微波輻射計靜止軌道遙感試驗技術(shù)

謝振超,徐紅新，安大偉,何嘉愷,張德海,朱振華

(1. 上海航天電子技術(shù)研究所,上海 201109; 2. 國家衛(wèi)星氣象中心,北京 100081;3. 中國科學(xué)院微波遙感技術(shù)重點實驗室,北京 100190; 4. 上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

0 引言

強(qiáng)對流天氣的典型生命史僅為5～6 h，其中強(qiáng)暴雨的生命周期可能更短，極軌氣象衛(wèi)星較長的回歸周期限制了其在災(zāi)害性天氣監(jiān)測預(yù)警中的作用。靜止軌道氣象衛(wèi)星可實現(xiàn)對大氣全天時連續(xù)監(jiān)測,典型時間分辨率為30 min，局部高達(dá)5 min，能為災(zāi)害性天氣預(yù)報提供實時有效的監(jiān)測。將靜止軌道遙感探測的高時效性和微波對云雨大氣獨具的穿透性相結(jié)合，利用靜止軌道微波探測衛(wèi)星可實現(xiàn)對快速變化的臺風(fēng)、暴雨等災(zāi)害性天氣的全天候、全天時的定量監(jiān)測預(yù)警，及大氣溫濕度廓線的探測。

微波輻射計是通過測量物體自身輻射亮溫值獲取遙感參數(shù)的載荷[1]，其發(fā)展成熟，工程實現(xiàn)頻段較高，可用于靜止軌道微波氣象遙感探測。目前在軌對地遙感微波輻射計工作軌道高度均小于1 000 km。從20世紀(jì)60年代至21世紀(jì)，美國、歐洲和中國研制了若干地球外天體及宇宙背景觀測載荷，如1987年美國發(fā)射的先驅(qū)者1號搭載的金星高層大氣探測器，2004年歐洲空間局(ESA)發(fā)射的羅塞塔(Rosetta)彗星探測器搭載的微波探測儀MIRO，2007年中國發(fā)射的“嫦娥一號”探月衛(wèi)星搭載的微波探測儀[2-3]，2009年歐洲發(fā)射的用于觀測宇宙背景輻射的Planck射電天文望遠(yuǎn)鏡等。對于地球靜止軌道微波探測，在真實孔徑體制方面，美國開展了2 m探測口徑GEM 研究項目[4]，歐洲開展了3 m探測口徑GOMAS研究項目[5-6]；在綜合孔徑體制方面，美國開展了基于固定式Y(jié)形陣列的Geostar研究項目[7-8]，歐洲開展了基于自旋的Y形天線陣列旋轉(zhuǎn)成像的GAS研究項目，然而以上靜止軌道微波探測項目均無星載計劃。

我國在“十一五”至“十二五”期間開展了地球靜止軌道微波輻射計技術(shù)研究工作，研制了地面原理樣機(jī)。為降低載荷工程研制和在軌應(yīng)用風(fēng)險，在不影響衛(wèi)星及其他主載荷工作的前提下，利用現(xiàn)有風(fēng)云四號(FY-4)光學(xué)星平臺資源，搭載一臺微波探測試驗載荷開展在軌試驗，實現(xiàn)以下驗證目的：

1) 評價輻射靈敏度，為靜止軌道毫米波、亞毫米波數(shù)據(jù)應(yīng)用方法研究提供高軌輻射遙感數(shù)據(jù)。

2) 驗證地球靜止軌道準(zhǔn)光學(xué)頻段分離技術(shù)，毫米波、亞毫米波接收機(jī)技術(shù)，微波載荷在軌定標(biāo)技術(shù)等。

本文首先根據(jù)試驗?zāi)繕?biāo)及平臺條件，對靜止軌道微波探測載荷進(jìn)行指標(biāo)論證和系統(tǒng)設(shè)計，并進(jìn)行地面測試驗證，然后對在軌遙感曲線、靈敏度進(jìn)行分析計算，對遙感數(shù)據(jù)進(jìn)行交叉比對，開展連續(xù)觀測試驗和掃描成像試驗及結(jié)果分析，最后對載荷研制及在軌測試情況進(jìn)行總結(jié)。

