静轨紫外可见高光谱探测仪星上外定标方案

紫外可见高光谱探测仪搭载于地球同步轨道卫星,具备高时间分辨率、高光谱分辨率、长寿命周期等特点。研究其星上外定标方案,消除内定标装置衰减等变化带来的影响,是实现遥感器在轨高精度定标或检校的重要手段。本文结合静止轨道卫星的特点,建立了紫外可见高光谱探测仪辐射特性分析流程,比较了不同外定标方案的特点及它在地球同步轨道卫星上的可行性,提出并分析了一种采用太阳定标、月球定标和恒星定标相结合的高光谱探测仪在轨绝对辐射定标方案。定标不确定度分析表明,太阳定标不确定度为3.6%,恒星定标不确定度为3.87%,基于月球定标漫反射板监测不确定为3.55%,满足在轨定标要求。     

可在轨溯源的太阳反射波段光学遥感仪器辐射定标基准传递链路

分析了现行光学遥感仪器辐射定标方法的局限性,以满足定量化遥感的精度及多数据融合比对研究的需求。设计了以空间低温辐射计为初级辐射基准,以太阳为光源,包括太阳单色仪、太阳光谱仪、传递辐射计、太阳漫反射板等组件在内的可在轨溯源的光学遥感仪器辐射定标基准传递链路。首先以低温辐射计和太阳光源建立的光谱辐射基准定标传递辐射计和太阳光谱仪;然后利用传递辐射计定标太阳漫反射板,建立对地光谱辐亮度基准;继而将基准传递至地球光谱成像仪作为对地观测标准,从而实现对其它卫星光学遥感器的交叉定标。对光学遥感仪器辐射定标基准传递链路各个环节的分析显示,辐射定标基准传递链路的测量相对不确定度为0.75%。结果表明,以此辐射基准传递链路构建覆盖我国空天一体的遥感定标网络可为建立平行于地面基准体系的空间数据质量保障体系奠定技术基础。     

卫星光学仪器辐射交互定标方法的应用和发展

卫星遥感器的在轨交互定标是保证仪器数据记录的可靠性、连续性和一致性的核心方案,配合高精度的在轨参考基准仪器可使定标精度达到2%左右。本文介绍了交互定标技术的相关概念和意义,强调该技术是修正仪器间辐射定标相对偏差的重要手段。指出了交互定标的前提条件及现存难点。总结了交互定标实现流程,包括数据收集、匹配、筛选、处理,基准确定,精度分析等,分析了影响交互定标精度的各种因素。叙述了当前卫星光学遥感器交互定标的各类方法及其使用条件,总结了不同应用条件下所适用的各交互定标方法的定标精度。最后结合当前交互定标的国际合作活动,分析展望了未来光学遥感器在轨可溯源SI定标方法的前景趋势和难点问题。     

基于吉林一号遥感图像的星载目标快速识别系统

针对传统遥感图像地面目标识别系统图像获取周期长,信息实时性差等问题,设计星载目标快速识别系统,用于卫星在轨快速识别,提出改进的基于快速视网膜关键点(FREAK)的特征匹配识别算法,解决遥感图像数据量大、背景复杂的问题。介绍了星载目标快速识别系统的工作原理,提出简化的FREAK特征提取模型,将原有算法的七层模型减少为四层,用于快速提取出遥感图像中目标特征;利用二进制量化空间将高维特征数据量化为二维数据,提高算法的准确度;最后通过匹配,快速识别出遥感目标。实验结果表明,识别算法的准确度平均提高2.3%,识别用时缩短约27.8%,满足遥感卫星在轨目标快速识别的要求。     

星载大气痕量气体差分吸收光谱仪的实验室定标

采用四通道凸面光栅成像光谱仪设计了星载大气痕量气体差分吸收光谱仪,该光谱仪用天底推扫方式探测地球地表或天空散射光信号,基于痕量气体对不同谱段光信息的“指纹”吸收和差分吸收光谱算法定量获取大气痕量气体分布.针对该光谱仪的大视场、宽谱段、高分辨率(光谱、空间)等特点,提出了相应的光谱定标和辐射定标方法,建立了定标系统,实现了对载荷的光谱定标和辐射定标,并对其定标的不确定度进行了分析.结果表明,载荷光谱定标不确定度为0.027 nm,辐射定标不确定度为2.96％,满足给定的技术指标要求,为载荷的定量反演提供了保证.     

