具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

一种用于GEO卫星全向告警的光电探测系统，括图像处理模块、四个一维转台、六个可见光相机、一个日盲紫外相机；

将GEO卫星等效为一个长方体，将四个转台分别安装在GEO卫星上垂直于GEO轨道面的四个棱边上，每个转台上安装一个可见光相机，另外两个可见光相机直接安装在与GEO轨道面平行的两个面上；所述四个转台上四个相机与上下面的两个相机共六个可见光相机的视场基本覆盖GEO卫星周围360°立体空间；

所述四个转台根据GEO卫星与太阳的位置与角度关系，控制四个位于轨道面的可见光相机避开太阳直射，同时覆盖其他空间区域；

所述日盲紫外相机安装在GEO卫星上，并保持日盲紫外相机的视场始终覆盖地球；

所述图像处理模块根据可见光相机获取的光学图像、紫外相机获取的紫外图像，判断是否存在需要告警的目标。

作为本发明的一种优选方案，每个可见光相机的半视场角50°。根据每个可见光相机的半视场角、探测距离、目标特性，选用大面阵大尺寸光学探测器，确保光学系统有大的入瞳口径，具备5等星以上的灵敏度。利用转台控制可见光相机避开太阳直射时，最大太阳规避角视场为34°。

作为本发明的一种优选方案，在判断是否存在需要告警的目标时，根据被探测目标是否存在运动，剔除光学图像中的星点以及图像噪点。

作为本发明的一种优选方案，在判断是否存在需要告警的目标时，利用增加曝光时间的方法，提高可见光相机的检测概率以及作用距离。

作为本发明的一种优选方案，日盲紫外相机光学系统视场18°×18°，覆盖整个地球方向。

作为本发明的一种优选方案，利用转台角度调整功能，保证视场上边缘或者下边缘指向与太阳的夹角始终保持不变(即太阳规避角)，同时保证卫星本体不会遮挡相机另一个视场边缘，即可见光相机视场上下边缘受限于太阳光线方向与卫星本体面。

作为本发明的一种优选方案，由于可见光相机位于棱线上，与卫星的两个面相邻，因此光轴指向有两个可供选择的上下边缘范围。当缓慢调整到相机视场边缘与其中一个卫星面的夹角小于1°时，则需要大范围调整光轴指向，将视场切换到另一个上下边缘中，将快要靠近卫星面的视场边缘指向调整为与另一个上下边缘与卫星的另一个面夹角小于1°。

作为本发明的一种优选方案，一维转台调整方向与GEO轨道面平行。

作为本发明的一种优选方案，棱边上有2个相机的视场边缘与太阳光线夹角始终为太阳规避角，其他2个可调整指向的相机同样动态调整光轴指向角度，确保相机间的角度固定，均匀覆盖整个空域。

作为本发明的一种优选方案，在判断是否存在需要告警的目标时，根据被探测目标的灰度是否呈明显增加趋势来判断目标是否靠近卫星。

作为本发明的一种优选方案，通过长时间曝光运动目标会出现拖尾现象确认运动目标，通过星图识别直接剔除星点目标。

作为本发明的一种优选方案，当季节变化时，GEO轨道面与黄道面会有夹角，可以实现的最大规避角会变大，最大变大0.5°，规避条件更宽松，相机指向调整策略及角度范围不受季节影响。日盲紫外相机探测器优选大面阵探测器，具有更远作用距离。基于32°规避角，整个告警空间覆盖率大于90％。

作为本发明的一种优选方案，遮光罩可采用异形结构，避免阳光直接入射到遮光罩内侧，但同时需要配合一个滚转转台，当相机光轴大范围调整时，调整异性结构遮光罩方向旋转180°，用于遮蔽太阳。

一种用于GEO卫星全向告警的光电探测方法，包括如下步骤：

S1、将GEO卫星等效为一个长方体，将四个可见光相机分别安装在GEO卫星上垂直于GEO轨道面的四个棱边上；将两个可见光相机安装在与GEO轨道面平行的两个面上；六个可见光相机的视场最大化覆盖GEO卫星周围360°立体空间；

S2、根据GEO卫星与太阳的位置和角度关系，控制棱边上的四个可见光相机避开太阳直射；

S3、在GEO卫星上安装至少一个日盲紫外相机，并保持日盲紫外相机的视场始终覆盖地球；

S4、根据六个可见光相机获取的光学图像、至少一个日盲紫外相机获取的紫外图像，判断是否存在需要告警的目标。

实施例：

一种用于GEO卫星全向告警的光电探测系统及方法，告警视场立体角覆盖4π立体角的80％以上，对于10cm×10cm尺寸目标，告警距离不小于50km，可规避太阳干扰，体积重量容易工程实现。

