国外地球同步轨道目标天基光学监视策略

牛照东，汪 琳，段 宇，潘嘉蒙，陈曾平

(1.国防科技大学 电子科学与工程学院，湖南 长沙 410073; 2.装甲兵工程学院 技术保障工程系，北京 100072)

国外地球同步轨道目标天基光学监视策略

牛照东1*，汪 琳2，段 宇1，潘嘉蒙1，陈曾平1

(1.国防科技大学 电子科学与工程学院，湖南 长沙 410073; 2.装甲兵工程学院 技术保障工程系，北京 100072)

空间目标观测策略是决定天基光学监视系统性能的关键因素之一，本文对国外已服役和在研的GEO目标天基光学监视系统及其观测策略进行了讨论。首先，概述了GEO目标天基光学监视技术的发展历程；然后，简要分析了GEO目标的轨道特性，并在此基础上讨论了主流的GEO目标监视策略；最后，针对近年来呈现出的监视系统小型化和自主运行的发展趋势，对SBO载荷与3U CubeSat星座的目标监视性能进行了仿真评估。实验结果表明：SBO载荷和CubeSat卫星均可探测1 m直径的GEO目标，单颗SBO载荷探测GEO目标比例大于51%，观测弧长和重访周期分别约1.2°和1.5天，CubeSat星座则可探测超过90%的GEO目标，平均观测弧长和重访周期分别大于67.1°和小于0.4天。由此可见微小卫星通过组网能实现对GEO目标的独立自主监视。

地球同步轨道目标；空间监视；天基光学监视；微小卫星

1 引 言

自从1957年前苏联发射第一颗人造地球卫星以来，人类从未停止探索并利用浩瀚太空的步伐。特别是在现代航天与信息技术的推动作用下，应用卫星在导航与通讯、地球观测与遥感、气象预报、空间科学实验、侦察与预警等民用和军事任务中发挥了不可替代的作用。然而人类在开展空间活动的同时，也产生了数以亿计的空间碎片，它们不仅占用了轨道资源，而且严重威胁着航天资产的安全，至今已发生多起空间目标碰撞事件[1-3]。

为了应对日益严峻的空间安全环境，航天大国均在积极发展空间目标监视技术，通过雷达和光电传感器对空间目标进行探测和精密定轨，实现对空间目标的全面编目与管理，增强对空间目标碰撞事件的预警能力。对于地球同步轨道(Geosynchronous Earth Orbit,GEO)目标，目前主要采用光学监视手段，按照平台位置的不同，可分为地基光学监视和天基光学监视两种方式。与传统的地基监视手段相比，天基监视布站不受地理位置约束，可实现对地球同步目标的全面覆盖；不受云、雨、雾等气象条件影响，可全天时全天候工作；空间环境不存在大气扰动和天光背景影响，目标探测灵敏度大大提高[4]。

由于天基光学监视所特有的技术优势，发达国家投入了大量的研发精力，并取得了丰硕的成果。1996年，美国在“空间中段实验”(Midcourse Space Experiment,MSX)卫星上搭载了天基可见光(Space-Based Visible, SBV)相机[5-8]，首次验证了对GEO目标的天基监视编目能力，SBV相机于2000年成为空间监视网(Space Surveillance Network,SSN)的工作传感器。之后美国于2010年发射了SBSS 10卫星接替退役的MSX卫星[9]，大大提升对GEO目标的监视性能。为降低天基空间监视成本，加拿大首先于2005年使用MOST微型卫星成功进行了GPS卫星观测试验[10]，开启了微小监视卫星的研发序幕，之后于2013年发射了Sapphire[11-13]和NEOSSat[14-16]微小卫星。2007年，德国开始了AsteroidFinder载荷研发计划[17-18]，美国则在2009年启动了JMAPS研发任务[19-20]。近年来为实现微小卫星的自主监视，欧洲航天局(European Space Agency,ESA)论证了天基光学(Space-based Optical,SBO)载荷从低轨监视GEO目标的可行性[21-22]。美国洛克希德·马丁公司设计了一种3U CubeSat星座从GEO坟墓轨道监视地球同步目标[23-24]。

