王寧，馬靈玲，劉強，趙永光，騰格爾，劉耀開，高彩霞，劉恩超，張東輝，黎荊梅，王任飛，張貝貝，高海亮，吳驊，韓啟金，張?zhí)┤A，楊燕初，牛沂芳，鄭青川，歐陽光洲

1.中國科學院空天信息創(chuàng)新研究院 中國科學院定量遙感信息技術重點實驗室,北京 100094;

2.中國科學院合肥物質科學研究院 中國科學院通用光學定標與表征技術重點實驗室,合肥 230031;

3.中國科學院地理科學與資源研究所,北京 100085;

4.中國資源衛(wèi)星應用中心,北京 100094;

5.內(nèi)蒙古北方重工業(yè)集團有限公司,包頭 014033

1 引言

衛(wèi)星遙感覆蓋范圍廣、信息獲取速度快，已廣泛應用于農(nóng)業(yè)、林業(yè)、地質、環(huán)保、海洋、氣象、測繪、水文、減災、軍事、教育等領域。作為遙感載荷→觀測數(shù)據(jù)→信息產(chǎn)品這一技術鏈路的源頭，遙感載荷在軌性能呈現(xiàn)普遍的退化現(xiàn)象，以美國EO?1/Hyperion 載荷為例，其入軌運行前兩年間可見光—近紅外譜段出現(xiàn)8%的漂移，短波紅外譜段漂移更是高達18%，而在其后的10 年間年際平均變化超過1%（Franks等，2017）。盡管到目前為止，已經(jīng)發(fā)展了包括星上定標（Xiong 等，2003；Markham 等，2014）、交叉定標（Chander等，2013）、外場替代定標（Thome 等，1997）等多種在軌定標方式，然而，將不同定標手段追溯至統(tǒng)一的輻射基準，從而確保不同衛(wèi)星數(shù)據(jù)產(chǎn)品間的穩(wěn)定性與一致性，仍是國際對地觀測領域的難點之一。特別面向未來爆炸式增長的衛(wèi)星對地觀測技術，該需求更為迫切。

在軌定標的核心在于將空天遙感觀測量與高穩(wěn)定、高可靠、可追溯的輻射定標源進行比對，將觀測量量值追溯至已有的基準。本世紀初歐美和中國先后提出了“TRUTHS”（Fox 等，2003）、“CLARREO”（Wielicki 等，2013）和空間輻射基準研究計劃（Zhang 等，2020），將輻射基準搬至空間衛(wèi)星平臺形成空間輻射基準平臺，通過空間輻射基準平臺與其他衛(wèi)星同時觀測地面目標的方式，由空間輻射基準平臺獲得地面目標的基準數(shù)據(jù)，進而利用基準數(shù)據(jù)對其他衛(wèi)星實施在軌定標的方式，保證其他衛(wèi)星在軌輻射定標的精度與可追溯性。一般空間輻射基準平臺均采用低軌軌道衛(wèi)星平臺，例如CLARREO 設計軌道高度600 km左右，在盡量減少軌道控制燃料消耗的同時，盡可能降低發(fā)射代價，并且其低于典型825 km 太陽同步軌道衛(wèi)星高度（NPP，JPSS，METOP 等）以盡可能增加與這些衛(wèi)星的交叉匹配機會（Wielicki等，2013）。TRUTHS 也出于類似的考慮，采用了609 km 高度90°軌道設計（Fox 和Green，2020）。但低軌衛(wèi)星的重訪周期仍較長，CLARREO 和TRUTHS 的軌道重訪周期都是61 d，考慮到匹配點分布于全球范圍，缺乏局地地表、大氣先驗，由此導致實際地物下墊面均勻性、地表BRF、大氣環(huán)境擾動、時空匹配誤差等將成為基于空間輻射基準平臺進行光學載荷輻射定標的主要誤差源（Fox 和Green，2020），導致輻射基準傳遞定標應用效益難以有效發(fā)揮。