1 指標(biāo)論證

風(fēng)云四號衛(wèi)星是我國第二代靜止軌道氣象衛(wèi)星，裝載多通道掃描成像輻射計、干涉式大氣垂直探測儀、閃電成像儀和空間環(huán)境監(jiān)測儀器包等先進(jìn)有效載荷。衛(wèi)星采用SAST5000平臺，其對地面為六邊形，安裝主要業(yè)務(wù)載荷及衛(wèi)星數(shù)傳分系統(tǒng)。對地面僅在衛(wèi)星機(jī)械坐標(biāo)系Oi-XiYiZi的-Xi與-Yi軸間，即數(shù)傳分系統(tǒng)與干涉式大氣垂直探測儀之間有搭載試驗載荷的空間，搭載載荷尺寸需小于340 mm×520 mm×420 mm，質(zhì)量需小于25 kg。微波探測試驗載荷星上安裝位置如圖1所示。

載荷共有10個頻段可以選擇：54，118，425 GHz為氧氣吸收頻段;23.8，183，380 GHz為水汽吸收頻段;31.4，89，166，340 GHz為窗區(qū)或準(zhǔn)窗區(qū)頻段。

微波探測試驗載荷頻段的選擇依次考慮以下因素：

1) 因靜止軌道微波氣象衛(wèi)星主要對大氣溫濕度廓線進(jìn)行探測，故搭載試驗載荷頻段應(yīng)包括溫濕度廓線探測頻段。54 GHz為最重要的大氣溫度廓線探測頻段；425 GHz為中高層大氣溫度廓線探測頻段，頻率最高，且無星載工作先例；183 GHz為最重要的大氣濕度廓線探測頻段。

2) 需驗證頻率分離技術(shù)，選擇頻段數(shù)應(yīng)大于等于2個。由于搭載載荷體積、質(zhì)量受限，選擇2個頻段較為適宜。

3) 需驗證毫米波、亞毫米波接收技術(shù)，選擇頻段至少需包含1個毫米波段和1個亞毫米波段。

4) 由于空間限制天線尺寸，選擇較高頻段可獲得較高的空間分辨率，相同口徑下425 GHz頻段空間分辨率是54 GHz頻段的8倍左右。

綜合以上因素，選擇183，425 GHz這2個頻段作為載荷工作頻段。

183 GHz頻段共有5個可選擇通道，425 GHz頻段共有8個可選擇通道。為降低系統(tǒng)復(fù)雜度，只選擇其中若干具有代表性的通道。對于183 GHz頻段，選擇與MHS載荷相同的中心頻率為(183.31±1.0)，(183.31±3.0)，(183.31±7.0) GHz的3個探測通道，便于交叉比對。由于425 GHz頻段較高，較難實現(xiàn)低噪聲接收，因此選擇較寬頻段提高靈敏度。選擇帶寬為2 GHz的通道，并將其他通道合并為中心頻率為424.763 GHz，帶寬為4 GHz的通道。因此，載荷共選擇5個探測通道，具體載荷通道的選擇見表1。

表1 微波探測試驗載荷通道選擇表

在極化方面，由于大氣廓線探測通道水平極化(H極化)與垂直極化(V極化)探測信息相近，為降低系統(tǒng)復(fù)雜度，兩頻段各選擇一種極化方式進(jìn)行分離。425 GHz頻段選擇V極化，183 GHz頻段選擇H極化。

在空間分辨率方面，由于載荷空間尺寸較小，且靜止軌道高度為35 800 km，如需實現(xiàn)靜止微波探測業(yè)務(wù)應(yīng)用的25 km@183 GHz空間分辨率，需要2.4 m照射口徑(考慮到50 km@54 GHz空間分辨率要求，未來靜止軌道微波星需要5 m口徑天線)，未來微波載荷需要足夠的衛(wèi)星平臺空間。在目前搭載試驗階段，由于平臺空間有限，無法按業(yè)務(wù)應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行分辨率考核，只能在現(xiàn)有空間內(nèi)選取合適的天線口徑(160 mm)進(jìn)行估算，425 GHz空間分辨率要求為350 km，183 GHz分辨率要求為690 km，并通過適當(dāng)?shù)倪^采樣增加實際觀測像素點數(shù)。