毋庸置疑，目标观测策略是决定上述系统监视GEO目标性能优劣的一项关键因素，本文结合现有监视系统对GEO目标天基光学监视策略进行了综述。文章第二部分回顾了GEO目标监视系统的发展概况。第三部分介绍了GEO目标轨道特点以及主流的天基光学监视策略。第四部分讨论了监视系统的探测性能，特别针对微小卫星自主监视的发展趋势，对SBO载荷和3U CubeSat星座的监视性能进行了仿真和对比分析。最后对全文工作进行了总结。

2 天基光学监视卫星发展概况

2.1 大型监视卫星

早在上世纪80年代，美国就着手开始了空间目标天基光学监视关键技术研究工作，并在1996年4月发射的MSX卫星上搭载了全球首部空间目标监视成像器——SBV传感器[6-7]，如图1所示。MSX卫星运行于898 km高度太阳同步轨道(Sun Synchronous Orbit,SSO)，SBV载荷视场角为6.6°×1.4°，口径15 cm。发射后长达18个月的时间内，SBV传感器成功验证了离轴杂散光抑制、低噪声焦平面阵列成像、在轨实时信号处理等一系列天基光学监视关键技术，实验表明SBV传感器具有光学测量精度高、目标搜索视场大的优势，能显著提高对GEO目标的编目管理能力。

图1 SBV传感器 Fig.1 SBV sensor

由于SBV成像器固定安装在卫星平台上，需要通过调整卫星姿态来搜索目标，严重影响了监视系统的工作效率。1997年10月，美国国防部启动了为期三年的先进概念技术验证计划[8]，进一步优化了目标监视策略、卫星姿态控制和星载信号处理性能，单日监视GEO目标的数量增加到400个，目标探测星等约15 mag。SBV载荷于2000年10月正式加入SSN监视网，成为深空目标监视的重要力量。SBV传感器的巨大成功引发了空间目标天基光学监视领域的研究热潮。

为了进一步增强对太空的实时态势感知能力，美国于2004年启动了SBV传感器的延续项目——SBSS计划，计划分两个阶段实施，第一阶段于2010年9月发射一颗SBSS Block 10空间监视卫星[9]，如图2所示，用于接替已于2008年6月退役的MSX卫星。SBSS Block 10监视卫星运行于630 km高度的SSO轨道，离轴三反望远镜口径增大到30 cm，CCD像元数提高到240万个，相机安装在两轴万向节上，可覆盖四分之三的空域范围(立体角3π sr)。Block 10卫星的监视性能显著提升，可实时监控从近地到深空的人造目标，并联合SSN监视网完成空间目标编目定轨、机动检测和碰撞预警。

图2 SBSS Block 10空间监视卫星 Fig.2 SBSS Block 10 space surveillance satellite

SBSS项目原定第二阶段还将部署4颗Block 20卫星，组建空间监视卫星星座。但是处于对系统研制成本的顾虑，后续研制计划一再延迟。2014年9月，美国空军空间司令部在AMOS会议上透露SBSS项目后续将使用三颗小型LEO卫星监视地球同步目标，预计2017年将发射一颗MIT林肯实验室研制的试验卫星SensorSat来验证相关技术，工作卫星最早将于2022年发射。SBSS计划的变更预示着空间监视卫星在朝低成本小型化方向发展。

2.2 指令观测微小卫星

鉴于微小卫星的低成本优势，加拿大非常重视发展基于微小卫星平台的天基光学监视技术。从2004年开始加拿大空间局(Canadian Space Agency,CSA)和国防研究与发展中心(Defence R&D Canada,DRDC)联合在MOST卫星上进行深空目标观测试验[10]，MOST卫星是2003年6月发射的天文科学实验微型卫星，用于对恒星进行长时间高精度的光度测量，卫星重量仅54 kg，运行在830 km高度的SSO轨道，轨道倾角98°，相机光学口径15 cm。在数次尝试之后，终于在2005年10月成功探测到GPS IIR-11和GPS IIR-04卫星，这是全球首次使用微型卫星对深空目标的探测试验，极大地支撑了后续空间监视微小卫星的开发计划。