1、总体技术方案

针对GEO轨道高，卫星大部分时间处于太阳光照区的特点，针对空间碎片采用可见光被动探测为主，日盲紫外吸收波段为辅的方案，通过多个大视场可见光成像探测系统空间复合探测，实现对360°全向覆盖(太阳直射方向除外)。光学告警探测系统安装在二维转台上，实现对太阳直射的规避以及指向方向动态调整。日盲紫外波段探测主要解决地球背景过亮的问题。之所以采用视场拼接而不采用转台全向扫描，是由于扫描系统的转台轴承存在寿命问题。总体方案如图1所示。

2、视场设计

威胁告警的重要技术指标是方位覆盖范围及探测距离，对应到光学系统指标是视场和灵敏度。简化考虑，把卫星当成一个六面体，每面布置一个可见光相机，这样用6个相机覆盖整个360°空间。下面计算按上述方法布置，单个相机需要的视场角。已知半视场为θ₀的相机对应的立体角为2π(1-cosθ₀)，6台相机要实现360°空间全覆盖，有2π(1-cosθ₀)＝4π/6，可以得到半视场角θ₀约为50°，全视场为100°。

3、光学探测芯片选取

下面以100°视场进行设计，考虑探测距离。由于探测距离与目标特性相关，目标越强，相同探测器探测距离越远。为了独立于目标特性的影响，单纯比较探测系统的灵敏度，用可探测星等来表征系统探测能力。

对于可见光系统而言，由于目标较远，通常在几十公里到几百公里量级，目标辐射到探测器可以近似为平行光，经过光学系统后会聚到一个像素上，因此，影响灵敏度的因素主要是探测器灵敏度和光学系统通光口径。其中，通光口径与视场关联，一般是负相关关系，视场越大，相同探测器对应的焦距越小，能够实现的口径就越小。因此，视场和口径是一对矛盾关系，本发明的解决方案是选择大规模大尺寸的探测器，比如选用长光辰芯的GSENSE 6060系列CMOS探测器，其像素规模为6144×6144，像元大小为10μm，探测器尺寸61.44mm×61.44mm，100°视场对应的为焦距21.5mm，入瞳口径为18mm，通过较长的曝光时间(10ms)，可以做到5等星的探测能力。针对上述焦距、入瞳、视场的指标，设计的光学系统如图2所示，系统为纯折射系统、广角视场。

4、太阳直射下的逆光探测条件下太阳规避角设计

伴随卫星的旋转，太阳直射角度随时间不断变化，如果太阳直接进入视场，将会让相机饱和，无法完成探测，让整个相机失效。

为了解决上述问题，每个光学系统配一个一维转台，可实现单个方向的调整，调整方向与轨道面平行，让光学探测系统光轴指向随太阳方向变化，避免太阳直射相机的情况，最大限度降低太阳对相机工作的影响，将太阳盲区的范围限定为相机的规避角，太阳规避角设计为视场外20°-34°。如图1所示的太阳盲区为半角20°的圆锥角，对应立体角占全空域比例为3％，半角34°圆锥角占全空域比例为8.5％，则整个告警空间覆盖率大于90％。

规避角越大，带来的损失是太阳盲区比例越高，优点是遮光罩的设计实现难度越小。太阳规避角通过使用挡光环以及遮光罩方式实现，最小值的实现需要考虑设计实现成本，本实施例取最小值20°。

之所以规避角最大设计为34°，理由如下。如图3所示，考虑6面体两面的夹角为270°，太阳入射光将空间夹角分为太阳光上下两个区域，区域一和区域二，其中区域一的上边界为面4，下边界为太阳规避锥角上边界。区域二的上边界太阳规避锥角下边界，下边界为面3。通常将光轴置于角度范围较大区域。当太阳入射方向平分270°夹角时，区域一和区域二范围相同，为视场最难规避时刻，相机视场只能在太阳入射方向与面4或者面3的135°范围内，考虑到相机自身的视场大小100°，同时与卫星面需要留出至少1°的空间，避免卫星进行相机视场，遮挡相机，故得到最大太阳规避角为34°。

5、四个转台上相机光轴指向调整方案

当卫星随轨道运动时，太阳入射角不变，但是相机光轴方向随轨道变化，需要利用转台角度调整功能保证视场边缘指向与太阳的夹角保持不变，同时保证卫星本体不会遮挡相机视场。当运行到图1中45°位置，相机4上边缘与太阳光线方向夹角34°，下边缘与面3的夹角为1°，如图3所示。当相机光轴指向再随轨道角度调整，则会出现面3遮挡相机4视场的情况，故在此时则采用大范围调整光轴方向，调整后相机视场的下边缘与太阳光线方向夹角34°，如图4所示。