其他指標(biāo)如動態(tài)范圍、主波束效率、量化等級等，選取與極軌微波探測載荷相同的指標(biāo)進(jìn)行考核。主要技術(shù)性能指標(biāo)見表2。表中帶寬誤差±10%，425 GHz靈敏度僅做測試，不考核。

表2 微波探測試驗載荷主要性能指標(biāo)要求

2 系統(tǒng)方案設(shè)計

微波探測試驗載荷采用真實孔徑、圓周掃描體系方案，由天饋子系統(tǒng)、接收機(jī)子系統(tǒng)、信號處理與控制子系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)子系統(tǒng)、定標(biāo)子系統(tǒng)、熱控子系統(tǒng)等6個子系統(tǒng)組成。系統(tǒng)組成如圖2所示。

天饋子系統(tǒng)由天線反射面、極化柵網(wǎng)和饋源喇叭組成。183，425 GHz兩頻段共用一個偏置拋物面反射面。子系統(tǒng)采用極化柵網(wǎng)實現(xiàn)2個頻率的極化分離，用各自的饋源接收微波信號。

接收機(jī)子系統(tǒng)由425 GHz接收機(jī)和183 GHz接收機(jī)組成，2個頻段的接收機(jī)均采用超外差設(shè)計，包括接收機(jī)前端和中低頻。接收機(jī)前端將射頻信號下變頻至中頻信號進(jìn)行預(yù)放大，由中低頻接收機(jī)完成信號的中頻放大、濾波、平方律檢波、低頻放大和積分處理。

信號處理與控制子系統(tǒng)由信息單元、驅(qū)動控制器和配電單元組成。信息單元對接收機(jī)輸出信號進(jìn)行采樣，并將數(shù)據(jù)傳輸給衛(wèi)星平臺。配電單元對接收機(jī)進(jìn)行供配電。驅(qū)動控制器對掃描驅(qū)動機(jī)構(gòu)進(jìn)行掃描控制。

結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)子系統(tǒng)由系統(tǒng)承載結(jié)構(gòu)和掃描驅(qū)動機(jī)構(gòu)組成。掃描驅(qū)動機(jī)構(gòu)驅(qū)動天線反射面作一維圓周運動，使載荷在一個旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)依次接收觀測目標(biāo)、宇宙冷空背景和熱定標(biāo)源的微波輻射信號。掃描對應(yīng)區(qū)域為星下圓盤赤道區(qū)域。

微波探測試驗載荷設(shè)計有在軌和定標(biāo)兩類工作模式。定標(biāo)模式為天線口面對準(zhǔn)熱定標(biāo)源進(jìn)行觀測；在軌工作模式包括掃描周期分別為18，24，36 s的3種模式。其中，以18 s掃描周期為主工作模式，24 s及36 s為備用工作模式。

微波探測試驗載荷采用天線口面周期兩點定標(biāo)方式。天線周期運動，對準(zhǔn)熱定標(biāo)源、冷空與地面觀測目標(biāo)。熱定標(biāo)源提供穩(wěn)定標(biāo)準(zhǔn)的高亮溫信號，冷空提供穩(wěn)定已知的低亮溫信號。對地觀測與過渡區(qū)域設(shè)計為28°，冷空區(qū)域與其相鄰，范圍為11°，熱定標(biāo)區(qū)域中心軸與星下指向軸成180°，范圍為10°。

定標(biāo)及觀測區(qū)域示意圖如圖3所示。

定標(biāo)子系統(tǒng)硬件由熱定標(biāo)源組成。熱定標(biāo)源采用金屬鋁作基體，在基體上澆鑄高發(fā)射率的樹脂型吸波材料來滿足寬頻段、高發(fā)射率和高熱導(dǎo)率的輻射體研制需求。