從20 世紀40 年代發(fā)展起來的高空科學氣球，是在臨近空間進行高空科學觀測和實驗的良好平臺。高空科學氣球通常飛行于海拔20—35 km 高空。由于高空科學氣球造價低廉、組織飛行便捷、試驗周期短，因此越來越受到科學工作者的青睞。高空科學氣球被廣泛應用于高能天體物理、宇宙線、紅外天文、大氣物理、大氣化學、地面遙感、高空物理、生理、微重力實驗等方面的研究，同時也可以作為空間技術驗證的平臺（Doi等，2019；Takahashi 和Aoki，2018；Mukherjee 等，2016）。高空科學氣球飛行于平流層中層左右的高度，對于主要關注地球出射輻射量的對地觀測遙感而言，該高度之下集中了絕大部分空氣質量以及幾乎全部的天氣現(xiàn)象。由于大氣時空變化較為復雜的對流層對大氣輻射傳輸過程的影響，也可被臨近空間高空科學氣球平臺搭載的載荷觀測，也就是說臨近空間傳遞定標過程非常逼近空間輻射基準平臺的工作狀態(tài)。同時，相比于低軌空間輻射基準平臺而言，高空科學氣球平臺還具有如下優(yōu)勢：（1）高空科學氣球通過微調飛行高度，利用不同高度的風速風向，可以實現(xiàn)區(qū)域長時駐留式觀測，增加局部區(qū)域的觀測量，更加利于不同衛(wèi)星與其進行交叉比對；（2）高空科學氣球載荷具有可回收的優(yōu)勢，可以在飛行前后對其上所搭載的輻射基準載荷進行標定，對基準的追溯提供更好的保障；（3）高空科學氣球平臺飛行高度比衛(wèi)星低，對地觀測目標的分辨率更高，利于與高分辨率遙感衛(wèi)星間的比對。

NASA 在其CLARREO 探路者任務（CLARREO Pathfinder mission）中，研制了氣候科學研究高光譜成像儀HySICS（HyperSpectral Imager for Climate Science）用作空間輻射基準載荷原理樣機，于2013 年和2014 年開展了兩次高空科學氣球搭載HySICS 的飛行試驗，為輻射基準載荷原理驗證以及CLARREO 任務的論證提供了科學數(shù)據(jù)（Kopp等，2014，2017）。隨著中國在空間輻射基準設施研制方面的不斷推進，探索利用高空科學氣球平臺進行輻射傳遞定標系統(tǒng)驗證，將有助于空間輻射基準載荷及空間輻射基準傳遞方式的改進，空間輻射基準傳遞定標方法的驗證與完善，以及高空科學氣球平臺在新的科學應用領域的拓展。

本文利用搭載于臨近空間高空科學氣球平臺的參考載荷對衛(wèi)星光學載荷進行定標，通過搭載輻射基準或參考載荷和待定標衛(wèi)星對同一區(qū)域進行成像，進而基于輻亮度基定標原理實現(xiàn)定標（Slater 等，1987；王敏 等，2014）。然而，與飛機平臺搭載方式相比，由于通常飛行高度有限，還需同步獲取飛機—衛(wèi)星路徑上消光、探空及常規(guī)氣象觀測，以進一步修正衛(wèi)星與飛機之間的大氣影響。高空科學氣球飛行高度上能夠規(guī)避大部分大氣吸收、散射影響，降低大氣輻射傳輸模擬誤差。但高空科學氣球飛行航跡可控性較弱。因此，在輻亮度基法基礎上，相對簡化大氣路徑補償?shù)耐瑫r，需要更多考慮到時空匹配方面的問題。因此，本文開展的衛(wèi)星定標試驗與傳統(tǒng)基于飛機平臺的輻亮度基法替代定標工作仍有所差異。本文將介紹高空科學氣球搭載可見—短波紅外輻亮度計的并針對衛(wèi)星光學載荷進行輻射定標試驗情況，闡述適用于臨近空間獲取的參考數(shù)據(jù)對衛(wèi)星光學載荷進行輻射定標方法，并對試驗結果進行初步的分析與總結。

2 臨近空間輻射定標演示系統(tǒng)描述

2.1 系統(tǒng)總體構成情況

臨近空間輻射定標演示系統(tǒng)由高空科學氣球平臺分系統(tǒng)、高空科學氣球有效載荷分系統(tǒng)構成，如圖1所示。

圖1 臨近空間輻射定標演示系統(tǒng)組成圖Fig.1 The composition of stratospheric radiometric calibration demonstration system

高空科學氣球平臺分系統(tǒng)在臨近空間平穩(wěn)飛行，有效載荷的搭載平臺，同時也為其提供電能和數(shù)據(jù)傳輸?shù)闹С?。高空科學氣球平臺分系統(tǒng)包含球體、能源、飛控、測控等子系統(tǒng)。其中，球體子系統(tǒng)為高空科學氣球系統(tǒng)升空和駐空飛行提供浮升力，并為有效載荷提供裝載平臺；能源子系統(tǒng)為平臺自有設備和有效載荷提供能源；飛控子系統(tǒng)執(zhí)行飛行控制；測控子系統(tǒng)對氣球平臺實施跟蹤定位，實時遙測遙控飛行參數(shù)和設備工作狀態(tài)、采集與傳輸飛行數(shù)據(jù)。

