空间目标红外特性仿真分析

李瑞东，李勐，孙协昌

（北京卫星信息工程研究所北京100086）

目前以及可见的将来所规划的航天器都是通过提取目标的光学特征来获取目标的特征信息，光学特征主要包括目标的可见光成像特征以及红外特征。而以红外特征为基础的红外探测经过几十年的发展，已经成为一种非常重要的光学探测手段。

热辐射是红外辐射的来源主要，其本质是物体内部分子和原子的运动所产生的，而且温度越高，这种微观运动越剧烈，所产生的红外辐射也越强，因此红外探测对于目标与背景之间的温差具有较高的敏感性[1]；其次，物体的红外辐射能量不完全来自于环境的入射能量，其散发出的能量也不局限于反射能量，因此无论在白天还是夜间都可以进行目标红外探测[2]，可全天时工作；与有源的电磁探测手段相比[3]，红外探测手段本身还具有隐蔽性的特点。

通过红外探测获取到的目标红外特性，可以为目标的特征提取、识别、定位以及跟踪提供数据基础[4]。当前关于空间目标红外特性的研究主要分为两个方面[5]，一种是通过试验的方法来获取空间目标的红外特性并对其进行研究分析；另一种则是利用仿真技术，结合理论计算与实际模型，在计算机上进行仿真试验，来进行空间目标红外特性研究。由于空间目标在轨飞行过程中，其红外特性会受到诸多因素影响，难以通过试验的方式获取各种复杂环境下的空间目标红外特性，且试验费用昂贵、周期长[6]。相比于通过试验获取空间目标红外特性的方式，利用仿真技术不仅可以有效的节省试验费用[7]，且可以通过仿真参数的设置来模拟各种复杂的空间环境[8]，极大的简化了空间目标红外特性的获取过程，因此研究空间目标红外特性的仿真方法及其分析过程，将有助于空间目标红外特性的获取。

1 红外特性理论分析

1.1 红外辐射特性

仿真计算需要根据空间目标的结构参数及其所处环境，建立目标的仿真模型[9]，结合空间目标红外辐射形成机理对影响目标红外辐射特性的各部分分量进行理论分析和计算。

当空间目标在轨运行时，其红外辐射主要包括目标自身发射的红外辐射和反射背景辐射的红外辐射[9]。背景辐射中又包括太阳辐射、地球辐射、地球对太阳的反射以及深空背景的辐射，如图1所示。由于深空背景对目标的辐射作用非常小，这里忽略不计。

图1 空间目标红外辐射特性计算模型图

1）太阳对目标的直接辐射

太阳是距离地球最近的恒星，与地球的平均距离为1.496 8×108km，由于日地距离非常大，因此可以认为日地距离为常数。将太阳等效为温度5 762 K的黑体，根据普朗克黑体辐射定律可知太阳直接辐射在目标处所产生的光谱辐照度为

上式中λ表示波长，c1为第一黑体辐射常数，c2为第二黑体辐射常数，TS为太阳的等效温度，取值5 672 K，RS代表太阳半径，取值6.959 9×105km，RS-E代表平均日地距离，取值1.496 8×108km。

2）地球对太阳的反射辐射

太阳能量照射到地球上面时，部分能量被吸收，还有部分能量被反射回太空，该部分能量也会与空间目标相互作用，在目标处所产生的光谱辐照度为

上式中ρ表示地球对太阳辐射的平均反射率，计算中取值0.3[11]，RE表示地球半径，取值6 371 km，RT-E表示目标到地面的距离，实际中与具体的轨道高度有关。

3）地球对目标的直接辐射

将地球也等效为黑体，在目标处产生的光谱辐照度为

上式中，TE为地球的等效温度，计算过程中取值293 K，其余参数的意义与公式（1）和（2）相同。

1.2 温度特性

空间目标在轨运行时，其热交换包括热传导和热辐射[12]。根据能量守恒定律和傅里叶导热定律可建立物体的温度随时间和空间变化的关系式。在三维直角坐标系下，瞬态热传导方程为：