2007年，加拿大国防部启动了Sapphire卫星研制计划[11-13]，卫星于2013年2月发射升空，重量150 kg，运行在786 km高度的SSO晨昏轨道，如图3所示。相机固定安装在卫星上，光学系统设计类似SBV载荷，口径15 cm，视场角1.4°×1.4°，采用目标跟踪模式探测空间目标，对6 000 km到40 000 km高度的深空目标具有良好的探测能力，探测星等能力为15 mag，单日观测目标数量超过375个。依照加拿大和美国在2012年5月4日签署的谅解备忘录，Sapphire卫星将加入SSN网络，每日按照美国指控中心的指令观测深空目标，并将观测数据共享给SSN网络，加强两国对空间资产与碎片发生碰撞的预警和规避能力。在制造Sapphire卫星的同时，DRDC与CSA成立了联合项目办公室合作研发NEOSSat微型卫星[14-16]，如图4所示。DRDC将验证微型卫星执行深空目标监视的可行性，而CSA则使用该卫星探测编目近地轨道小行星。NEOSSat卫星与Sapphire卫星同时发射，运行轨道与Sapphire相同，重量仅74 kg，光学系统口径15 cm，视场角0.85°×0.85°，对GEO目标的探测星等约为13.5 mag。NEOSSat卫星将为加拿大的下一代天基空间监视系统提供技术储备。

图4 NEOSSat微型空间监视验证卫星 Fig.4 NEOSSat space surveillance demonstration microsatellite

2009年，美国海军部启动了JMAPS项目[19-20]，计划使用小型光学观测卫星完成对全空域恒星的天文与光度测量及编目，该任务由美国海军研究实验室和海军天文台联合承担。卫星设计运行轨道为900 km高度SSO晨昏轨道，卫星重约180 kg，体积96.5 cm×71 cm×61 cm，光学系统口径19 cm，视场为1.24°×1.24°，CCD像元数量约为8k×8k，对星等高于12 mag的恒星测量精度优于1 mas。在进行天体测量的同时，美国还计划将两颗JMAPS卫星组网，来配合SBSS系统对GEO目标实施监视，在SBSS卫星发现新目标后，由JMAPS卫星负责进行高精度测量和实时定轨。然而由于经费预算的压缩，2011年12月，海军部暂停了该项目，但据报道关键设备研发工作仍在继续进行。

2.3 自主监视微小卫星

图5 SBO载荷望远镜图 Fig.5 Telescope of the SBO payload

随着微小卫星技术的不断成熟，欧洲和美国都在论证建设能够自主编目的微小卫星监视系统。2003年到2005年，ESA启动了“空间碎片天基光学观测”研究计划[21]，目的是拓展对毫米和厘米级小尺寸空间碎片的认识，建立碎片数量和尺寸分布的物理模型。芬兰ASRO公司、瑞士伯尔尼大学天文学院和荷兰国家航空航天实验室组建了联合团队，针对LEO和GEO空间碎片，设计了可行的目标观测策略和SBO载荷结构。2007年以来，ESA开始对SBO载荷用于GEO空间监视的可行性进行论证[22]，计划将SBO探测器作为次要载荷安装在对地观测卫星上，卫星运行轨道为800 km高度SSO圆轨道，升交点地方时为早上6∶00。载荷采用45°折叠式施密特望远镜，口径为20 cm，视场为6°，f/D=2.05，如图5所示，相机分辨率为2k×2k，整机尺寸105 cm×70 cm×35 cm，重量为33 kg。研究表明当望远镜安装方位角为90°，俯仰角为0°到5°时，对GEO同步带能实现良好覆盖，可探测1 m直径的同步目标，重访周期为1.5到3天。

图6 3U CubeSat卫星示意图 Fig.6 3U CubeSat concept design

美国洛克希德·马丁空间系统公司在GEO空间态势感知系统建设中重点关注低成本的立方体卫星[23-24]，其设计的监视卫星星座计划由27颗3U CubeSat组成，如图6所示，运行在GEO坟墓轨道上，以避免因设备故障产生新的碎片。每颗卫星上固定安装一台小型望远镜，口径5 cm，视场角30°，重量2 kg，卫星将随太阳相位角变化调整姿态使得望远镜沿轨道方向朝前或朝后凝视GEO同步带。望远镜对1 m直径目标的探测距离约为5 000 km，单日内对GEO目标的覆盖率约为79.2%，三日内目标平均最大重访间隔约为30 h。卫星设计使用寿命为1年。

