

设置探测器的光照限制条件为：探测器处于全影或者半影区；

设置卫星的光照条件为：卫星被太阳直射；

通过stk报表管理器输出可观测弧段内的卫星质心轨道坐标系下探测器的位置序列以及太阳的位置序列。

所述步骤三中，基于光的反射原理解算观测弧段内太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，包括：

将观测弧段内太阳位置的单位矢量和探测器位置的单位矢量加和后单位化。

所述步骤四中，依据定制的光度曲线、卫星表面包覆面元的镜反特性及面元的面积，基于星等与ocs的关系确定观测弧段内每一时刻需要将安装在卫星表面的面元的法向转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向的数量的方法，包括：

其中，r为探测器与卫星的距离；m为星等；fr(θi,θr)为面元的双向反射分布函数(bidirectionalreflectancedistributionfunction，brdf)；θi为入射天顶角；θr为反射天顶角；a为卫星表面包覆的面元的面积。

其中，卫星表面包覆的面元阵列贴敷在卫星本体下方，选取太阳能帆板所用材质，材质包括硅si或者砷化镓gasa。

所述步骤五中，在每一时刻下，将确定数量的面元由初始位置转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，包括：

采用电机驱动的方式，将确定数量的面元由初始位置转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，其中，面元可在两个自由度内，实现半球面内任意方向内的转动，面元转动的角度包括：

其中，θx、θy为面元由n0方向转至nm方向分别绕轴1(body-x)和轴2(body-y)所需的角度。

本发明的有益效果是：

本发明提供的技术方案，通过在卫星表面包覆具有特殊镜面反射特性材质面元，通过控制面元的镜反方向，实现对定制的探测器探测该目标的光度曲线的模拟。由于微小面元均具备镜反特性，在已知地面望远镜位置之后，通过轨道计算出太阳的位置，进而计算出面元的镜面反射方向，转动面元将面元的镜面反射方向在方位上与地面测站方向相反，或将面元的镜面反射方向背向地球，使得地球上任意测站均观测不到我方卫星的亮度信息，实现卫星的隐身。本发明中，“变身”卫星的不仅仅可实现卫星的隐身，重要的是实现卫星在光度上的可定制，解决了高轨卫星规避地面光学监视的技术问题。

附图说明

图1所示为本发明提供的面元观测角度示意图。

图2所示为金色和银色聚酰亚胺薄膜的brdf。

图3所示为金色和银色聚酰亚胺薄膜的镜面反射角度宽度。

图4所示为30度入射角下的金色和银色聚酰亚胺薄膜星等曲线。

图5所示为gasa和si的brdf。

图6所示为gasa和si的镜面反射角度宽度。

图7所示为30度入射角下的gasa和si星等曲线。

图8a、图8b所示分别为面元阵列正面和背面。

图9所示为面元活动机构。

图10所示为验证场景。

图11所示为验证场景时间段内相位角变化曲线。

图12a至图12d所示为不同结构的目标模型。

图13a至图13d所示为定制不同结构模型的光度曲线及“共形”光度曲线。

图14a至图14d所示为锥体模型在卫星质心轨道系下不同指向模型。

图15a至图15d所示为定制模型不同指向的光度曲线及“共形”的光度曲线。

图16所示为三轴稳定立方体卫星“共形”自旋稳定立方体卫星。

图17为卫星工作状态“共形”。

具体实施方式

下面对本发明的技术方案进行具体阐述，需要指出的是，本发明的技术方案不限于实施例所述的实施方式，本领域的技术人员参考和借鉴本发明技术方案的内容，在本发明的基础上进行的改进和设计，应属于本发明的保护范围。

实施例一

本发明实施例一提供了本发明提供了一种卫星光学伪装的方法，该方法包括：

步骤一、接收在观测弧段内需要卫星呈现的光度曲线的定制任务。

所述定制任务中需要卫星呈现的光度曲线包括不同形状、不同姿态、不同稳定状态和不同工作状态的光度曲线。

空间目标的稳定状态、形状、姿态和工作状态的不同，其光度曲线的形状不同，定制光度曲线的形状，使得从探测器的角度观测得到的光度曲线展现出空间目标非真实的特征，从而达到光学上“变身”的目的。也即为通过定制空间目标的特征即可实现光度曲线形状的定制。

