潘高偉，張棲誠，陳曉杰，江 君，胡建梅，王 萌，靳 浩，秦高明

（上海衛(wèi)星工程研究所，上海 201109）

0 引言

微波探測信號來自地球-大氣發(fā)射、散射效應(yīng)，特定波段的微波輻射能部分程度地穿透非降水云，甚至中等強(qiáng)度的降雨區(qū)。因此，微波探測可實(shí)現(xiàn)光學(xué)遙感和紅外遙感所不具備的全天時(shí)、全天候觀測。極軌氣象衛(wèi)星搭載的微波載荷能夠?yàn)閿?shù)值天氣預(yù)報(bào)系統(tǒng)提供12 h 一次的大氣三維結(jié)構(gòu)信息，由于受時(shí)間分辨率所限，極軌衛(wèi)星難以監(jiān)測突發(fā)和快速發(fā)展的天氣系統(tǒng)。靜止軌道衛(wèi)星可以提供連續(xù)的半球或區(qū)域觀測，滿足高動(dòng)態(tài)變化天氣現(xiàn)象的探測需求，可實(shí)現(xiàn)極軌微波遙感所不具備的高頻次觀測，對臺(tái)風(fēng)、強(qiáng)對流等快速演變的天氣系統(tǒng)進(jìn)行有效監(jiān)測，同時(shí)在獲得大尺度的溫濕度廓線數(shù)據(jù)后進(jìn)行數(shù)值天線預(yù)報(bào)。

目前，國際上對地球靜止軌道微波載荷的研究尚處于地面研制階段，無在軌運(yùn)行實(shí)例。文獻(xiàn)［2］提及美國開展了地球同步微波（Geosynchronous Microwave，GEM）項(xiàng)目的研究。GEM 采用孔徑為2 m 的卡塞格倫天線。歐洲開展了3 m 探測孔徑GOMAS研究項(xiàng)目，而GeoStar采用固定式的Y形天線稀疏陣列的綜合孔徑微波體制，該項(xiàng)目完成了54 GHz 地面縮比樣機(jī)的研制。謝振超等研制了微波探測試驗(yàn)載荷，搭載于風(fēng)云四號A 星進(jìn)行在軌試驗(yàn)，驗(yàn)證了在靜止軌道上進(jìn)行真實(shí)孔徑體制微波遙感探測的有效性。靜止軌道衛(wèi)星不同于低軌衛(wèi)星，衛(wèi)星在地球靜止軌道精確定點(diǎn)，因此，衛(wèi)星需要布置大容量的貯箱用于貯存推進(jìn)劑。為了實(shí)現(xiàn)在靜止軌道50 km（@50 GHz）空間分辨率的指標(biāo)，天線口徑須達(dá)到5 m，天線主反射面電尺寸達(dá)到7 000 倍波長，而目前現(xiàn)有的運(yùn)載整流罩包絡(luò)都無法滿足天線口徑的要求。

本文主要針對靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星構(gòu)型進(jìn)行研究。首先對實(shí)孔徑微波探測特點(diǎn)進(jìn)行分析，給出天線口徑與空間分辨率的關(guān)系，介紹載荷系統(tǒng)組成。其次針對載荷系統(tǒng)集成度高、機(jī)械尺寸和跨距大等工程實(shí)際難題，提出實(shí)孔徑微波載荷與平臺(tái)一體化構(gòu)型方案。最后通過力學(xué)仿真分析與地面力學(xué)試驗(yàn)驗(yàn)證該構(gòu)型方案切實(shí)可行。

1 實(shí)孔徑微波探測特點(diǎn)與載荷系統(tǒng)組成

1.1 實(shí)孔徑微波探測原理

微波載荷主要有實(shí)孔徑和綜合孔徑2 種探測體制：實(shí)孔徑體制微波載荷是通過對各空間位置亮溫值逐個(gè)測量，組成整個(gè)視場亮溫；而綜合孔徑體制微波載荷則由空間頻譜逐個(gè)測量，傅里葉變化后疊加組成視場亮溫。2種探測體制的原理如圖1所示。

圖1 2 種體制探測原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the detection principles of two systems

實(shí)孔徑微波載荷是通過反射面天線聚集能量，接收物體微波輻射，借助機(jī)械掃描獲得被測場景不同部分的微波輻射，并通過系統(tǒng)定標(biāo)來建立測量值與輻射值之間的對應(yīng)關(guān)系。