3 GEO目标观测策略分析

3.1 GEO目标轨道特性

GEO目标通常定义为半长轴在(42 164±2 000) km以内的近圆轨道人造物体[25]，目前在轨编目的GEO目标数量为一千余颗，其中约包含工作卫星493颗(UCS卫星数据库)，GEO目标轨道参数分布情况如图7所示。日月引力和地球扁率摄动会在GEO目标轨道面上产生力矩，使其轨道面沿赤道进动，进动旋转轴与赤道面法线夹角约为7.5°，进而使得轨道倾角和升交点赤经(Right Ascension of the Ascending Note,RAAN)发生周期性变化，轨道倾角变化范围为0°到15°，变化周期约为53年。为了对抗摄动力，地球静止轨道卫星需要不断进行轨道机动来维持0°倾角，而失效卫星以及其它空间碎片的轨道则会按照图8所示规律进行周期性演变[8]。

图7 GEO目标轨道半长轴和偏心率分布情况 Fig.7 Semi major axis and eccentricity distribution of GEO objects

图8 GEO目标轨道倾角和升交点赤经演变规律 Fig.8 Inclination and RAAN evolution rule of GEO objects

3.2 指令观测模式

Sapphire、NEOSSat等监视卫星接收地面控制中心制定的观测指令，调整卫星姿态使得相机对准待跟踪目标将出现的空域，并按照设定的曝光时间拍摄目标，然后控制卫星姿态对其它目标切换观测。监视卫星拍摄目标主要有两种方式：一是目标跟踪方式，相机曝光时需要控制卫星姿态或相机指向来补偿已知目标的运动，使得空间目标在图像中为点像，这种方式有利于目标能量累积探测和高精度定位。另一种是恒星跟踪模式，通过补偿恒星运动使得其在图像中为点像，而目标则形成条纹，该方式对监视系统跟踪性能要求低。指令观测模式通常只用于已知目标的编目维持，不适合发现新目标。

3.3 同步带扫描模式

图9 GEO目标轨迹汇聚的收缩点区域[8] Fig.9 Pinch-point region with a high concentration of GEO objects[8]

林肯实验室学者认为GEO目标的轨道摄动特性使得它们会在24 h内穿越天球坐标系中0°赤纬65°赤经和0°赤纬245°赤经附近的两个区域，这两个区域被称为“收缩点”区域，如图9所示发散的GEO目标轨迹在“收缩点”区域会形成汇聚。利用这一特点，SBV载荷每日按照固定时间间隔对“收缩点”区域进行12次扫描观测，每次扫描在赤经方向覆盖范围为30°，在赤纬方向覆盖范围为3°，从而实现对整个GEO轨道带的覆盖监视，扫描模式参见图10。这种策略的目标监视效率可观，但对平台控制提出了很高的要求，此外随着时间的演变，GEO目标升交点赤经的取值范围在逐渐增大，“收缩点”汇聚区域也相应扩大，“收缩点”观测策略将难以覆盖到所有的GEO目标。

图10 SBV载荷“收缩点”搜索模式示意图[8] Fig.10 Pinch-point searching mode of the SBV payload[8]

低成本微小卫星巡天监视GEO目标时，通常固定安装望远镜以自然交会方式进行观测，此时需要结合平台轨道特点优化设计望远镜安装方式。例如ESA科学家设想将SBO望远镜固定安装在对地定向的SSO晨昏轨道卫星上，观测视场背离太阳对准地球同步轨道带，随着卫星运动望远镜可实现对GEO目标的全面覆盖，图11给出了SBO望远镜安装方位角为90°俯仰角为-5°时在一天时间内对地球同步轨道带的覆盖区域。这种监视策略不用调整望远镜姿态，并且具有良好的太阳相位角，特别适合低成本微小监视卫星的应用需求。

图11 SBO望远镜覆盖的地球同步轨道带区域 Fig.11 Covered region in the GEO belt from the SBO telescope