步骤二、根据卫星的轨道数据解算观测弧段内太阳和探测器在卫星质心轨道坐标系下的位置。

根据卫星的轨道数据解算观测弧段内太阳和探测器在卫星质心轨道坐标系下的位置，包括：在卫星工具箱(satellitetoolkit，stk)中，添加探测器和被观测卫星并建立卫星质心轨道坐标系，在卫星质心轨道坐标系下建立指向探测器的位置矢量以及指向太阳的位置矢量；设置探测器的光照限制条件为：探测器处于全影或者半影区；设置卫星的光照条件为：卫星被太阳直射；通过stk报表管理器输出可观测弧段内的卫星质心轨道坐标系下探测器的位置序列以及太阳的位置序列。

步骤三、基于光的反射原理解算观测弧段内太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向。

将观测弧段内太阳位置的单位矢量和探测器位置的单位矢量加和后单位化。

在卫星轨道质心坐标系下，太阳位置坐标为(xks,yks,zks)单位矢量为ns、探测器位置坐标(xkf,ykf,zkf)，单位矢量为nf，其中下标小写字母k表示第k时刻，下标大写字母s、f分别表示所属对象为太阳和探测器。根据光的反射原理，镜反面元的法向矢量为nf+ns，即为ns和nf的角平分线方向，将其单位化为

nm＝(xm,ym,zm)(1)

下标大写字母m表示所属对象为面元的法向。如图1所示。

步骤四、依据定制的光度曲线、卫星表面包覆面元的镜反特性及面元的面积，基于星等与ocs的关系确定观测弧段内每一时刻需要将安装在卫星表面的面元的法向转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向的数量，包括：

其中，r为探测器与卫星的距离；m为星等；fr(θi,θr)为面元的双向反射分布函数(bidirectionalreflectancedistributionfunction，brdf)；θi为入射天顶角；θr为反射天顶角；a为卫星表面包覆的面元的面积。

空间目标表面包覆的面元面积a越小，即面元细分的越细，则面元的数目越多，进而模拟的效果越好。

其中，卫星表面包覆的面元阵列贴敷在卫星本体下方，选取太阳能帆板所用材质，材质包括硅si或者砷化镓gasa。

面元散射太阳光的能量相对集中，便于对面元进行指向的改变实现探测器入瞳处亮度的控制。对于漫反很强的材质，其在镜面反射方向的能量很弱，需要很大面积的材质，才能达到可以影响目标整体亮度的程度，并且其散射角度很广，在偏离镜面反射很大范围内该材质依旧散射很强的太阳光能量，因此，对漫反很强的微面元材质进行控制意义不大。同时，对于单个面元，一方面要求镜面反射能量不能很强，否则面元将会变得很小，实现面元的控制难度增大，另一方面，使用强镜反材质，面元的总面积将会大大减少，不能实现卫星整星的包裹。这就要求材质具有镜面反射特性，其漫反射被抑制，同时镜面反射强度低，需要在镜面反射强度和镜面反射宽度之间进行调和。

采用针对菲涅耳反射现象进行改进的phong模型。该模型可以有效模拟材质在大入射角时的菲涅尔反射现象，同时可对漫反射项进行修正，降低拟合误差，其表达式为：

式中：ρd和ρs分别为材质的漫反射系数和镜面反射系数；α为镜向指数；cosθi为修正漫反射项，用以调节镜面的反射强度；β为观测方向与镜面反射方向的夹角，β＝min{π/2,β}；a＞0，用以调节菲涅耳现象的强度；b＞0，用以调节镜面反射分量的增降速度。本发明中使用的卫星表面材质对应的模型参数如表1所示。

表1部分卫星表面材质的改进phong模型参数

卫星在轨工作时包覆反光薄膜是常用且有效的温控措施，首先选取卫星表面常用温控薄膜银色和银色聚酰亚胺为研究对象，从其实测brdf值分析单一面元的可见性。

从表1可以看出，银色和银色聚酰亚胺材质的镜反系数ρs均较大，可知两种材质均为镜反材质，对应的漫反射分量较小。以30°入射角为例，在镜反平面内，考察brdf值随出射角度的变化规律如图2所示，可见两种材质的镜反特性都很显著。