實(shí)孔徑體制微波載荷探測區(qū)域可以根據(jù)衛(wèi)星的應(yīng)用業(yè)務(wù)需求進(jìn)行在軌設(shè)置。實(shí)孔徑體制也可觀測星下圓盤任意區(qū)域與位置，靈活性好，可探測其機(jī)械掃描范圍內(nèi)的任意位置，能在軌靈活改變觀測區(qū)域和觀測頻次，滿足各種尺度應(yīng)用需求，特別適用于對臺(tái)風(fēng)、流域性降水等災(zāi)害性天氣連續(xù)跟蹤監(jiān)測。

1.2 天線口徑與空間分辨率

實(shí)孔徑體制微波載荷的空間分辨率由天線口徑、工作頻段、探測距離決定，具體計(jì)算式如下：

式中：Δ

ρ

為空間分辨率；

k

為加權(quán)因子，一般為1.22；

λ

為工作波長；

D

為天線口徑；

H

為衛(wèi)星運(yùn)行軌道高度。

靜止軌道衛(wèi)星運(yùn)行在距離地球35 991 km 的高空。不同微波頻段的空間分辨率與天線口徑的關(guān)系如圖2 所示。

圖2 空間分辨率與天線口徑的關(guān)系Fig.2 Relationship between the spatial resolution and the antenna aperture

從圖2 可以看出，不同頻段的星下點(diǎn)空間分辨率隨著實(shí)孔徑天線口徑增大而提升，在天線口徑由2 m 增大到5 m 后，星下點(diǎn)分辨率提升更為顯著。要實(shí)現(xiàn)50 GHz 微波探測50 km 的空間分辨率，實(shí)孔徑微波載荷的天線口徑要達(dá)到5 m。

1.3 實(shí)孔徑微波載荷系統(tǒng)

實(shí)孔徑體制微波載荷是采用口徑天線聚焦能力來測量物體微波輻射的系統(tǒng)，一般由反射面天線子系統(tǒng)和準(zhǔn)光系統(tǒng)（從部組件的系統(tǒng)集成面，將定標(biāo)子系統(tǒng)、準(zhǔn)光學(xué)饋電網(wǎng)絡(luò)子系統(tǒng)和接收機(jī)子系統(tǒng)等定義為準(zhǔn)光系統(tǒng)）等組成。

為了提升微波載荷的靈敏度和主波束效率，微波載荷采用偏饋卡塞格倫三反射面天線形式，其工作原理如圖3 所示。場景信號經(jīng)由天線主反射面反射到第一副射面，通過第二副反射面反射到載荷旋轉(zhuǎn)掃描鏡，經(jīng)由準(zhǔn)光饋電網(wǎng)絡(luò)頻率分離和極化篩選，實(shí)現(xiàn)不同頻段電磁輻射信號按頻率與極化分離，再通過波導(dǎo)系統(tǒng)饋送至各通道對應(yīng)的接收機(jī)以獲取場景信號。

圖3 微波載荷工作原理Fig.3 Working principle diagram of microwave payload

2 實(shí)孔徑微波載荷與平臺(tái)一體化構(gòu)型

實(shí)孔徑微波載荷與平臺(tái)一體化構(gòu)型設(shè)計(jì)，是在地球靜止軌道衛(wèi)星轉(zhuǎn)移過渡軌道消耗大量推進(jìn)劑的要求、實(shí)孔徑微波載荷的工作方式、載荷和整星熱控要求等衛(wèi)星總體需求的基礎(chǔ)上，針對衛(wèi)星實(shí)孔徑微波載荷攜帶大口徑天線的特點(diǎn)，在滿足衛(wèi)星各分系統(tǒng)需求和運(yùn)載火箭整流罩等各種約束條件下開展的。

2.1 準(zhǔn)光學(xué)系統(tǒng)內(nèi)嵌三貯箱平鋪

靜止軌道衛(wèi)星需要攜帶大容量推進(jìn)劑實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星在地球靜止軌道的定點(diǎn)，因此，在衛(wèi)星平臺(tái)構(gòu)型設(shè)計(jì)時(shí)要充分考慮大容量貯箱的布置。微波載荷準(zhǔn)光系統(tǒng)由定標(biāo)子系統(tǒng)、準(zhǔn)光學(xué)饋電網(wǎng)絡(luò)子系統(tǒng)和接收機(jī)子系統(tǒng)等子系統(tǒng)和部組件構(gòu)成，系統(tǒng)集成度高，機(jī)械尺寸和跨距大；載荷準(zhǔn)光系統(tǒng)饋電網(wǎng)絡(luò)和接收機(jī)子系統(tǒng)內(nèi)部單機(jī)對溫度一致要求較高。