高分一号卫星宽视场成像仪的高频次辐射定标

为实现高分一号卫星宽视场成像仪的实时辐射定标,准确获取成像仪在轨暗电流噪声引起的偏移量信息,提出了高频次辐射定标方法,并分析了方法的可靠性和测算精度。介绍了卫星遥感器在轨辐射定标原理。以敦煌辐射校正场为实验区,利用该场地历史光谱数据和实时气象观测数据确定了高频次定标的数据基准。基于成像仪夜间大面积海洋场景数据测算了偏移量信息,即在无辐射能量输入的条件下,测算成像仪自身暗电流噪声引起的输出数值。然后,利用地面参考基准数据和偏移量信息,实现了高分一号卫星宽视场成像仪的在轨定标。最后,分析和检验了高频次定标方法的不确定性和定标结果的可靠性。结果表明:高分一号卫星宽视场成像仪高频次定标的不确定度小于5.3%;基于该定标结果获取的辐亮度产品与基于官方定标结果获取的辐亮度总体相对偏差小于5.6%;基于夜间海洋场景计算的定标截距(即偏移量)更接近于理论设计值。该方法可用于高分一号卫星宽视场成像仪的在轨定标和暗电流噪声定期检测。     

多光谱大幅宽光学遥感卫星的热设计及验证

为解决有限热控资源下卫星多个光学遥感载荷及平台单机的热控问题,对该卫星采取主、被动热控相结合的设计方案。首先,根据卫星自身特点、热控需求及轨道外热流确定热设计的总体方案;接着,针对光学载荷和平台重要单机进行详细热设计说明,并利用有限元分析软件计算卫星各组件的温度结果;然后,开展整星热平衡试验,获取试验温度结果判断热设计的正确性;最后,通过对比卫星在轨遥测、热分析及热试验温度数据,验证了该热设计方案的实际效果。在轨遥测数据显示主载荷相机温度控制在19.7~20.3℃之间,光学小载荷温度控制在-31.2~6.6℃之间,舱内单机温度在9.7~29.5℃之间。各温度结果均满足热控指标要求,在轨数据与热分析及热试验结果偏差小于±3℃。表明该光学遥感卫星热设计正确可行,热分析及热试验过程合理可靠。     

测绘一号卫星相机的光谱和辐射定标

对测绘一号卫星相机的各个光谱通道进行了光谱定标和辐射定标以验证其光谱辐射性能是否达到设计指标要求。进行光谱定标时,利用单色仪分光谱扫描波长提供准直单色辐射照明,同时同步采集定标图像数据;然后将图像灰度值与已经过校准的参考标准探测器的输出进行比对和数据处理,得到相机各个谱段的相对光谱响应函数曲线,从而进一步获得各项光谱特性参量。辐射定标时,采用近距离面源法充满相机的孔径和视场进行端对端的绝对和相对辐射定标。星上内定标则采用经老炼和筛选过的发光二极管(LED)作为星上定标光源,对焦平面阵列探测器及其成像电路的状态和辐射响应性能变化进行在轨监测,在必要的情况下予以校正。定标结果显示:测绘一号卫星相机的各项光谱和辐射性能均达到了设计指标要求,经过相对辐射校正后响应非均匀性由1.93%下降到0.22%,相机全色谱段信噪比超过90倍,多光谱各通道信噪比优于180倍;发射后在轨星上内定标数据与发射前实验室测试结果的比对显示相机的辐射响应性能未发生明显变化,暂时无须校正。     

碳卫星CO_2探测仪发射前的漫反射板定标

为了提高CO_2探测仪的在轨辐射定标精度,建立了在轨辐射校正原理,并对关键环节漫反射板的制备、BRDF定标和应用进行了系统的研究。根据CO_2探测仪的工作原理与系统组成,介绍了星上定标设备和在轨辐射定标策略,确定了漫反射板的制备方法和优化工艺参数,制定了以标准灯和标准探测器为传递链路的漫反射板BRDF的精确定标方法。对漫反射板基准BRDF、角度修正因子和半球反射率进行了测试,对其实验室定标精度进行了分析,并通过在轨初期的应用结果予以验证。发射前的定标结果表明,漫反射板在760nm、1 610nm和2 060nm 3个波段的定标精度均优于3%。在轨初期的测试结果表明CO_2探测仪1 610nm波段在轨绝对辐射定标精度优于5%。CO_2探测仪漫反射板的定标结果满足仪器辐射定标对漫反射板定标的精度要求。     