而对于研究镜反规律而言，除了幅度外，我们更关心其镜反的角度分布范围。对不同入射角度下的镜反角度宽度进行统计分析，统计结果如图3所示。

当入射角较小时(偏离镜面的角度)，镜面反射角范围较小，随着入射角度的增大，镜反宽度也会逐渐变大。镜面反射范围的均值约为7°。需要强调的是，我们以朗伯体材质brdf值0.31为参考，brdf值大于0.31判定为镜反，7°是从镜反峰值向两侧分别下降到0.31时对应的角度宽度。

以1cm边长的银色和金色聚酰亚胺薄膜为例，太阳光30°入射条件下，距离36000km处不同角度下的星等值如图4所示。

图4显示，指甲盖大小的这两种材质，放在geo轨道，地面可观测到约10个星等的亮度。虽然其镜面反射角度很窄，但其能量很集中，且大部分被面元镜反，该材质在卫星温控中发挥着重要作用。由于其镜反能量很强，导致很小一块就能反射很强的太阳光能量，使用这种材质，面元将会做地很小才能实现光度幅值上的精确控制，难度较大，同时所需的面元总面积很小，不能覆盖卫星表面。

同时，表1中我们注意到砷化镓(gasa)和硅(si)材质的镜反系数ρs也均较大，可知两种材质均有一定的镜面反射特性，对应的漫反射分量较小。同样以30°入射角为例，在镜反平面内，考察其brdf值随出射角度的变化规律如图5所示，可见两种材质的镜反特性都很显著。

从图中也可以看出，相比于卫星表面包裹的镜面反射材质，帆板材质的brdf峰值，在30以下，下降约10倍。除幅度外，对不同入射角度下的镜反角度宽度分布范围统计分析(以朗伯体材质brdf值0.31为参考，brdf值大于0.31判定为镜反)，统计结果如图6所示。

当入射角较小时(偏离镜面的角度)，镜面反射角范围较小，随着入射角度的增大，镜反宽度也会逐渐变大。取镜面反射范围的均值即8°，相比于卫星表面金色和银色聚酰亚胺温控材质，其镜面反射角宽度增大了约1°，但其依旧很窄，面元反射的能量相对集中。

以1m²的gasa和si为例，太阳光30°入射条件下，距离36000km处不同角度下的星等值如图7所示。

从分析结果可以看出，对于1m²的帆板材质，在镜面反射外，目标亮度在20星等左右，而在镜面反射范围内，目标迅速变亮，星等下降到10左右。相比于0.001m²的卫星温控金膜和银膜材质，1m²的帆板材质镜面反射能量较低，这是由于帆板材吸收太阳光能量转化为电能所致。且使用帆板材质可用于卫星整星表面的包裹，因此卫星“共形”材质我们选取帆板材质si，其具有镜面反射能量相对集中的特点，能够吸收一部分太阳能转化为电能供面元自身转动驱动使用，用于卫星整星光度曲线的控制，剩余电能供卫星使用。

由以上分析可以得出，对于一块平整的卫星帆板材质si，探测器在偏离镜反方向8°左右时，将接收到极少的该块面元的散射光，也即是说，已知地面测站和太阳方向的前提下，通过调整镜面的法向指向的方向，即可调整测站接收目标的散射光能量，通过将卫星表面的面元细分，控制每个细分面元的指向，达到控制地面站接收目标反射光总能量的目的。进而，在观测弧段内可实现定制地面观测站探测到目标的光度曲线，达到在光度上“变身”的目的。

步骤五、在每一时刻下，将确定数量的面元由初始位置转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，将剩余数量的面元的法向偏离该方向30度以上。

采用电机驱动的方式，将确定数量的面元由初始位置转向该时刻下太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向，其中，面元可在两个自由度内，实现半球面内任意方向内的转动，面元转动的角度包括：

其中，θx、θy为面元由n0方向转至nm方向分别绕轴1(body-x)和轴2(body-y)所需的角度。

优选的，本发明采用面元阵列贴敷在卫星本体下方，面元阵列的正反面如图8a和8b所示，面元的活动机构如图9所示。

如图9所示的两自由度机构，控制微小面元，其中微小面元的法向方向由轴1和轴2的转动角度进行控制，驱动使用电机进行驱动。转动方式可以实现半球面内任意方向的转动，且面元之间不会发生碰撞。轴1、轴2分别对应图1的卫星质心轨道坐标系的轴body-x和body-y，面元的初始方向指向body-z的正向，即正对地方向。