美国洛克希德·马丁空间系统公司则将27颗3U CubeSat组成微型卫星监视星座，运行在GEO上方500 km高的坟墓轨道，采取对地定向方式，每颗卫星上固定安装一台小口径大视场望远镜。卫星将依据太阳相位角调整姿态使得望远镜沿飞行方向朝前或朝后监视GEO轨道，图12展示了CubeSat星座配置和目标监视场景。这种监视策略对GEO目标的覆盖时间长，但观测相位条件不可控。

图12 3U CubeSat星座结构和GEO目标监视场景 Fig.12 3U CubeSat constellation architecture and GEO objects surveillance scenario

4 目标监视性能评估

早期的天基光学监视系统主要配合地面观测网络完成重点GEO目标的日常观测，望远镜视场不大，探测星等约15 mag，单日观测量为数百个目标。随着卫星和载荷技术的不断进步，近年来呈现出微小卫星自主监视的发展趋势，对此，本文使用STK软件对SBO载荷和3U CubeSat星座的监视性能进行仿真评估，仿真场景中包含的GEO目标数量为1 150个。设定的4个典型场景时间为2015年3月19日0点到23日24点(春分)、6月19日0点到23日24点(夏至)、9月19日0点到23日24点(秋分)以及12月19日0点到23日24点(冬至)。仿真评估的性能指标有监视系统探测星等和尺寸、目标覆盖和探测数量、重访周期和观测弧长等。

4.1 目标探测星等与尺寸

图13 SBO观测GEO目标的距离和角速度分布 Fig.13 Distance and angular velocity distribution of GEO objects detected by the SBO sensor

图14 不同星等GEO目标成像SNR随天光背景星等变化 Fig.14 SNR of GEO object with different visual magnitude as function of sky background brightness

假定目标是反射系数为0.2的朗伯散射球体，当目标极限探测星等为15.5 mag时，不同太阳相位角条件下SBO载荷探测GEO目标的直径随观测距离的变化情况如图15所示。从图中可以看出，即便在最恶劣的太阳相位条件和最远的观测距离下，SBO载荷依然能够探测直径小于0.9 m的GEO目标。

图15 不同太阳相位角时SBO探测目标直径随观测距离变化 Fig.15 Diamater of spherical object detected by the SBO sensor under different phase angle as function of distance

美国洛克希德·马丁空间系统公司披露有限的资料显示3U CubeSat搭载5 cm口径30°宽视场望远镜，其对1 m直径反射系数为0.2的朗伯散射球体的探测距离预计为5 000 km[24]。按照目标探测星等模型可以推算出3U CubeSat在其它观测距离下的目标探测能力，如图16所示。

图16 不同观测距离下3U CubeSat卫星载荷探测目标直径 Fig.16 Diamater of spherical object detected by the 3U CubeSat as function of distance

4.2 覆盖与探测目标数量

望远镜成功覆盖GEO目标必须满足以下约束条件：太阳与望远镜视线夹角足够大、目标出现在望远镜视场中且不能位于地影区域。进一步结合传感器的星等探测能力，可以估计出SBO载荷和3U CubeSat星座对GEO目标的探测数量。 表1给出了单颗SBO载荷和27星3U CubeSat星座在春分、夏至、秋分和冬至四个典型时间段内对GEO目标的覆盖和探测情况，从表中可以看出，SBO载荷性能优良，只是受限于望远镜的视场和数量，对GEO目标的覆盖和探测存在季节性起伏。比较而言CubeSat星座能够全季节覆盖GEO目标，但由于难以探测到直径在60cm以下的目标，因而探测数量比覆盖数量下降约6.5%。