有效載荷分系統(tǒng)包括可見—短波紅外高光譜輻亮度計參考載荷，負責在臨近空間實施對地觀測，并采集地表輻射數(shù)據(jù)。高空位置姿態(tài)測量系統(tǒng)（POS）與可見—短波紅外高光譜輻亮度計進行固連，負責記錄觀測時刻載荷的位置以及姿態(tài)信息，用于解算實際成像的地理空間位置。

2.2 可見—短波紅外高光譜參考輻亮度計載荷介紹

2.2.1 載荷基本情況

可見—短波紅外高光譜參考輻亮度計（以下簡稱輻亮度計）是系統(tǒng)中最核心的觀測設備，用于獲取觀測視場范圍內(nèi)的輻射亮度。輻亮度計有3 個分光單元獨立的模塊，其中：可見近紅外波段（VNIR，0.4—0.95 μm）模塊，探測通道數(shù)512，光譜分辨率優(yōu)于3.5 nm；短波紅外波段1（SWIR1，0.95—1.65 μm）模塊，探測通道數(shù)256，光譜分辨率優(yōu)于10 nm；短波紅外波段2（SWIR2，1.65—2.4 μm）模塊，探測通道數(shù)256，光譜分辨率優(yōu)于12 nm。為實現(xiàn)載荷球載搭載并保證實際工作環(huán)境下的穩(wěn)定性，無準直光路，無運動部件，元件全固化，保證結構可靠性和波長穩(wěn)定性。由于該儀器測量不確定度主要受探測器溫度的影響，為此設計了針對探測器的溫控單元，在實驗室以及低溫低壓環(huán)境下均保證了0.1 ℃的控制精度。另外，為避免飛行試驗過程惡劣環(huán)境影響，載荷殼體采用全密封設計，以防止沙塵、水汽等的影響，保障內(nèi)部光機電系統(tǒng)正常工作。輻亮度計結構與實物圖如圖2所示。

圖2 可見—短波紅外輻亮度計Fig.2 The visible?shortwave infrared radiometer

2.2.2 載荷實驗室溯源定標

為了完成高空氣球飛行試驗中基于輻亮度計觀測數(shù)據(jù)的比對，儀器參加試驗前分別開展了實驗室光譜定標與輻射定標實驗。

根據(jù)輻亮度計光譜模塊的波段劃分，輻亮度計的光譜定標實驗分為3個光學分光模塊進行，分別利用譜線燈作為光源進行測試，獲得波長—像元的對應關系，并進行多項式擬合，如圖3 所示，根據(jù)圖中結果可以得到，可見—近紅外光學模塊光譜范圍為339.7—947.2 nm，短波紅外1模塊的波段范圍為881.4—1698.4 nm，短波紅外2 模塊的波段范圍為1601.6—2525.8 nm。

圖3 輻亮度計各模塊實驗室光譜定標結果Fig.3 The laboratory spectral calibration results for the visible?shortwave infrared radiometer

輻亮度計通過輻射定標可獲得其光譜輻亮度響應度，主要標準傳遞裝置為“標準燈—參考板輻亮度傳遞裝置”，其中標準燈為NIST提供，其光譜輻照度值溯源于NIST 高溫黑體，參考板為聚四氟乙烯參考板，其方向反射比溯源于中科院CNAS實驗室的標準反射比測量裝置。輻亮度計利用“標準燈—參考板輻亮度傳遞裝置”進行定標的測試現(xiàn)場如圖4所示。

圖4 輻亮度計實驗室輻射定標現(xiàn)場圖Fig.4 Laboratory radiometric calibration for the radiometer

依據(jù)JJF1059－1999《測量不確定度評定與表示》，評估計算光譜亮度參考輻射儀的輻亮度定標不確定度。輻射定標的不確定度來源包括：儀器信號值的測量不確定度U(S)，標準燈的輻照度不確定度U(Eλd)，參考板的方向反射率測量不確定度U(ρλ)、儀器的波長定標準確性U(λc)，距離測量不確定度U(d)合成不確定度U可以表示為

通過計算得到的各項不確定度因素貢獻，依據(jù)不確定度計算式（1），最終計算得到合成不確定度如表1所示，根據(jù)計算結果，研制的光譜亮度參考輻射儀測量不確定度優(yōu)于1.42%。

表1 輻亮度計實驗室輻射定標不確定度估計Table 1 Uncertainty budget of laboratory radiometric calibration of radiometer