风云三号红外高光谱探测仪的光谱定标

风云三号D星(FY-3D)于2017年11月15日成功发射,是我国第二代极轨气象卫星,其上搭载了红外高光谱大气探测仪(HIRAS),实现了地气系统的高光谱分辨率红外高精度观测,由于光谱频率的精确性会直接影响辐射精度,红外干涉仪器必须进行逐通道的光谱定标。首先对干涉图数据进行傅里叶变换获得粗定标结果,再基于仪器参数计算仪器线型函数,进行光谱精校正,开发了风云三号D星HIRAS的光谱定标技术,并用发射前和在轨数据进行了精度验证。光谱定标方法能有效订正由于仪器离轴探元设计引起的光谱位置偏差,基于地面单色激光测量数据验证,长波4个探元20×10~(-6)左右的偏差可订正到0.5×10~(-6)(1和2探元)和7×10~(-6)(3和4探元)以内;中波1四个探元50×10~(-6)左右的偏差可分别订正到6×10~(-6)(1和3探元)、8×10~(-6)(2探元)和13×10~(-6)(4探元)以内;基于在轨数据验证三个波段光谱订正后光谱精度偏差和标准差均可达到5×10~(-6)以内。三个波段光谱定标结果均满足卫星使用技术指标10×10~(-6)的要求,有效保证了辐射精度评估和后端遥感产品开发应用的要求。     

2008年FY-3A扫描辐射计可见近红外通道在轨场地定标

FY-3A扫描辐射计发射后的首次在轨场地定标试验于2008年9月在甘肃敦煌中国遥感卫星辐射校正场展开。通过使用ASD FR光谱仪测量场地地表反射比,使用CE318太阳光度计测量气溶胶光学厚度,使用敦煌国家气候观象台加放的探空观测计算水汽总量,获取了3天的有效试验数据。定标采用反射比基法并配合新的地表反射比修正算法开展：过境时刻地表反射比由陆表各向异性二向反射比模型算法计算得到,并使用实测的地表反射比数据进行修正;表观反射比通过6S模型计算并进行太阳天顶角余弦修正和日地距离修正。在非水汽吸收通道,计算得到的多天定标斜率稳定(相对标准差在2.6%以内),使用定标结果计算23种观测目标的表观反射比,与TERRA/MODIS相应通道结果一致。     

比辐射星上定标器结构设计及有限元分析

比辐射星上定标器是一种新型的遥感卫星在轨辐射定标装置,其结构设计的可靠性将直接决定星上光学系统的定标精度。为了得到星上定标器结构在航天力学条件下的响应情况,用ANSYS Workbench对其加速度过载和随机振动响应特性进行了有限元分析,获得了定标器箱体的加速度过载响应特性、固有频率和振型、随机振动响应特性。分析结果表明,定标器箱体在航天力学条件下强度和刚度都满足设计要求。为后期振动试验和结构优化设计提供了定量化参考依据。     

空间光学镜头可适应边界温度的CAE计算方法

提出了空间遥感器温度场的描述方法,建立了某空间遥感器光学镜头的热光学分析模型,计算得到了该空间光学遥感器温度水平和温差要求的热控指标。在对遥感器在轨运行热载荷状态进行假定描述的基础上,用有限元方法进行了温度场及热弹性变形分析,得出假定温度载荷作用下光学遥感器各光学表面的变形量及刚体位移量。利用Zernike多项式进行波前差拟合,得到Zernike多项式系数,代入光学系统,利用CODEV光学计算软件计算热载荷作用下光学镜头的传递函数(MTF)。通过迭代,得到光学系统满足传递函数指标＞0.4要求的各温度场临界值,完成了从光学指标到热控指标的转换,避免了热控设计的过设计或设计不足, 可以在设计方案阶段作为遥感器结构的热适应性设计的参考,同时为制定合理的热控设计指标提供数据依据。     

空间光学遥感器的热响应分析及热控

空间光学遥感器的工作平台为空间微小卫星,它在轨运行期间受到各种空间热环境激扰的作用,本文利用有限元法对空间光学遥感器进行了空间热环境下温度响应的分析求解,并进一步采取热控措施使仪器的温度梯度满足要求。     

