一种结合卫星轨道特性的光学遥感器信噪比确定方法

摘要

本发明公开了一种结合卫星轨道特性的光学遥感器信噪比确定方法，本发明在对光学遥感器信噪比确定时，综合考虑了卫星飞行轨道和地面目标特性，最大程度发挥光学遥感器器件的能力，从而保证卫星在轨飞行时光学遥感器可获取足够的能量，大大提高遥感卫星成像质量，解决目前高分辨率在轨遥感器获取图像偏暗的难题。

主权项

1.一种结合卫星轨道特性的光学遥感器信噪比确定方法，其特征在于步骤如下：(1)卫星沿圆锥曲线运动，圆锥曲线的焦点F位于地心，则卫星轨道方程写成地心距r为：$r=\frac{a(1-e^2)}{1+e\cos f}$卫星偏近点角E与真近点角f的关系是：a cos E＝ae+r cos f   b sin E＝r sin f则卫星在以焦点F为原点的坐标位置为：r cos f＝a(cos E-e)$r\sin f=a\sqrt{1-e^2}\sin E$r＝a(1-e cos E)其中：e为卫星轨道偏心率；a为卫星轨道半长轴；b为卫星轨道短半轴；(2)根据卫星在轨道上运动的近地点时刻t_p，以及近地点时刻t_p对应的真近点角f，此时f＝0，得到GMT时刻卫星偏近点角E与时间关系为：$\mathrm{GMT}-t_p=\sqrt{\frac{a^3}{\mu }}(E-e\sin E)=\frac{T}{2\pi }(E-e\sin E)$其中，T为卫星轨道的轨道周期，a为卫星轨道的半长轴，μ＝Gm，G为地心引力常数，m为地球质量；(3)将卫星地心轨道坐标系Ox₀y₀z₀与卫星赤道惯性坐标系OXYZ进行转换，得到卫星在赤道惯性坐标系中的坐标为：$\left[\begin{array}{c}x\\ y\\ z\end{array}\right]=\frac{a(1-e^2)}{1+e\cos f}\left[\begin{array}{c}\cos \Omega \cos (\omega +f)-\sin \Omega \sin (\omega +f)\cos i\\ \sin \Omega \cos (\omega +f)+\cos \Omega \sin (\omega +f)\cos i\\ \sin (\omega +f)\sin i\end{array}\right]$其中：Ω为升交点赤经；ω为卫星近地点俯角；i为轨道倾角；(4)在赤道惯性坐标系中，根据卫星的位置坐标(x，y，z)和地球自转角速度ω_e得到卫星在GMT时刻卫星星下点纬度：纬度S₁＝Ω+tan^-1[cos i tan(ω+f)]-ω_e(GMT-t_p)在地球坐标系下求取太阳星下点纬度S₂，其中x₂、y₂、z₂为太阳在地球坐标系下的坐标；(5)根据步骤(4)得到的卫星在GMT时刻卫星星下点纬度S₁、太阳星下点纬度S₂和卫星过顶时间t，得到当前成像GMT时刻目标点的太阳高度角θ：θ＝arcsin[sin S₁×sin S₂+sin S₁ cos S₂ cos t]；其中：S₁为卫星星下点纬度；S₂为太阳星下点纬度；t为卫星过顶时间；(6)根据地面目标反射率和太阳高度角θ，得到遥感器的入瞳辐亮度L；遥感器的入瞳辐亮度L的计算公式为：L＝L_λτ_v，辐亮度单位为w·m^-2·μm^-1·sr^-1式中，τ_v为上行大气透过率，L_λ为地球表面的入射辐亮度，辐亮度单位为w·m^-2·μm^-1·sr^-1式中，ρ为地面目标反射率；H为地球表面的辐照度；(7)利用遥感器的器件参数和步骤(6)得到的入瞳辐亮度L，得到遥感器像面获取的信号S为：$S=\frac{\mathrm{NA\pi }(1-ϵ)t^{\prime }\mathrm{\lambda \eta L\tau \Delta \lambda }·{10}^6}{4F^2\mathrm{hc}}$其中，N为TDICCD的积分级数，A为探测器单个像元面积，ε为次镜遮拦比，t′为积分时间，λ为探测波长的平均值，η为器件量子效率，L为步骤(6)得到的遥感器入瞳辐亮度，F为光学系统的F数，h为普朗克常数，c为光速，Δλ为波长差；(8)利用步骤(7)获取的信号S得到遥感器的信噪比为：$\mathrm{SNR}=\frac{S}{\sqrt{S+N_1+N_2}}$其中，N₁为TDICCD的噪声，N₂为遥感器电路噪声；(9)利用步骤(8)得到的信噪比SNR与设定的遥感器信噪比SNR_设定进行比较，当信噪比SNR比SNR_设定值小时，则调整TDICCD的积分级数和遥感器的增益直到满足遥感器的信噪比要求，最后利用确定的遥感器信噪比设计遥感器。