為保證微波探測試驗載荷正常工作，應(yīng)考慮整星質(zhì)量、功耗等。載荷與星體隔熱安裝，與星上其他設(shè)備靠近面采用隔熱措施，其余面采用散熱措施。對425，183 GHz接收機(jī)采用主動熱控，由于資源有限，未采用單獨的散熱措施。在超過最高規(guī)定溫度時實施關(guān)機(jī)，保證2個頻段接收機(jī)前端工作在0～35 ℃，2個頻段接收機(jī)中低頻工作在-5～40 ℃。

3 地面測試

完成微波探測試驗載荷研制后，分別對載荷輻射性能和系統(tǒng)靈敏度進(jìn)行測試。載荷輻射性能采用天線近場測試系統(tǒng)進(jìn)行測試，系統(tǒng)靈敏度采用實驗室冷熱定標(biāo)方法進(jìn)行測試。

3.1 輻射性能測試

進(jìn)行系統(tǒng)輻射性能測試時，對天線子系統(tǒng)的183 GHz頻段方向進(jìn)行測試，測試頻點分別為174，183，192 GHz，各頻段輻射性能測試框圖如圖4所示，測試結(jié)果見表3。

由于425 GHz達(dá)到亞毫米波段，國內(nèi)測試條件不具備，只能對425 GHz頻段輻射性能進(jìn)行仿真驗證。

3.2 靈敏度測試

對微波探測試驗載荷靈敏度測試，方法為：

1) 在天線口面處放置一寬孔徑標(biāo)準(zhǔn)輻射冷源，模擬在軌冷定標(biāo)，天線對準(zhǔn)熱定標(biāo)源，模擬在軌熱定標(biāo)。

2) 在綜合測試設(shè)備顯示器上讀取熱定標(biāo)源的物理溫度TH，冷定標(biāo)源的液氮溫度TL。

3) 根據(jù)讀取的TH、TL，計算天線輸入亮溫。

4) 在綜合測試設(shè)備顯示器上第i(i:1～5)通道每掃描周期取1個熱定標(biāo)源的輸出電平VHin，1個冷定標(biāo)源的輸出電平VLin，讀取通道自動增益控制(AGC)數(shù)據(jù)穩(wěn)定不變的10組VHin(n:1～40)、VLin(n:1～40)。

5) 將10個VHin取平均值為VHi，10 個VLin取平均值為VLi；根據(jù)10個VHin計算方差σHi。

6) 第i通道的靈敏度計算公式為ΔTi=σHi×(TH-TL)/(VHi-VLi)。

7) 每個通道連續(xù)讀取5組靈敏度數(shù)據(jù)，并選取其次大值作為測試結(jié)果。

8) 靈敏度測試在接收機(jī)開機(jī)2 h后進(jìn)行。

3.3 地面測試總結(jié)

系統(tǒng)頻率及帶寬直接通過測試接收機(jī)獲得，對地面性能測試結(jié)果見表3和表4。

表3 主要技術(shù)指標(biāo)測試結(jié)果1

表4 主要技術(shù)指標(biāo)測試結(jié)果2

4 在軌試驗

4.1 開機(jī)試驗

載荷交付衛(wèi)星總體后，隨整星參加各項試驗。載荷裝星照片如圖5所示。

風(fēng)云四號A星于2016年12月11日發(fā)射。微波探測試驗載荷于2016年12月20日14：49首次開機(jī)試驗。183，425 GHz接收機(jī)先后啟動工作，驅(qū)動機(jī)構(gòu)帶動天線周期掃描，實現(xiàn)星下圓盤中地球赤道區(qū)域18 s連續(xù)觀測和載荷全口徑周期定標(biāo)，載荷各項遙感測量參數(shù)正常，中國氣象局地面站成功獲得靜止軌道微波遙感數(shù)據(jù)，載荷5個探測通道觀測數(shù)據(jù)經(jīng)定標(biāo)后均生成赤道區(qū)域?qū)崟r亮溫曲線。