将太阳位置矢量和探测器位置矢量的角平分线的方向的坐标输入到面元转动的角度计算公式，即可得到面元从初始body-z的正向n0转向nm轴1和轴2所需的角度，结合需要转动的面元的数量，即可对定制的光度曲线数值的模拟，进而实现卫星光学上变身。

对于其余面元的处理，由于本发明所采用的材质的镜面反射角度平均约为8度，将该面元的镜反方向在轴1或者轴2的任意一个偏离探测器方向8度以上及可避免探测器探测到该面元的反射光，为达到效果，本发明选取偏离角度为30度(远大于8度)。

一具体实施例：

1.1验证场景

场景如图10所示，仿真时间为：utcg时2018年6月9日15:00:00.000～17:00:00.000，所选目标轨道为定点于东经120°上空的地球静止轨道，其中bodyx、bodyy和bodyz分别为目标质心轨道坐标系的x、y和z轴，矢量facinsat和suninsat分别为地面测站和太阳在卫星质心轨道系下的坐标，地面站为国家天文台兴隆观测站(40.3958°n，117.5772°e，900m)。调整卫星的状态(三轴稳定、自旋稳定、翻滚以及卫星在质心轨道系下的指向)，通过stk报表管理器输出仿真时间段内太阳和兴隆观测站的坐标序列suninsat和facinsat，导入ocs计算程序用于目标的光度计算，仿真弧段内相位角(太阳-卫星-测站之间的夹角)变化如图11所示。对于给定不同形状(可选)表面包覆si、将其表面进行微面元化，验证以下场景：

对于兴隆观测站，使其观测到目标的曲线为：1)立方体、圆柱体、球体和圆锥体等光度曲线，实现卫星平台的“共形”；2)实现目标姿态调整光度曲线的定制(调整方向可定制)，即姿态“共形”；3)周期性旋转目标光度曲线(旋转周期可定制)，即稳定模式“共形”；4)失稳翻滚目标光度曲线，即工作状态“共形”；5)目标隐身。

1.2平台“共形”

自从上世纪商业卫星计入国际市场，为了缩短研制周期、降低研制成本、提高产品的竞争力，国内外卫星制造商提出采用模块化设计的公用卫星平台取代传统的卫星平台，建立卫星公共产品线，从而大幅提高卫星的产能。经过40多年推陈出新的发展，国内外先进宇航企业建立了不同的卫星公用平台型谱，涵盖通信、遥感导航、科学技术和技术试验等不同领域。针对不同领域的卫星，其拥有不同的平台类型，也即是说卫星的使命任务依赖于卫星平台型谱，比如我国的通信卫星一般使用东方红四号平台，美国gps卫星采用过lm-4000和a2100卫星平台，国外大型遥感卫星平台包括斯波特-mk(spotmk)卫星平台和“极轨”(ppf)卫星平台。

在空间目标监视中，如果能确定卫星的平台即可大致确定卫星的使命任务。在生产卫星的过程中，卫星平台结构一般固定，卫星的有效载荷参数可定制，使得卫星外形、尺寸相对固定。对于地基望远镜观测geo目标光度数据，国外形成了多套系统进行bus-type即卫星平台种类的判定，极大的提高了其太空态势感知能力，而判断卫星平台类型的依据是探测器所观测得到的光度曲线形状，卫星平台结构类型不同，其光度曲线形状不同。

利用本发明提出的方法，通过改变地基望远镜入瞳处的光度能量，进而改变其观测得到的光度曲线形状，目的在于欺骗敌方态势感知系统，使得其无法或者错判我方卫星平台类型。技术验证采用被微面元化的4m²平整平面，表面贴覆帆板材质si，控制每个面元在卫星运行过程中的指向，使得地基望远镜探测得到立方体、圆柱体、圆锥体和球体等结构的光度曲线，被“共形”目标表面包覆金色聚酰亚胺薄膜并做褶皱处理，姿态模式为三轴稳定对地定向。本发明使卫星运行过程中的光度曲线可定制。如图12a、图12b、图12c、图12d所示为建立的不同结构目标模型，图13a、图13b、图13c、图13d所示为定制的光度曲线和本发明由平面“共形”实现的光度曲线效果。

1.3卫星姿态“共形”

