[发明专利]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=a(1-e2)1+ecosf]]>卫星偏近点角E与真近点角f的关系是：acosE＝ae+rcosfbsinE＝rsinf则卫星在以焦点F为原点的坐标位置为：rcosf＝a(cosE-e)rsinf=a1-e2sinE]]>r＝a(1-ecosE)其中：e为卫星轨道偏心率；a为卫星轨道长半轴；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：GMT-tp=a3μ(E-esinE)=T2π(E-esinE)]]>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：xyz=a(1-e2)1+ecosfcosΩcos(ω+f)-sinΩsin(ω+f)cosisinΩcos(ω+f)+cosΩsin(ω+f)cosisin(ω+f)sini]]>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时刻星下点纬度：纬度S₁＝Ω+tan^-1[cositan(ω+f)]-ω_e(GMT-t_p)(5)根据步骤(4)得到的卫星在GMT时刻太阳星下点纬度、太阳星下点纬度和卫星过顶时间t，得到当前成像GMT时刻目标点的太阳高度角θ：θ＝arcsin[sinS₁×sinS₂+sinS₁cosS₂cost]；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(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，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=NAπ(1-ϵ)tληLτΔλ·1064F2hc]]>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：SNR=SS+N1+N2]]>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。