如圖4 所示，衛(wèi)星平臺(tái)截面形式采用四邊形，充分利用衛(wèi)星中心承力筒內(nèi)的空間，大貯箱安裝在衛(wèi)星中心承力筒內(nèi)，用以裝填氧化劑；2 個(gè)小貯箱沿衛(wèi)星中心對稱安裝在衛(wèi)星層板的兩側(cè)，用以裝填燃燒劑。同時(shí)，準(zhǔn)光學(xué)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)內(nèi)嵌衛(wèi)星平臺(tái)的設(shè)計(jì)方案，不僅充分利用衛(wèi)星平臺(tái)內(nèi)的空間，還有利于準(zhǔn)光系統(tǒng)的熱控。

圖4 準(zhǔn)光系統(tǒng)內(nèi)嵌三貯箱平鋪Fig.4 Built-in quasi-optical system with three tiled tanks

2.2 天線統(tǒng)籌布局

為實(shí)現(xiàn)整星的可靠入軌和在軌工作，綜合考慮了天線型面精度要求、整星布局空間及運(yùn)載整流罩的包絡(luò)要求，對天線進(jìn)行折疊收攏，使天線在入軌過程中完全收納于整流罩內(nèi)。

天線分割如圖5 所示，天線主反分割成3 塊，左右兩邊超出包絡(luò)的部分設(shè)計(jì)成展開收攏形式，分別為天線主反固定面、天線主反展開面1、天線主反展開面2。

圖5 天線主反劃分區(qū)域圖Fig.5 Antenna main reflectordivision area map

匹配微波載荷三反卡塞格倫天線探測視場，第1、2 副反在軌展開位置如圖6 所示，2 個(gè)副反展開后跨距達(dá)到5 m。采用全碳纖維展開臂實(shí)現(xiàn)副反在運(yùn)載整流罩內(nèi)可靠收攏，副反展開臂驅(qū)動(dòng)點(diǎn)安置在衛(wèi)星層板上，與準(zhǔn)光系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)連接，由此微波載荷系統(tǒng)與衛(wèi)星平臺(tái)實(shí)現(xiàn)了一體化設(shè)計(jì)。

圖6 副反收攏展開圖Fig.6 Vice anti-collapse expansion view

2.3 傳力路徑分析

靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星整星采用中心承力筒+蜂窩隔板封閉式艙段構(gòu)型。大口徑可展開天線子系統(tǒng)通過載荷艙桁架安裝在衛(wèi)星平臺(tái)頂板上，準(zhǔn)光系統(tǒng)通過2 個(gè)碳纖維隔框與衛(wèi)星中心承力筒直接連接。

衛(wèi)星總體構(gòu)型如圖7 所示，整星主傳力路徑為大口徑天線—載荷艙桁架—平臺(tái)頂板—平臺(tái)層板—平臺(tái)底板—中心承力筒下端框（星箭分離面），路徑簡潔，傳力效率高。

圖7 靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星總體構(gòu)型Fig.7 Overall configuration of a real-aperture microwave payload satellite in a geostationary orbit

3 仿真分析與地面試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 整星模態(tài)分析

為了驗(yàn)證靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星構(gòu)型方案切實(shí)可行，以及滿足運(yùn)載火箭發(fā)射的力學(xué)環(huán)境要求，采用了國際通用有限元分析軟件MSC/PATRAN、MSC/NASTRAN，建立了整星力學(xué) 分析模型，進(jìn)行有限元仿真分析，主要有整星模態(tài)分析和振動(dòng)響應(yīng)分析。

約束條件為星箭分離面固支，整星主要模態(tài)頻率見表1，仿真分析模型如圖8 所示。振型如圖9所示。

圖8 仿真分析模型Fig.8 Simulation analysis model

圖9 模態(tài)振型圖Fig.9 Mode shape diagram

表1 模態(tài)分析結(jié)果Tab.1 Modal analysis results

3.2 整星振動(dòng)響應(yīng)分析

根據(jù)運(yùn)載火箭給出的正弦振動(dòng)試驗(yàn)條件，取結(jié)構(gòu)阻尼比為0.05開展整星正弦振動(dòng)響應(yīng)分析，振動(dòng)試驗(yàn)條件見表2。

