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(guó)家衛(wèi)星氣象中心,北京 100081;3. 中國(guó)科學(xué)院微波遙感技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100190; 4. 上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

0 引言

強(qiáng)對(duì)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(zhǎng)的回歸周期限制了其在災(zāi)害性天氣監(jiān)測(cè)預(yù)警中的作用。靜止軌道氣象衛(wèi)星可實(shí)現(xiàn)對(duì)大氣全天時(shí)連續(xù)監(jiān)測(cè),典型時(shí)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(bào)提供實(shí)時(shí)有效的監(jiān)測(cè)。將靜止軌道遙感探測(cè)的高時(shí)效性和微波對(duì)云雨大氣獨(dú)具的穿透性相結(jié)合，利用靜止軌道微波探測(cè)衛(wèi)星可實(shí)現(xiàn)對(duì)快速變化的臺(tái)風(fēng)、暴雨等災(zāi)害性天氣的全天候、全天時(shí)的定量監(jiān)測(cè)預(yù)警，及大氣溫濕度廓線的探測(cè)。

微波輻射計(jì)是通過(guò)測(cè)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(shí)現(xiàn)頻段較高，可用于靜止軌道微波氣象遙感探測(cè)。目前在軌對(duì)地遙感微波輻射計(jì)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(guó)、歐洲和中國(guó)研制了若干地球外天體及宇宙背景觀測(cè)載荷，如1987年美國(guó)發(fā)射的先驅(qū)者1號(hào)搭載的金星高層大氣探測(cè)器，2004年歐洲空間局(ESA)發(fā)射的羅塞塔(Rosetta)彗星探測(cè)器搭載的微波探測(cè)儀MIRO，2007年中國(guó)發(fā)射的“嫦娥一號(hào)”探月衛(wèi)星搭載的微波探測(cè)儀[2-3]，2009年歐洲發(fā)射的用于觀測(cè)宇宙背景輻射的Planck射電天文望遠(yuǎn)鏡等。對(duì)于地球靜止軌道微波探測(cè)，在真實(shí)孔徑體制方面，美國(guó)開(kāi)展了2 m探測(cè)口徑GEM 研究項(xiàng)目[4]，歐洲開(kāi)展了3 m探測(cè)口徑GOMAS研究項(xiàng)目[5-6]；在綜合孔徑體制方面，美國(guó)開(kāi)展了基于固定式Y(jié)形陣列的Geostar研究項(xiàng)目[7-8]，歐洲開(kāi)展了基于自旋的Y形天線陣列旋轉(zhuǎn)成像的GAS研究項(xiàng)目，然而以上靜止軌道微波探測(cè)項(xiàng)目均無(wú)星載計(jì)劃。

我國(guó)在“十一五”至“十二五”期間開(kāi)展了地球靜止軌道微波輻射計(jì)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(xiǎn)，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(hào)(FY-4)光學(xué)星平臺(tái)資源，搭載一臺(tái)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷開(kāi)展在軌試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)以下驗(yàn)證目的：

1) 評(píng)價(jià)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(yàn)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(yàn)?zāi)繕?biāo)及平臺(tái)條件，對(duì)靜止軌道微波探測(cè)載荷進(jìn)行指標(biāo)論證和系統(tǒng)設(shè)計(jì)，并進(jìn)行地面測(cè)試驗(yàn)證，然后對(duì)在軌遙感曲線、靈敏度進(jìn)行分析計(jì)算，對(duì)遙感數(shù)據(jù)進(jìn)行交叉比對(duì)，開(kāi)展連續(xù)觀測(cè)試驗(yàn)和掃描成像試驗(yàn)及結(jié)果分析，最后對(duì)載荷研制及在軌測(cè)試情況進(jìn)行總結(jié)。

1 指標(biāo)論證

風(fēng)云四號(hào)衛(wèi)星是我國(guó)第二代靜止軌道氣象衛(wèi)星，裝載多通道掃描成像輻射計(jì)、干涉式大氣垂直探測(cè)儀、閃電成像儀和空間環(huán)境監(jiān)測(cè)儀器包等先進(jìn)有效載荷。衛(wèi)星采用SAST5000平臺(tái)，其對(duì)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(duì)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(cè)儀之間有搭載試驗(yàn)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(cè)試驗(yàn)載荷星上安裝位置如圖1所示。