如图1所示，当卫星位于轨道最左侧时，相机1视场的下边缘方向与太阳入射方向的夹角调整为太阳规避角20°-34°之间，相机1全视场为100°，则此时相机视场右边缘与卫星的面1夹角为60°-56°。相机2光轴指向与相机1光轴指向的夹角设计为73.4°-76°，相机2与相机3，相机3与相机4的夹角与相机2与相机1一致，四个相机视场总和400°，去掉40°-68°的全规避角范围，有重叠的视场区域为80°-108°。相机4视场的上边缘与太阳入射方向夹角与相机1一致，均为太阳规避角。

六面体卫星中平行轨道面的两个面上相机由于与太阳入射角度较大，不存在太阳直射干扰问题，则始终保持角度不变。

6、地球背景的探测

从GEO轨道看地球，地球大概占据17°×17°视场，该视场内用于看5等星的可见光相机会饱和。此外，由于威胁目标是点目标成像，而地球是面目标成像，因此威胁目标的能量远小于地球背景的能量，目标检测很困难。因此，采用日盲紫外相机进行探测。200-300nm波长的日盲紫外辐射被大气平流层的臭氧吸收，几乎没有散射，背景辐射平滑。

7、图像处理

图像处理的核心任务是降低虚警概率(没有目标，但算法判断有目标)和提升检测概率(有目标，算法能检测出来)。

检测概率主要与目标的信噪比相关，能够可靠检测，一般需要信噪比达到8-10。降低可见光探测系统虚警率的核心是算法要能够区分探测器噪点、星点和真实目标。由于灵敏度到5等星，100°视场内的星点数近百颗，对目标检测形成干扰。真实目标和星点以及噪点的本质区别是目标存在运动，图像处理中可根据目标是否运动检出目标。同时利用星表，对视场内的星点逐一进行星图识别匹配，未匹配成功的为可疑目标。另外，为了判断目标是否逼近卫星，需要对目标的灰度进行监视，判断目标灰度是否呈现持续增加的态势。

由于GEO轨道的卫星平台稳定性很好，残余角速度小于0.01°/s，单像素覆盖的角度为100°/6144＝0.016°，对应0.283mrad。假设目标距离卫星200km，飞行速度4km/s，则目标运动的最大角速度为20mrad/s。则目标在图像上不存在运动拖尾的最大曝光时间可达5ms。实际探测时，针对深空背景，可以进一步增加曝光时间，采用10ms以上的曝光时间，一方面增加目标信号的累积，另一方面如果目标相对于目标-卫星连线有垂直方向的运动速度，则可以检测出拖尾现象，以此作为区分静止目标的依据，便于运动目标检测，提高检测概率。

8、探测距离评估

假设目标为一个球，半径0.282m，其反射截面始终保持不变为0.25m²，对太阳的半球反射率为0.85，且为兰伯特散射体。显然，目标的等效亮度与太阳相角θ相关，太阳相角的含义见图5，表示光轴方向矢量和目标到太阳方向矢量的夹角。

下面假设目标在400km以外，计算目标星等与太阳相角关系图，如图6所示。

上述是球型目标的计算结果，实际情况比这个复杂，与目标的结构、表面材质、姿态等都有关系。

下面进行另一组计算，假设目标是一个正方体，长度0.5m，目标在一定距离的辐照度可由下式计算：

上式中ρ为目标反射率，E_sun为太阳辐照度，R为辐照距离，cosθ₁cosθ₂为角系数，S为目标辐射面积。计算目标照度的光谱范围为400～900nm。角系数和目标反射率综合在一起考虑取0.3，即ρcosθ₁cosθ₂平均值为0.3。下面给出0.25m²的目标在不同距离处的目视星等值，如表1所示。

表1

综上，如果可见光探测系统的灵敏度能够到5等星，对于0.25m²的目标，探测距离大于200km。对于0.0625m²目标，目标特性弱了4倍，探测距离减半，为100km。

8、季节变化对规避角影响分析

如图7所示，当GEO轨道位于黄道面时，太阳入射方向垂直于安放相机的棱线，此时入射方向为on，相机光轴方向为oc，相机视场下边缘1为op，∠cop为半视场大小50°，∠pos为太阳规避角，取34°。当季节变化后，比如到冬至，太阳入射方向2om相对与入射方向1on的∠mon为23.4°，则根据几何关系有cos(∠com)＝cos(∠con)×cos(∠com)，带入数据有∠com为84.5°。

下面计算相机下边缘2与光轴的夹角∠coq。假设co长度为1，则cp长度为tan50，cn长度为tan84，mn的长度为tan23.4×1/cos(84)，则qp长度为tan23.4×1/cos(84)×tan50/tan84；op长度为1/cos50，则∠qop为18.43°。根据几何关系有cos∠coq＝cos∠cop×cos∠qop，可以得到∠coq＝52.42°。即此时太阳入射方向与相机视场边缘角度为∠qom＝84.5-52.4＝32°，与立春时刻最大规避34°变化不大，故使用一维转台单方向调整完全可行，不受季节影响，规避角最大为32°。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。