卫星在执行侦察、通信、目标跟踪等任务时，卫星姿态将根据具体任务进行调整，此外目标作轨道转移或轨道机动前，为使得卫星结构不受发动机推力的影响，卫星将进行一定的姿态调整。卫星姿态调整的判定，可为卫星动作意图的确定提供决策支持，是太空态势感知的重要内容。由于目标表面结构不完全一致，同一目标在轨姿态不同，导致地面站观测得到的光度曲线的形状不同。本发明姿态“共形”目的在于使得我方卫星在轨机动和进行姿态调整不被敌方感知。

如图14a、图14b、图14c、图14d为定制的褶皱化圆锥体在其本体系下不同的指向模型，表面包覆金色聚酰亚胺薄膜，验证采用被微面元化的边长为4m的立方体模型，表面贴覆帆板材质si，控制每个面元在卫星运行过程中的指向，使得地基望远镜探测得到圆锥体在目标本体系下不同指向的光度曲线，图15a、图15b、图15c、图15d显示了各指向目标模型的光度曲线以及由立方体“共形”的光度曲线。为方便描述将模型命名为锥体顶角在卫星本体系下的指向，例如-xcone模型。

1.4卫星稳定状态“共形”

对于geo卫星稳定状态一般为自旋稳定和三轴稳定的方式。比如，美国导弹预警dsp卫星采取自旋稳定模式，实现对地面周期性扫描；通信中继卫星采用三轴稳定方式。“共形”模式的设计可实现不同卫星稳定模式之间的“转换”达到欺骗敌方空间目标监视系统的目的。验证中，我们定制了卫星状态绕卫星本体y轴自旋，卫星为锥体bodyx(锥体顶角指向bodyx方向)模型，表面包覆金色聚酰亚胺薄膜的褶皱化表面锥体模型，旋转周期为1.2转/min的光度曲线。采用表面包覆si边长为4m的立方体三轴稳定对地定向卫星模型在观测弧段内与之光学“共形”，定制的光度曲线和“共形”光度曲线如图16所示。整个观测过程中自旋周期可定制。

1.5卫星工作状态“共形”

对于我方正常工作的高价值卫星，如果敌方判定为失效卫星，我方高价值卫星将变为非重点目标，将会大大提高我方卫星的生存能力。本发明“共形”的设计可实现卫星“失效”、“失稳”和“翻滚”等状态的光度“共形”，使得地面监视系统产生对我方高价值卫星的误判，影响其决策。失效或者失稳空间目标一般表现为复杂的翻滚运动，目标既进动又自旋，如图17为我们定制目标进动速率为0.6转/min、自旋速率1.5转/min、章动角15°的目标光度曲线，“共形”卫星为表面包覆si边长为4m的立方体卫星模型。

1.6实现隐身

由于微小面元均具备镜反特性，在已知地面望远镜位置之后，通过轨道计算出太阳的位置，进而计算出面元的镜面反射方向，转动面元将面元的镜面反射方向在方位上与地面测站方向相反，或将面元的镜面反射方向背向地球，使得地球上任意测站均观测不到我方卫星的亮度信息，实现卫星的隐身。由前文分析可知，当卫星所有被太阳照射的面元，其镜面反射光方向偏离地面站望远镜8°以上时，卫星散射光能量很小一部分被地面望远镜接收，卫星实现隐身。隐身之后地面探测其亮度在20星等以上，在此隐身效果不作展示。

本发明的有益效果是：

本发明提供的技术方案，通过在卫星表面包覆具有特殊镜面反射特性材质面元，通过控制面元的镜反方向，实现对定制的探测器探测该目标的光度曲线的模拟。由于微小面元均具备镜反特性，在已知地面望远镜位置之后，通过轨道计算出太阳的位置，进而计算出面元的镜面反射方向，转动面元将面元的镜面反射方向在方位上与地面测站方向相反，或将面元的镜面反射方向背向地球，使得地球上任意测站均观测不到我方卫星的亮度信息，实现卫星的隐身。本发明中，“变身”卫星的不仅仅可实现卫星的隐身，重要的是实现卫星在光度上的可定制，解决了高轨卫星规避地面光学监视的技术问题。

以上公开的仅为本发明的几个具体实施例，但是，本发明并非局限于上述实施例，任何本领域的技术人员能思之的变化都应落入本发明的保护范围。