載荷共有10個(gè)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(cè)試驗(yàn)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(duì)大氣溫濕度廓線進(jìn)行探測(cè)，故搭載試驗(yàn)載荷頻段應(yīng)包括溫濕度廓線探測(cè)頻段。54 GHz為最重要的大氣溫度廓線探測(cè)頻段；425 GHz為中高層大氣溫度廓線探測(cè)頻段，頻率最高，且無(wú)星載工作先例；183 GHz為最重要的大氣濕度廓線探測(cè)頻段。

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

3) 需驗(yàn)證毫米波、亞毫米波接收技術(shù)，選擇頻段至少需包含1個(gè)毫米波段和1個(gè)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(gè)頻段作為載荷工作頻段。

183 GHz頻段共有5個(gè)可選擇通道，425 GHz頻段共有8個(gè)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(duì)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(gè)探測(cè)通道，便于交叉比對(duì)。由于425 GHz頻段較高，較難實(shí)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(gè)探測(cè)通道，具體載荷通道的選擇見(jiàn)表1。

表1 微波探測(cè)試驗(yàn)載荷通道選擇表

在極化方面，由于大氣廓線探測(cè)通道水平極化(H極化)與垂直極化(V極化)探測(cè)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(shí)現(xiàn)靜止微波探測(cè)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(lái)靜止軌道微波星需要5 m口徑天線)，未來(lái)微波載荷需要足夠的衛(wèi)星平臺(tái)空間。在目前搭載試驗(yàn)階段，由于平臺(tái)空間有限，無(wú)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(guò)適當(dāng)?shù)倪^(guò)采樣增加實(shí)際觀測(cè)像素點(diǎn)數(shù)。

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

表2 微波探測(cè)試驗(yàn)載荷主要性能指標(biāo)要求

2 系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

微波探測(cè)試驗(yàn)載荷采用真實(shí)孔徑、圓周掃描體系方案，由天饋?zhàn)酉到y(tǒng)、接收機(jī)子系統(tǒng)、信號(hào)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(gè)子系統(tǒng)組成。系統(tǒng)組成如圖2所示。

天饋?zhàn)酉到y(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(gè)偏置拋物面反射面。子系統(tǒng)采用極化柵網(wǎng)實(shí)現(xiàn)2個(gè)頻率的極化分離，用各自的饋源接收微波信號(hào)。

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(gè)頻段的接收機(jī)均采用超外差設(shè)計(jì)，包括接收機(jī)前端和中低頻。接收機(jī)前端將射頻信號(hào)下變頻至中頻信號(hào)進(jìn)行預(yù)放大，由中低頻接收機(jī)完成信號(hào)的中頻放大、濾波、平方律檢波、低頻放大和積分處理。

信號(hào)處理與控制子系統(tǒng)由信息單元、驅(qū)動(dòng)控制器和配電單元組成。信息單元對(duì)接收機(jī)輸出信號(hào)進(jìn)行采樣，并將數(shù)據(jù)傳輸給衛(wèi)星平臺(tái)。配電單元對(duì)接收機(jī)進(jìn)行供配電。驅(qū)動(dòng)控制器對(duì)掃描驅(qū)動(dòng)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(dòng)機(jī)構(gòu)組成。掃描驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)天線反射面作一維圓周運(yùn)動(dòng)，使載荷在一個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)依次接收觀測(cè)目標(biāo)、宇宙冷空背景和熱定標(biāo)源的微波輻射信號(hào)。掃描對(duì)應(yīng)區(qū)域?yàn)樾窍聢A盤赤道區(qū)域。