上式中，ρ代表密度，cp代表比热容，t是时间量，kx、ky、kz分别为材料在x，y，z方向上的热传递系数，Q为材料内的热源密度，T代表空间目标的瞬态温度场，是关于x，y，z，t的函数。

由于空间目标受到的轨道热流作用是具有方向性和时间性的，而且在目标飞行过程中，其姿态和位置也在不断的发生变化，因此其传热过程也是不断变化的，导致空间目标的温度也随着时间和目标的位置而不断变化。

2 红外特性仿真

天宫一号（TG-1）是我国首个目标飞行器和空间实验室，于2011年9月29日21时16分3秒在酒泉卫星发射中心发射，它的发射标志着我国掌握空间交会对接技术和建设空间实验室的能力，具有重要的现实意义。本课题以天宫一号为研究对象，使用Thermal Desktop（TD）软件通过对其进行建模仿真，提取其红外特性，为空间目标特征提取识别技术研究提供重要的理论基础。

实际过程中目标的红外特性计算是十分复杂的，为了简化问题的复杂度，作出如下假设：

1）不考虑卫星内部热源，内部热源的作用反映到温度的测量上；

2）卫星表面涂层材料往往是由多层涂覆而成，这里将其等效为单层材料；

3）空间辐射仅考虑太阳直接辐射、地球直接辐射以及经过地球反射的太阳辐射，其余空间目标的辐射暂不考虑。

2.1 空间目标建模与网络划分

TG-1主要由5个部分组成，分别是前锥段、实验舱、后锥段、资源舱和太阳翼。目标全长约10 m，舱体结构最大直径约为Φ3.35 m，太阳翼电池展开后总长度约为18 m。试验舱主体结构长度约为6.4 m，柱段结构直径约为Φ3.4 m；资源舱舱体结构总长约为3.2 m，柱段直径约为Φ2.8 m。运行轨道近地点约280 km，偏心率为0.01，轨道倾角43°，升交点赤经350°。

由于实际中很难获取TG-1的完整参数，因此需要对TG-1进行构型反设计。构型反设计是通过已知的部分信息去估计尽可能多的目标构型特征和尺寸。对TG-1卫星而言，仅已知其主体结构的大致尺寸，同时掌握有限的示意性图片，如图2所示，因此主要通过比例分析方法对其结构尺寸进行估计，影响估计结果的是未知结构和已知结构的比例关系以及可能的视线方向问题。具体步骤如下：

图2 TG-1示意图

1）以一定的比例打印图片，测量图中明确的结构的成像尺寸；

2）根据已知的结构尺寸，在图片中与已明确的结构对应，根据实际尺寸和成像尺寸计算比例尺；

3）测量图片中未知的结构的成像尺寸，对未知结构按比例进行估计。

经过构型反设计和参数设置，得到TG-1的结构模型之后，还需要对其进行单元划分，每个节点都是一个独立的单元[13]，如图3所示。由于目标表面不同的地方其材料参数不一样，因此划分的单元大小也不完全相同。然后采用蒙特卡洛法模拟辐射光束的发射、传输、吸收和反射[14]，计算目标表面不同单元之间的辐射换热系数，再通过辐射换热系数计算每个单元所接收到的来自其他单元的辐射。

图3 TG-1仿真模型示意图

2.2 空间目标轨道热流仿真结果

仿真过程中选取轨道上的7个位置作为观测点，以向正下方为0°，逆时针依次表示0到360°，7个位置顺次为 0°，50°，100°，160°，207.436 677°，240°，310°，依次对应位置0-6，其中207.436 677°表示目标从光照区进入阴影区的位置，7个位置如图4所示。