碳卫星高光谱CO_2探测仪发射前光谱定标

为了完成碳卫星高光谱CO_2探测仪的发射前光谱定标,建立了光谱定标系统,并对定标系统设计、所采用的自动化数据采集和数据处理算法等进行了研究。根据CO_2探测仪的探测原理介绍了载荷的光谱性能要求,描述了定标系统的设计与所采用的仪器设备,说明了采用自动化数据采集、旋转积分球、功率校正与暗背景校正等改进的定标方法。最后,介绍了光谱定标的数据处理方法。发射前定标结果表明:载荷三个波段的ILS能量集中度分别大于0.80,0.81和0.78;FWHM分别为0.039 2~0.042 4nm,0.123~0.128nm和0.157~0.168nm;光谱采样率区间分别为2.12~2.95、1.97~2.27和1.92~2.26。对发射后实测太阳夫朗禾费光谱进行了评估,结果表明:中心波长偏差小于0.0013,0.058和0.065nm。CO_2探测仪整体的光谱性能指标能够达到系统设计要求。     

星载成像仪观月数据提取和辐照度转换方法研究

为了实现星载成像仪的月球绝对辐射定标,在轨对月观测数据的预处理环节需要完成两方面的任务:一是从全部的冷空视场数据中,准确判识出月亮进入冷空视场的时刻;二是将对月观测原始计数值换算为全圆盘辐照度,以便与月球辐射模型比较。具体到中分辨率光谱成像仪(MERSI),本文从MERSI观测模式出发构建出月亮进入冷空视场的阈值判识模型。根据MERSI对月观测的成像几何和定标公式,分别以单探元多帧扫描图像和多探元单帧扫描图像为基础,构建出月球全圆盘辐照度算法。结果显示,阈值判识模型可以实现从平均约30d的观测数据中,准确标记出约1min的月亮图像数据。两种计算辐照度的方法得到的辐照度平均差异约0.9%。所提方法可以将原始的对月观测数据计算为辐照度值,为进一步的绝对辐射定标及误差分析提供基础,同时,也可以为类似的成像遥感器的月亮定标工作提供参考。     

空间环境对光学成像遥感器尺寸稳定性的影响

现代科技和军事的发展,对空间光学成像遥感器的分辨力要求不断提高,遥感器在空间环境下的尺寸稳定性显得更加重要.从所经历的空间环境入手,详细分析了遥感器在运载阶段和空间在轨运行阶段经历的动力干扰源及其加载方式和响应情况,空间在轨运行阶段经历的热环境和响应;阐述了遥感器动态成像质量评价方法和热光学分析等问题.指出今后研究的重点和发展方向是空间动力干扰源的定量化和TSO一体化等.     

高分六号卫星发射成功 中科院作出重要贡献

正6月2日,我国在酒泉卫星发射中心用长征二号丁型运载火箭,成功将高分辨率对地观测系统重大专项的高分陆地应急监测卫星(即高分六号卫星)发射升空,卫星顺利进入预定轨道。高分六号卫星将与在轨运行的高分一号卫星组网形成"2米/8米光学成像卫星系统",时间分辨率从4天提高到2天,是我国高分辨率对地观测能力显著提升的重要标志之一。     

利用地球紫外和恒星可见光的卫星自主导航

提出一种利用地球紫外波段和恒星可见光波段为卫星进行自主导航的方法,该导航方法利用视场1观测恒星可见光波段,视场2观测地球紫外波段.在视场1利用星敏感器全天球识别算法识别所有恒星星像,识别结果的光轴指向作为恒星矢量;视场2被用来对地球紫外波段轮廓成像,计算得到地心矢量在卫星本体坐标系中的方向.最后,利用卫星轨道动力学方程和扩展卡尔曼滤波器来计算卫星轨道参数.对一紫外敏感器进行的实验表明,与利用红外地平仪和恒星可见光的自主导航方法相比,该方法的位置误差由1 000 m减小到500m,速度误差由100m/s减小到40 m/s,而且消除了由于太阳光与地平线夹角带来的周期误差,因此,该方法具有很好的鲁棒性.     

高分十四号激光测量系统在轨几何定标与初步精度验证

高分十四号卫星搭载了一台三波束激光测距系统,用于辅助双线阵光学相机开展全球1∶10 000无地面控制点立体测图。由于振动及环境等因素变化,激光测高仪的几何参数相比实验室测量参数会发生改变,必须开展高精度在轨几何定标。针对高分十四号激光载荷的特点,构建了激光测高严格几何模型,在大气改正、潮汐改正的基础上,利用地面探测器阵列捕获的激光光斑开展激光器在轨几何定标与精度验证。实验结果表明：高分十四号激光测量系统标定后3个波束的高程精度（1σ）分别优于0.190,0.256和0.220 m,达到设计指标,可作为高程控制点开展业务化生产。