微波探測(cè)試驗(yàn)載荷設(shè)計(jì)有在軌和定標(biāo)兩類工作模式。定標(biāo)模式為天線口面對(duì)準(zhǔn)熱定標(biāo)源進(jìn)行觀測(cè)；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(cè)試驗(yàn)載荷采用天線口面周期兩點(diǎn)定標(biāo)方式。天線周期運(yùn)動(dòng)，對(duì)準(zhǔn)熱定標(biāo)源、冷空與地面觀測(cè)目標(biāo)。熱定標(biāo)源提供穩(wěn)定標(biāo)準(zhǔn)的高亮溫信號(hào)，冷空提供穩(wěn)定已知的低亮溫信號(hào)。對(duì)地觀測(cè)與過(guò)渡區(qū)域設(shè)計(jì)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(cè)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(shù)脂型吸波材料來(lái)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(cè)試驗(yàn)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(duì)425，183 GHz接收機(jī)采用主動(dòng)熱控，由于資源有限，未采用單獨(dú)的散熱措施。在超過(guò)最高規(guī)定溫度時(shí)實(shí)施關(guān)機(jī)，保證2個(gè)頻段接收機(jī)前端工作在0～35 ℃，2個(gè)頻段接收機(jī)中低頻工作在-5～40 ℃。

3 地面測(cè)試

完成微波探測(cè)試驗(yàn)載荷研制后，分別對(duì)載荷輻射性能和系統(tǒng)靈敏度進(jìn)行測(cè)試。載荷輻射性能采用天線近場(chǎng)測(cè)試系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)試，系統(tǒng)靈敏度采用實(shí)驗(yàn)室冷熱定標(biāo)方法進(jìn)行測(cè)試。

3.1 輻射性能測(cè)試

進(jìn)行系統(tǒng)輻射性能測(cè)試時(shí)，對(duì)天線子系統(tǒng)的183 GHz頻段方向進(jìn)行測(cè)試，測(cè)試頻點(diǎn)分別為174，183，192 GHz，各頻段輻射性能測(cè)試框圖如圖4所示，測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表3。

由于425 GHz達(dá)到亞毫米波段，國(guó)內(nèi)測(cè)試條件不具備，只能對(duì)425 GHz頻段輻射性能進(jìn)行仿真驗(yàn)證。

3.2 靈敏度測(cè)試

對(duì)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷靈敏度測(cè)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(duì)準(zhǔn)熱定標(biāo)源，模擬在軌熱定標(biāo)。

2) 在綜合測(cè)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(jì)算天線輸入亮溫。

4) 在綜合測(cè)試設(shè)備顯示器上第i(i:1～5)通道每掃描周期取1個(gè)熱定標(biāo)源的輸出電平VHin，1個(gè)冷定標(biāo)源的輸出電平VLin，讀取通道自動(dòng)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(gè)VHin取平均值為VHi，10 個(gè)VLin取平均值為VLi；根據(jù)10個(gè)VHin計(jì)算方差σHi。

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

7) 每個(gè)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(cè)試結(jié)果。

8) 靈敏度測(cè)試在接收機(jī)開(kāi)機(jī)2 h后進(jìn)行。

3.3 地面測(cè)試總結(jié)

系統(tǒng)頻率及帶寬直接通過(guò)測(cè)試接收機(jī)獲得，對(duì)地面性能測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表3和表4。

表3 主要技術(shù)指標(biāo)測(cè)試結(jié)果1

表4 主要技術(shù)指標(biāo)測(cè)試結(jié)果2

4 在軌試驗(yàn)

4.1 開(kāi)機(jī)試驗(yàn)