自西向東掃描載荷，由遙感曲線可知，載荷在天線旋轉(zhuǎn)1周過程中，首先接收到星下圓盤西側(cè)的冷空信號，隨后天線對準(zhǔn)星下地球圓盤赤道區(qū)域，之后又接收到冷空信號，最后觀測熱定標(biāo)輻射源，與設(shè)計時序一致，驗證了天線掃描設(shè)計和產(chǎn)品實現(xiàn)效果。

在第1～80個采樣點，由于天線指向軸靠近衛(wèi)星平臺一側(cè)，受平臺輻射影響，亮溫信號有所波動；第221～275個采樣點為冷定標(biāo)區(qū)域，此時天線指向軸遠(yuǎn)離衛(wèi)星平臺一側(cè)，接收的冷空背景輻射穩(wěn)定；第101～200個采樣點亮溫為地球觀測區(qū)域，亮溫在200～300 K間；第276～325個采樣點為觀測熱定標(biāo)源區(qū)域，接收亮溫穩(wěn)定。以上均驗證了定標(biāo)區(qū)域設(shè)計的正確性。

4.2 靈敏度測試

2016年12月20日至2017年1月7日，探測儀按照首次開機(jī)試驗步驟，進(jìn)行10次靈敏度探測試驗，根據(jù)當(dāng)日儀器溫度情況，持續(xù)時長為2.73～6.07 h，各次試驗均采用18 s周期掃描模式進(jìn)行觀測。微波試驗載荷在軌開機(jī)具體時間見表5。

接收機(jī)靈敏度定義為在熱源穩(wěn)定的在軌運行期間，接收機(jī)觀測熱源亮溫輸出的方差。由于微波探測試驗載荷熱定標(biāo)源未進(jìn)行主動熱控，且掃描周期為18 s，所以此次在軌靈敏度的計算沒有像以往在軌微波載荷一樣計算連續(xù)20條掃描線和2個熱源計數(shù)值的標(biāo)準(zhǔn)差，而是計算每個掃描線周期內(nèi)20個熱源計數(shù)值的標(biāo)準(zhǔn)差。

具體測試步驟如下：

1) 計算TL、TH。其中TL為2.7 K，TH為熱定標(biāo)源5個測溫點的均值。

2) 每個掃描周期取1個熱定標(biāo)源的輸出電平VH，1個冷定標(biāo)源的輸出電平VL。

表5 微波試驗載荷在軌開機(jī)具體時間

3) 每個掃描周期內(nèi)取20個熱源計數(shù)值，計算方差為σH。

靈敏度計算公式為

Nedt=σH×(TH-TL)/(VH-VL)

(1)

各通道靈敏度的每日均值計算結(jié)果見圖7和表6。

由圖7和表6可知，微波探測試驗載荷各通道靈敏度保持穩(wěn)定，且183 GHz各通道均滿足小于0.6 K的指標(biāo)要求，425 GHz 1通道靈敏度為1.85 K，2通道靈敏度為1.41 K。在軌靈敏度各日穩(wěn)定的測試值驗證了微波輻射計工作于地球靜止軌道的穩(wěn)定性。

由于載荷頻率分離插入損耗、接收系統(tǒng)噪聲、定標(biāo)系統(tǒng)觀測區(qū)域和定標(biāo)源發(fā)射率與溫度穩(wěn)定性均會影響靈敏度測試結(jié)果，故載荷在軌性能驗證了靜止軌道微波輻射計頻率分離、接收及定標(biāo)技術(shù)。

表6 靈敏度在軌測試結(jié)果與技術(shù)指標(biāo)的符合性

4.3 交叉比對試驗

由于無靜止軌道微波遙感在軌工作先例，無法進(jìn)行同類軌道微波遙感數(shù)據(jù)交叉比對。采用極軌載荷先進(jìn)技術(shù)微波輻射計(Advanced Technology Microwave Sounder，ATMS)與靜止軌道載荷進(jìn)行不同軌道高度數(shù)據(jù)比對。