表1 SBO载荷与CubeSat星座覆盖和探测GEO目标的数量

4.3 重访周期与观测弧长

图17展示了SBO载荷与CubeSat星座对每个GEO目标的平均观测弧长和重访周期，其中SBO载荷对GEO目标的观测弧长集中分布在0.8°到1.6°之间，重访周期平均值小于1.5天，对绝大多数目标的重访周期不超过2天。由于CubeSat轨道接近GEO轨道，因而对目标具有极长的覆盖时间，春分和秋分时段目标平均观测弧长分别为68.2°和67.1°，夏至和冬至时段目标平均观测弧长则分别达到115.7°和114.0°。同时由于CubeSat星座包含的卫星数量庞大，对GEO目标可以实现快速重访，各时间段的平均重访时间均小于0.4天。CubeSat监视系统具备的长弧段观测和短周期重访特性对于实现GEO目标编目维护与空间突发事件的快速响应有极大裨益。

图17 SBO载荷与CubeSat星座对GEO目标观测弧长和重访周期 Fig.17 Covered arc length and reacquisition period of GEO objects detected by the SBO payload and the CubeSat constellation

5 结束语

为应对日益严峻的空间安全环境，GEO目标天基光学监视技术得到迅猛发展，近年来监视卫星系统呈现出低成本小型化和自主监视的发展动向。基于此本文首先回顾了GEO目标天基光学监视卫星的发展概况。然后分析了GEO目标的轨道运动特性，并对现有的GEO目标监视策略进行了综述。最后对新进提出的两种自主运行微小卫星监视系统的目标探测性能进行了仿真评估。实验结果表明，SBO载荷与3U CubeSat星座都能实现对1 m直径GEO目标的有效探测。单颗SBO载荷已经具有很可观的目标监视能力，但受限于望远镜视场，难以实现对GEO目标的全季节覆盖。比较而言CubeSat监视星座充分利用了轨道特点和集群优势，可实现目标超长弧段观测和短周期快速重访，但GEO卫星星座建设难度较大。

在空间目标天基光学监视领域，我国与西方发达国家差距较大，这引起了国内学者的高度重视。近年来，科研机构在空间目标天基监视策略设计方面进行了积极探索[4,26-28]，随着微小卫星平台、大视场光学望远镜、科学级天文相机和低功耗实时信息处理等相关技术的不断完善发展，研制自主工作的天基光学监视微小卫星将成为可能，对促进我国空间目标编目定轨与碰撞预警发展会产生巨大的推动作用。

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Review of foreign space-based optical surveillance strategies for GEO objects

NIU Zhao-dong1*, WANG Lin2, DUAN Yu1, PAN Jia-meng1, CHEN Zeng-ping1

(1.CollegeofElectronicScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China; 2.DepartmentofTechnicalSupportEngineering,AcademyofArmoredForceEngineering,Beijing100072,China)

In view of the importance of the space object observation strategy in determining the performance of space-based optical surveillance systems, we discuss and analyze some overseas surveillance systems in service or under development and their relevant observation strategies in this paper. To start with, the development history of the space-based optical surveillance technology for GEO objects is summarized. Then, based on the analysis of the orbital characteristics of GEO objects, the mainstream surveillance strategies of GEO objects are discussed. Finally, on the ground of the trend of miniaturization and autonomization in the development of surveillance systems, the target surveillance performance of the SBO payload and the 3U CubeSats are evaluated. Experimental results show that the SBO payload and the 3U CubeSats can both detect GEO spherical objects with a diameter of 1 m. The coverage ratio of GEO objects detected by the SBO payload is more than 51%, and the average observation arc and detection gap between subsequent observations is around 1.2° and 1.5 days respectively. The CubeSat architecture can detect more than 90% GEO objects, and the average observation arc and revisit cycle is more than 67.1° and less than 0.4 days respectively. In conclusion, by forming constellation, minisatellites and microsatellites are able to implement autonomous surveillance of GEO objects.

GEO objects;space surveillance;space-based optical surveillance;minisatellite and microsatellite

2017-01-09；

2017-02-28

国家自然科学基金资助项目(No.61605243) Supported by National Natural Science Foundation of China(No.61605243)

2095-1531(2017)03-0310-11

P171.3

A

10.3788/CO.20171003.0310

牛照东(1982—)，男，山东邹城人，博士，副研究员， 2004年、2010年于国防科技大学分别获得硕士、博士学位，主要从事光学图像自动目标识别和空间目标探测信息处理方面的研究。E-mail:niuzd@nudt.edu.cn

*Correspondingauthor,E-mail:niuzd@nudt.edu.cn