載荷交付衛(wèi)星總體后，隨整星參加各項(xiàng)試驗(yàn)。載荷裝星照片如圖5所示。

風(fēng)云四號(hào)A星于2016年12月11日發(fā)射。微波探測(cè)試驗(yàn)載荷于2016年12月20日14：49首次開(kāi)機(jī)試驗(yàn)。183，425 GHz接收機(jī)先后啟動(dòng)工作，驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)天線周期掃描，實(shí)現(xiàn)星下圓盤中地球赤道區(qū)域18 s連續(xù)觀測(cè)和載荷全口徑周期定標(biāo)，載荷各項(xiàng)遙感測(cè)量參數(shù)正常，中國(guó)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(gè)探測(cè)通道觀測(cè)數(shù)據(jù)經(jīng)定標(biāo)后均生成赤道區(qū)域?qū)崟r(shí)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(guò)程中，首先接收到星下圓盤西側(cè)的冷空信號(hào)，隨后天線對(duì)準(zhǔn)星下地球圓盤赤道區(qū)域，之后又接收到冷空信號(hào)，最后觀測(cè)熱定標(biāo)輻射源，與設(shè)計(jì)時(shí)序一致，驗(yàn)證了天線掃描設(shè)計(jì)和產(chǎn)品實(shí)現(xiàn)效果。

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

4.2 靈敏度測(cè)試

2016年12月20日至2017年1月7日，探測(cè)儀按照首次開(kāi)機(jī)試驗(yàn)步驟，進(jìn)行10次靈敏度探測(cè)試驗(yàn)，根據(jù)當(dāng)日儀器溫度情況，持續(xù)時(shí)長(zhǎng)為2.73～6.07 h，各次試驗(yàn)均采用18 s周期掃描模式進(jìn)行觀測(cè)。微波試驗(yàn)載荷在軌開(kāi)機(jī)具體時(shí)間見(jiàn)表5。

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

具體測(cè)試步驟如下：

1) 計(jì)算TL、TH。其中TL為2.7 K，TH為熱定標(biāo)源5個(gè)測(cè)溫點(diǎn)的均值。

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

表5 微波試驗(yàn)載荷在軌開(kāi)機(jī)具體時(shí)間

3) 每個(gè)掃描周期內(nèi)取20個(gè)熱源計(jì)數(shù)值，計(jì)算方差為σH。

靈敏度計(jì)算公式為

Nedt=σH×(TH-TL)/(VH-VL)

(1)

各通道靈敏度的每日均值計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖7和表6。

由圖7和表6可知，微波探測(cè)試驗(yàn)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(cè)試值驗(yàn)證了微波輻射計(jì)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(cè)區(qū)域和定標(biāo)源發(fā)射率與溫度穩(wěn)定性均會(huì)影響靈敏度測(cè)試結(jié)果，故載荷在軌性能驗(yàn)證了靜止軌道微波輻射計(jì)頻率分離、接收及定標(biāo)技術(shù)。

表6 靈敏度在軌測(cè)試結(jié)果與技術(shù)指標(biāo)的符合性

4.3 交叉比對(duì)試驗(yàn)

由于無(wú)靜止軌道微波遙感在軌工作先例，無(wú)法進(jìn)行同類軌道微波遙感數(shù)據(jù)交叉比對(duì)。采用極軌載荷先進(jìn)技術(shù)微波輻射計(jì)(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(duì)。

ATMS是新一代微波輻射計(jì)，其運(yùn)行平臺(tái)是國(guó)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(cè)從23～183 GHz的22個(gè)離散頻率上的地表和大氣微波輻射開(kāi)始，其中通道1～15為低頻探測(cè)通道(23～57 GHz)，主要用于探測(cè)大氣溫度廓線;通道16～22為高頻探測(cè)通道(88～183 GHz)，主要用于探測(cè)大氣濕度廓線。ATMS載荷18，20，22通道與微波探測(cè)試驗(yàn)載荷183 GHz頻段3個(gè)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(diǎn)空間分辨率為15.8 km，刈幅寬度為2 500 km，整個(gè)刈幅寬度內(nèi)共有96個(gè)足跡。微波探測(cè)試驗(yàn)載荷軌道高度為35 800 km，183 GHz星下點(diǎn)空間分辨率實(shí)測(cè)值為625 km。因此在ATMS的刈幅寬度內(nèi)，至少覆蓋3個(gè)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷波束足跡。交叉比對(duì)像元配準(zhǔn)圖如圖8所示。