ATMS是新一代微波輻射計，其運行平臺是國家極軌環(huán)境衛(wèi)星系統(tǒng)(National Polar-Orbiting Operational Environmental Satellite System，NPOESS)[9-11]。ATMS探測從23～183 GHz的22個離散頻率上的地表和大氣微波輻射開始，其中通道1～15為低頻探測通道(23～57 GHz)，主要用于探測大氣溫度廓線;通道16～22為高頻探測通道(88～183 GHz)，主要用于探測大氣濕度廓線。ATMS載荷18，20，22通道與微波探測試驗載荷183 GHz頻段3個通道頻段范圍相同。

由于ATMS為極軌載荷，軌道高度為824 km，183 GHz星下點空間分辨率為15.8 km，刈幅寬度為2 500 km，整個刈幅寬度內(nèi)共有96個足跡。微波探測試驗載荷軌道高度為35 800 km，183 GHz星下點空間分辨率實測值為625 km。因此在ATMS的刈幅寬度內(nèi)，至少覆蓋3個微波探測試驗載荷波束足跡。交叉比對像元配準(zhǔn)圖如圖8所示。

通過計算FY-4微波探測試驗載荷與ATMS載荷亮溫值偏差進(jìn)行交叉比對。由于微波探測試驗載荷空間分辨率遠(yuǎn)大于ATMS載荷，故采用ATMS載荷多個足跡的亮溫平均值與對應(yīng)的微波探測試驗載荷亮溫進(jìn)行比較。空間上，ATMS載荷選取微波探測試驗載荷大足跡范圍內(nèi)的多個小足跡；時間上，規(guī)定大足跡與其范圍內(nèi)小足跡的最大時間間隔。具體計算方法表示為

式中：t0,t,x0,y0,xci,j,yci,j滿足條件

(3)

x0,y0,xci,j,yci,j,xFOV具體計算方法表示為

(4)

式中：ΔTB為微波探測試驗載荷與ATMS載荷亮溫差；TB, FY-4為微波探測試驗載荷亮溫值；TB, ATMS為ATMS載荷亮溫值；N為符合式(3)條件的ATMS載荷波束足跡個數(shù)；ti,j為ATMS第i列，第j行波束足跡對應(yīng)的探測時刻；t0為微波探測試驗載荷探測時刻；{x0,y0}為微波探測試驗載荷波束足跡中心點坐標(biāo)；{xci,j,yci,j}為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點坐標(biāo)；Δtmax為微波探測試驗載荷與ATMS載荷探測時刻間隔最大允許值；xFOV為微波探測試驗載荷空間分辨率；Re為地球半徑；Az0為微波探測試驗載荷波束足跡中心點與星下點經(jīng)度差；El0為微波探測試驗載荷波束足跡中心點與星下點緯度差；Azi,j為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點與星下點經(jīng)度差；Eli,j為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點與星下點緯度差。

根據(jù)式(2)～式(4)，按照以下步驟進(jìn)行交叉比對：

1) 在2016年12月20日—22日、2016年12月29日—30日、2017年1月3日—7日選取與ATMS過風(fēng)云四號星下圓盤相近時間，進(jìn)行微波探測試驗載荷探測，具體時間見表5。通過定標(biāo)定位獲得1級數(shù)據(jù)，與ATMS載荷對應(yīng)時間段的1級數(shù)據(jù)進(jìn)行比對，探測通道為(183±3)，(183±7) GHz。

2) 篩選微波探測試驗載荷星下點(赤道、東經(jīng)99.5°)、星下點西相鄰足跡(赤道、東經(jīng)93.9°)、星下點東相鄰足跡(赤道、東經(jīng)105.1°)3個足跡范圍內(nèi)2載荷所有探測數(shù)據(jù)。

3) 對于每個微波探測試驗載荷符合要求的探測數(shù)據(jù)，在其足跡內(nèi)選取ATMS載荷所有探測數(shù)據(jù)，然后去除與微波探測試驗載荷探測時間差大于10 min的ATMS載荷數(shù)據(jù)(Δtmax≤10 min)。