图4 TG-1轨道示意图

目标初始位于位置0处，被直线包围的部分表示地球阴影区。7个位置上的轨道热流密度直方图如图5所示。直方图的横坐标表示轨道热流密度值，单位是W/m2，其中-40代表该处热流密度为0，之后依次代表0-80，80-160，160-240，…720-800 W/m2。纵坐标代表目标表面热流密度位于该范围内的面元面积占目标外表面积的比例。

2.3 空间目标温度仿真结果

温度仿真过程中需要给定一个初始温度，经过一段时间之后温度逐渐趋于一个稳态，这里设置初始温度为293开尔文（K），仿真时间为TG-1在轨运行40圈，仿真结果如图6所示。其中横坐标代表TG-1的在轨运行时间，单位是秒；纵坐标表示TG-1表面的温度值，单位是K；右边的图例代表该部分的面元节点。

由于达到稳态之后的温度仍然是一个范围值，无法通过具体的结果表征目标表面的温度，因此可以借助统计特性，提取任一时刻目标表面的最高、最低和平均温度，用于目标识别探测。TG-1运行到第40圈结束的时刻其表面各个部分的最高、最低和平均温度值如表1所示。

图5 TG-1在轨不同位置处热流密度图和直方图

3 仿真分析

通过TG-1轨道热流仿真结果可以看出，目标的轨道热流是与目标的位置相关的，不同的位置处目标的轨道热流密度并不一样，甚至会相差很大。

通过温度仿真可以看出，空间目标的温度具有与轨道热流同样的特性，即目标所处空间位置不同，目标表面的温度不同。

此外，目标表面不同区域的材料参数不同，其温度也不相同。如图5（c）所示，此时TG-1位于位置2处，光照几乎与舱体垂直，可以认为舱体受到光照的这一面光照情况相同，然而从图 6（b）（e）（f）可以看出太阳翼外表面的温度始终高于实验舱的外表面温度。事实上，两者的外层涂覆材料并不一致，实验舱是进行空间实验的地方，对环境要求比较高，其表面涂覆有热控涂层材料，对光照的吸收最小，反射最强，因此实验舱温度较低；太阳翼表面涂覆的电池片和资源舱表面涂覆的薄膜均具有较高的太阳吸收比和相对较低的半球发射率，因此温度较高。

设空间一无内热源的等温物体，运行在高轨道，αs是物体表面对太阳辐射的吸收比，ε为物体表面的发射率。只考虑太阳照射，忽略地球反照和地球红外辐射影响，则物体热稳定时其吸收的太阳辐射能等于其向太空辐射出去的热量，即

可得物体平衡温度为

对于垂直受照、背面绝热的平板，有

对于外表面具有同一热辐射性质且温度相同的小球，有

由上可知，物体表面的平衡温度除与物体吸收的热量、散热面积大小有关外，还与物体表面的热辐射性质αs和ε比值的四分之一次方有关[17]。比值αs/ε对航天器表面的温度影响相当大。

除此之外，空间目标在轨运行一段时间之后温度会达到一个稳态范围，该稳态范围与目标表面的热控涂层材料光学特性有关，具体而言，也就是指太阳吸收比和半球发射率。虽然目标达到了稳态，但是其温度仍然是处于一个范围内，在轨道的不同位置处，目标表面的温度也在发生变化，因此有必要提取出更为有效的特征，通过统计任一时刻目标表面的最高温度、最低温度和平均温度，来表征目标的温度特征，作为目标识别和匹配的重要依据。

4 结束语

通过对天宫一号在轨红外特性进行仿真可知，典型空间目标的轨道热流和温度会随着空间目标的在轨位置以及表面材料参数改变而发生改变。对于温度特性而言，当空间目标运行到达一定时间之后，其温度还会达到一个稳态范围，该稳态范围的上下限值与目标表面热控涂层的太阳吸收比和半球发射率相关，太阳吸收比和半球发射率的比值越大，则目标达到稳态时温度的上下限值越高；由于稳态时目标的温度仍然处于一个动态范围，因此可以通过提取目标温度的统计特征值来表征目标的温度特性，为目标的红外探测和识别提供必要的理论支撑。

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