通過(guò)計(jì)算FY-4微波探測(cè)試驗(yàn)載荷與ATMS載荷亮溫值偏差進(jìn)行交叉比對(duì)。由于微波探測(cè)試驗(yàn)載荷空間分辨率遠(yuǎn)大于ATMS載荷，故采用ATMS載荷多個(gè)足跡的亮溫平均值與對(duì)應(yīng)的微波探測(cè)試驗(yàn)載荷亮溫進(jìn)行比較?？臻g上，ATMS載荷選取微波探測(cè)試驗(yàn)載荷大足跡范圍內(nèi)的多個(gè)小足跡；時(shí)間上，規(guī)定大足跡與其范圍內(nèi)小足跡的最大時(shí)間間隔。具體計(jì)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(jì)算方法表示為

(4)

式中：ΔTB為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷與ATMS載荷亮溫差；TB, FY-4為微波探測(cè)試驗(yàn)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(gè)數(shù)；ti,j為ATMS第i列，第j行波束足跡對(duì)應(yīng)的探測(cè)時(shí)刻；t0為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷探測(cè)時(shí)刻；{x0,y0}為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷波束足跡中心點(diǎn)坐標(biāo)；{xci,j,yci,j}為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點(diǎn)坐標(biāo)；Δtmax為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷與ATMS載荷探測(cè)時(shí)刻間隔最大允許值；xFOV為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷空間分辨率；Re為地球半徑；Az0為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷波束足跡中心點(diǎn)與星下點(diǎn)經(jīng)度差；El0為微波探測(cè)試驗(yàn)載荷波束足跡中心點(diǎn)與星下點(diǎn)緯度差；Azi,j為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點(diǎn)與星下點(diǎn)經(jīng)度差；Eli,j為ATMS第i列，第j行波束足跡中心點(diǎn)與星下點(diǎn)緯度差。

根據(jù)式(2)～式(4)，按照以下步驟進(jìn)行交叉比對(duì)：

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(guò)風(fēng)云四號(hào)星下圓盤相近時(shí)間，進(jìn)行微波探測(cè)試驗(yàn)載荷探測(cè)，具體時(shí)間見(jiàn)表5。通過(guò)定標(biāo)定位獲得1級(jí)數(shù)據(jù)，與ATMS載荷對(duì)應(yīng)時(shí)間段的1級(jí)數(shù)據(jù)進(jìn)行比對(duì)，探測(cè)通道為(183±3)，(183±7) GHz。

2) 篩選微波探測(cè)試驗(yàn)載荷星下點(diǎn)(赤道、東經(jīng)99.5°)、星下點(diǎn)西相鄰足跡(赤道、東經(jīng)93.9°)、星下點(diǎn)東相鄰足跡(赤道、東經(jīng)105.1°)3個(gè)足跡范圍內(nèi)2載荷所有探測(cè)數(shù)據(jù)。

3) 對(duì)于每個(gè)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷符合要求的探測(cè)數(shù)據(jù)，在其足跡內(nèi)選取ATMS載荷所有探測(cè)數(shù)據(jù)，然后去除與微波探測(cè)試驗(yàn)載荷探測(cè)時(shí)間差大于10 min的ATMS載荷數(shù)據(jù)(Δtmax≤10 min)。

4) 判斷每個(gè)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷足跡內(nèi)的ATMS載荷探測(cè)數(shù)據(jù)標(biāo)準(zhǔn)差是否小于2 K，對(duì)于小于2 K 的情況，計(jì)算ATMS 載荷平均亮溫值與微波探測(cè)試驗(yàn)載荷亮溫值之差。

5) 此外，對(duì)微波探測(cè)試驗(yàn)載荷在赤道整個(gè)掃描條帶內(nèi)亮溫值與ATMS載荷探測(cè)亮溫值進(jìn)行趨勢(shì)對(duì)比。

具體對(duì)比結(jié)果見(jiàn)圖9～11。由圖9和圖10可知，兩個(gè)載荷(183±3)，(183±7) GHz通道星下點(diǎn)亮溫差值較為接近。在2 min時(shí)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(yàn)證了載荷定標(biāo)精度。由圖11可知，微波探測(cè)試驗(yàn)載荷與ATMS載荷變化趨勢(shì)一致。