4) 判斷每個微波探測試驗載荷足跡內(nèi)的ATMS載荷探測數(shù)據(jù)標(biāo)準(zhǔn)差是否小于2 K，對于小于2 K 的情況，計算ATMS 載荷平均亮溫值與微波探測試驗載荷亮溫值之差。

5) 此外，對微波探測試驗載荷在赤道整個掃描條帶內(nèi)亮溫值與ATMS載荷探測亮溫值進(jìn)行趨勢對比。

具體對比結(jié)果見圖9～11。由圖9和圖10可知，兩個載荷(183±3)，(183±7) GHz通道星下點亮溫差值較為接近。在2 min時間間隔內(nèi)，(183±3) GHz 亮溫差為1 K，(183±7) GHz亮溫差為2 K，初步驗證了載荷定標(biāo)精度。由圖11可知，微波探測試驗載荷與ATMS載荷變化趨勢一致。

對于星下點西相鄰足跡和星下點東相鄰足跡，亮溫差值最大達(dá)到8 K。由于地球靜止軌道與極軌微波載荷對應(yīng)的大氣探測路徑僅在觀測星下點時相同，在探測其他位置時入射角不等于0°，兩者路徑有所不同，因此亮溫值本身存在差異。所以可用星下點的亮溫值比較結(jié)果作為交叉比對結(jié)果，未來靜止軌道微波探測衛(wèi)星也可采用星下點數(shù)據(jù)進(jìn)行交叉比對，由于微波星分辨率與極軌載荷相當(dāng)，對比結(jié)果將更加接近真實情況。

4.4 同區(qū)域亮溫變化觀測試驗

載荷具備對星下赤道區(qū)域連續(xù)觀測的條件。2017年1月3日載荷已連續(xù)觀測4 h，對星下點亮溫數(shù)據(jù)隨時間變化進(jìn)行多項式擬合，以此作為同區(qū)域亮溫比較依據(jù)。(183±7) GHz通道同區(qū)域亮溫變化如圖12所示。各通道連續(xù)觀察4 h亮溫變化見表7。

3顆極軌衛(wèi)星時間分辨率為4 h，微波探測載荷各通道4 h內(nèi)亮溫變化均大于2 K；(183±7) GHz通道探測高度更接近地面，變化范圍大于其他通道，其1 h亮溫最大變化為3.10 K，4 h累積變化為7.67 K，證明了靜止軌道高頻次微波探測可獲得極軌載荷無法探知的亮溫變化。在軌實測結(jié)果說明了靜止軌道微波氣象衛(wèi)星的研制意義。

4.5 整星姿態(tài)調(diào)整成像試驗

2017年2月27日—28日衛(wèi)星在軌姿態(tài)發(fā)生緩慢變化(抬升1.5°)，在2017年2月28日凌晨2點至3點，微波探測試驗載荷開機(jī)，并采用18 s掃描模式連續(xù)觀測1 h，獲得200條掃描線，形成有效帶狀觀測區(qū)域。

根據(jù)觀測期間的軌道時刻、軌道半長軸、軌道偏心率、軌道傾角、軌道升交點赤經(jīng)、軌道近地點幅角、軌道幅角、滾動姿態(tài)角、俯仰姿態(tài)角、偏航姿態(tài)角、載荷指向方位角、載荷指向高度角計算星下點經(jīng)度及星下點緯度。將對應(yīng)經(jīng)緯度及通道亮溫采用線性差值法進(jìn)行繪圖，獲取了各通道亮溫圖像，如圖13所示。

表7 各通道同區(qū)域亮溫變化表

183 GHz通道中，(183±7) GHz通道亮溫最高，(183±3) GHz次之，(183±1) GHz亮溫最低；425 GHz通道探測高度高于(425±4) GHz高度，大氣溫度隨高度升高而下降，故425 GHz通道亮溫小于(425±4) GHz亮溫。