表2 正弦振動(dòng)試驗(yàn)條件Tab.2 Sinusoidal vibration test conditions

靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星構(gòu)型特點(diǎn)：自下而上衛(wèi)星主傳力路徑為底板—層板—頂板—桁架。各位置加速度響應(yīng)曲線如圖10 所示，經(jīng)分析主傳力路徑上的響應(yīng)分析結(jié)果見表3。

表3 主傳力路徑響應(yīng)分析結(jié)果Tab.3 Response analysis results of the main transmission force path

圖10 主傳力路徑加速度響應(yīng)放大倍數(shù)Fig.10 Acceleration response magnification of the main force transmission path

3.3 地面試驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星構(gòu)型方案仿真分析結(jié)果的有效性，在衛(wèi)星平臺(tái)結(jié)構(gòu)星、載荷工程樣機(jī)的基礎(chǔ)上，進(jìn)行了力學(xué)試驗(yàn)驗(yàn)證，主要有模態(tài)試驗(yàn)和振動(dòng)試驗(yàn)。衛(wèi)星振動(dòng)試驗(yàn)現(xiàn)場如圖11 所示。

圖11 衛(wèi)星振動(dòng)試驗(yàn)現(xiàn)場圖Fig.11 Satellite vibration test scene

3.3.1 模態(tài)試驗(yàn)驗(yàn)證

采用模態(tài)激振器進(jìn)行模態(tài)試驗(yàn)，模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果見表4，模態(tài)試驗(yàn)振型如圖12 所示。

圖12 模態(tài)試驗(yàn)振型圖Fig.12 Vibration shape diagram of the modal test

表4 模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Tab.4 Modal test results

從整星模態(tài)試驗(yàn)可以看出，衛(wèi)星

X

項(xiàng)一階頻率為12.08 Hz，

Y

項(xiàng)一階頻率為12.52 Hz，

Z

項(xiàng)一階頻率為41.54 Hz，3 項(xiàng)均滿足運(yùn)載提出的指標(biāo)要求。

3.3.2 整星振動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證

整星驗(yàn)收級振動(dòng)試驗(yàn)采用35 t 振動(dòng)臺(tái)。圖13為衛(wèi)星主傳力路徑上響應(yīng)放大倍數(shù)，振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果見表5。

表5 振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果Tab.5 Vibration test results

圖13 衛(wèi)星主傳力路徑頻率響應(yīng)放大倍數(shù)Fig.13 Magnification of the frequency response of the satellite main force transmission path

振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果表明：衛(wèi)星主傳力結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)放大傳遞隨衛(wèi)星結(jié)構(gòu)高度的增加而增大，曲線順滑無突變，衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)剛度特性較好。

4 結(jié)束語

國內(nèi)外對靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷衛(wèi)星研究尚處于起步階段。本文在靜止軌道實(shí)孔徑微波載荷（50 km@50 GHz 空間分辨率要求，天線口徑需要達(dá)到5 m）衛(wèi)星構(gòu)型方案研究的基礎(chǔ)上，開展衛(wèi)星結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和有限元仿真分析，并通過研制衛(wèi)星結(jié)構(gòu)星和微波載荷工程樣機(jī)進(jìn)行地面試驗(yàn)驗(yàn)證，得到如下結(jié)論：

1）整星基頻滿足運(yùn)載對衛(wèi)星的剛度要求。衛(wèi)星一階模態(tài)實(shí)測值和計(jì)算分析值都滿足運(yùn)載火箭要求。

2）振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果表明：衛(wèi)星結(jié)構(gòu)穩(wěn)定、性能良好，整星的響應(yīng)傳遞良好，主傳力路徑上的各項(xiàng)總體上隨高度的增加而增大，不存在響應(yīng)突變的現(xiàn)象；大口徑天線對整星振動(dòng)環(huán)境適應(yīng)能力強(qiáng)，在驗(yàn)收級環(huán)境試驗(yàn)條件下載荷天線安裝桁架響應(yīng)放大控制在7 倍以內(nèi)。

3）該研究成果為靜止軌道微波探測衛(wèi)星的研制打下了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)，同時(shí)也可為后續(xù)靜止軌道衛(wèi)星總體和載荷設(shè)計(jì)提供借鑒。