對(duì)于星下點(diǎn)西相鄰足跡和星下點(diǎn)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(duì)應(yīng)的大氣探測(cè)路徑僅在觀測(cè)星下點(diǎn)時(shí)相同，在探測(cè)其他位置時(shí)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(diǎn)的亮溫值比較結(jié)果作為交叉比對(duì)結(jié)果，未來(lái)靜止軌道微波探測(cè)衛(wèi)星也可采用星下點(diǎn)數(shù)據(jù)進(jìn)行交叉比對(duì)，由于微波星分辨率與極軌載荷相當(dāng)，對(duì)比結(jié)果將更加接近真實(shí)情況。

4.4 同區(qū)域亮溫變化觀測(cè)試驗(yàn)

載荷具備對(duì)星下赤道區(qū)域連續(xù)觀測(cè)的條件。2017年1月3日載荷已連續(xù)觀測(cè)4 h，對(duì)星下點(diǎn)亮溫?cái)?shù)據(jù)隨時(shí)間變化進(jìn)行多項(xiàng)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(jiàn)表7。

3顆極軌衛(wèi)星時(shí)間分辨率為4 h，微波探測(cè)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(cè)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(cè)可獲得極軌載荷無(wú)法探知的亮溫變化。在軌實(shí)測(cè)結(jié)果說(shuō)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(yàn)

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(diǎn)至3點(diǎn)，微波探測(cè)試驗(yàn)載荷開(kāi)機(jī)，并采用18 s掃描模式連續(xù)觀測(cè)1 h，獲得200條掃描線，形成有效帶狀觀測(cè)區(qū)域。

根據(jù)觀測(cè)期間的軌道時(shí)刻、軌道半長(zhǎng)軸、軌道偏心率、軌道傾角、軌道升交點(diǎn)赤經(jīng)、軌道近地點(diǎn)幅角、軌道幅角、滾動(dòng)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(jì)算星下點(diǎn)經(jīng)度及星下點(diǎn)緯度。將對(duì)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(cè)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(diǎn)亮溫?cái)?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(cè)路徑不同，難以進(jìn)行直接比對(duì)。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(yǔ)

為驗(yàn)證靜止軌道微波遙感工程可實(shí)現(xiàn)性和關(guān)鍵技術(shù)，利用風(fēng)云四號(hào)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(cè)試驗(yàn)載荷。自2016年12月20日起，微波探測(cè)試驗(yàn)載荷進(jìn)行在軌探測(cè)試驗(yàn)，載荷各項(xiàng)遙測(cè)參數(shù)正常，超過(guò)了3個(gè)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(cè)數(shù)據(jù)經(jīng)分析比對(duì)，與世界上最先進(jìn)的載荷—美國(guó)ATMS觀測(cè)數(shù)據(jù)變化趨勢(shì)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(cè)試驗(yàn)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(yàn)，也向世界證明了真實(shí)孔徑體制微波輻射計(jì)可用于靜止軌道遙感探測(cè)。

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(jì)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(cè)亮溫與極軌載荷交叉比對(duì)結(jié)果基本一致，由此驗(yàn)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(shí)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(shuō)明我國(guó)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(cè)試驗(yàn)，部分通道4 h累積變化超過(guò)7 K，證明了3顆極軌氣象衛(wèi)星的時(shí)間分辨率無(wú)法覆蓋短時(shí)亮溫變化。由于臺(tái)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(shí)變化，因此靜止軌道高頻次觀測(cè)、對(duì)局部區(qū)域連續(xù)觀測(cè)具有重要意義。

在應(yīng)用方面，微波探測(cè)試驗(yàn)載荷目前僅獲得亮溫?cái)?shù)據(jù)，可進(jìn)一步進(jìn)行數(shù)據(jù)反演研究。對(duì)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(duì)效果進(jìn)行分析。此外還可嘗試進(jìn)行月球、射電星等觀測(cè)，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(cè)試驗(yàn)載荷天線口徑僅為160 mm，如需實(shí)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(cè)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(cè)試、定標(biāo)等關(guān)鍵技術(shù)也需進(jìn)一步研究。

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