目前僅有星下點亮溫數(shù)據(jù)可采取4.4節(jié)方法進(jìn)行比較，其他位置數(shù)據(jù)由于大氣探測路徑不同，難以進(jìn)行直接比對。該載荷低分辨率區(qū)域數(shù)據(jù)如何進(jìn)行反演和模式同化，有待進(jìn)一步研究。

5 結(jié)束語

為驗證靜止軌道微波遙感工程可實現(xiàn)性和關(guān)鍵技術(shù)，利用風(fēng)云四號A星(尺寸空間：340 mm×520 mm×420 mm；質(zhì)量：25 kg)，研制了183 GHz/425 GHz五通道微波探測試驗載荷。自2016年12月20日起，微波探測試驗載荷進(jìn)行在軌探測試驗，載荷各項遙測參數(shù)正常，超過了3個月的考核壽命。從性能上看，183 GHz靈敏度優(yōu)于0.5 K，425 GHz靈敏度優(yōu)于1.9 K，遙感觀測數(shù)據(jù)經(jīng)分析比對，與世界上最先進(jìn)的載荷—美國ATMS觀測數(shù)據(jù)變化趨勢基本一致，并完成了靜止軌道微波遙感圖像。結(jié)果表明：探測試驗載荷能承受衛(wèi)星發(fā)射和地球靜止軌道環(huán)境的雙重考驗，也向世界證明了真實孔徑體制微波輻射計可用于靜止軌道遙感探測。

載荷采用183 GHz/425 GHz雙頻段準(zhǔn)光學(xué)饋電網(wǎng)絡(luò)。自主研制了425 GHz兩通道接收機(jī)，自主設(shè)計了183～425 GHz靜止軌道定標(biāo)系統(tǒng)。載荷靈敏度符合指標(biāo)要求，探測亮溫與極軌載荷交叉比對結(jié)果基本一致，由此驗證了靜止軌道微波氣象衛(wèi)星載荷毫米波、亞毫米波準(zhǔn)光學(xué)饋電網(wǎng)絡(luò)、接收、定標(biāo)等關(guān)鍵技術(shù)的工程可實現(xiàn)性，為微波星載荷工程研制提供了可能。425 GHz頻段已達(dá)到太赫茲頻段，說明我國星載微波遙感技術(shù)已從毫米波邁向太赫茲頻段。

載荷進(jìn)行了同區(qū)域亮溫變化觀測試驗，部分通道4 h累積變化超過7 K，證明了3顆極軌氣象衛(wèi)星的時間分辨率無法覆蓋短時亮溫變化。由于臺風(fēng)旋轉(zhuǎn)等現(xiàn)象周期短，僅靠極軌衛(wèi)星覆蓋難以捕捉這些短時變化，因此靜止軌道高頻次觀測、對局部區(qū)域連續(xù)觀測具有重要意義。

在應(yīng)用方面，微波探測試驗載荷目前僅獲得亮溫數(shù)據(jù)，可進(jìn)一步進(jìn)行數(shù)據(jù)反演研究。對425 GHz頻段星載數(shù)據(jù)如何獲得氣象、環(huán)境領(lǐng)域等一些新的結(jié)果需要進(jìn)一步研究。已獲得的低分辨率靜止軌道微波數(shù)據(jù)后續(xù)也可嘗試同化進(jìn)入模式，對效果進(jìn)行分析。此外還可嘗試進(jìn)行月球、射電星等觀測，研究靜止軌道微波氣象衛(wèi)星全口徑定標(biāo)方法。

在硬件研制方面，由于搭載空間限制，微波探測試驗載荷天線口徑僅為160 mm，如需實現(xiàn)靜止軌道微波氣象衛(wèi)星54 GHz頻段50 km空間分辨率指標(biāo)，后續(xù)需研制5 m口徑天線系統(tǒng)，因此還需解決大口徑高精度天線反射面加工制造、形面測量、熱變形控制等關(guān)鍵技術(shù)。天饋與接收定標(biāo)部分系統(tǒng)集成后，全系統(tǒng)測試、定標(biāo)等關(guān)鍵技術(shù)也需進(jìn)一步研究。

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