2.2.3 輻亮度計視場、觀測模式及其影響分析

飛行試驗時，輻亮度計采用直接對地連續(xù)觀測的方式，一個測量周期內(nèi)，VNIR、SWIR1 和SWIR2 模塊順次工作，并將10 次觀測平均作為最終的測量資料。該模式下VNIR、SWIR1 和SWIR2模塊的觀測時長分別約為10 s、5 s 和5 s，一個周期總時長約20 s。由于模塊順次觀測的影響，各模塊觀測視場并不是完全重合，而是與飛行速度（高空風速）相關的函數(shù)。如圖5 所示，輻亮度計視場角為3°，在飛行海拔高度25 km時視場直徑為1152.2 m，在32 km 時為1518.8 m（扣除地表高程影響），在5 m/s 的典型飛行高度風速條件下，可見光模塊觀測像元與紅外1模塊觀測像元的重疊率約為93.3%，與紅外2 模塊的重疊率約為89.9%，紅外1 模塊與紅外2 模塊的重疊率約為96.6%，兩次相鄰觀測的重疊率為86.5%。當風速更小時，則意味著更高的重疊率?？紤]到氣球飛行速度普遍較低，重疊率較高的因素，考慮所經(jīng)過的地面相對比較均一時，可以認為能夠獲得地面均勻場的重復觀測數(shù)據(jù)。實驗過程中，為監(jiān)測數(shù)據(jù)獲取情況，也抽取了部分數(shù)據(jù)進行實時下傳與檢查。

圖5 可見—短波紅外輻亮度計各模塊觀測足印位置關系Fig.5 Relative footprint for each module in visible?shortwave infrared radiometer

2.3 高空科學氣球平臺關鍵設計

高空科學氣球平臺的組成在2.1節(jié)中有所描述。平臺設計中球體體積非常關鍵，其與飛行高度、載荷重量直接相關。從開展衛(wèi)星光學輻射定標的科學目標出發(fā)，飛行高度越高則越能接近衛(wèi)星在大氣層頂（TOA）的觀測量值。因而，對不同高度下觀測的輻亮度與TOA 輻亮度進行了模擬，選用中緯度夏季大氣（適用于試驗開展地區(qū)一般情況），在400—2500 nm 范圍內(nèi)的比對情況如圖6（a）所示。可見在對流層內(nèi)的高度上，藍光波段（400—500 nm）以及大氣水汽吸收帶內(nèi)還存在較大的差異；當平臺處于海拔18 km 高度以上，整個可見—短波紅外譜段范圍內(nèi)，與TOA 的觀測已經(jīng)非常接近。圖6（b）展示了所有波長的統(tǒng)計結果。其中，18 km 高度與TOA 觀測的平均差異為2‰，各波段變化的標準差為2.15%；在35 km 高度，平均差異減少為0.5‰，各波段變化標準差可減少到0.12%。

圖6 不同飛行高度下觀測輻亮度與TOA輻亮度對比Fig.6 Comparison between radiance at different flight height to that at Top of Atmosphere（TOA）

根據(jù)上述分析，根據(jù)所需搭載的輻亮度計、飛控、測控、能源等總負重計算，球體體積10000 m3時，全系統(tǒng)可達到25 km 高度；當球體體積增值50000 m3時，可進一步升至30 km 高度附近。此外，為了實現(xiàn)部分測量數(shù)據(jù)實施下傳，設計了包括數(shù)傳和圖傳兩個通道測控鏈路。其中，數(shù)傳最大作用距離不小于500 km，速率4.8 kbps；圖傳最大作用距離不小于200 km，速率4 Mbps。最后，除氣球球體外，其他設備利用降落傘進行回收。根據(jù)待回收設備總重進行了傘降設計，保證著陸速度不超過7 m/s，以確保設備的安全。

3 試驗區(qū)域與試驗過程

3.1 試驗區(qū)域介紹

開展基于臨近空間的衛(wèi)星光學載荷輻射定標試驗需要具備氣球放飛的基本氣象和場地條件，本試驗選擇氣球發(fā)放基地的位置為37°43'54.19″N，95°20'22.57″E。該基地位于青海格爾木市大柴旦鎮(zhèn)南方近15 km，柳格高速（G3011）旁邊，具有良好的通達性。試驗區(qū)屬于典型的內(nèi)陸高原荒漠氣候，干旱少雨，通過對當?shù)貧v史再分析資料（ERA5數(shù)據(jù)）的統(tǒng)計，年基本晴空天數(shù)（每日8個時刻最大總云量<10%）占比43.2%，比較適合開展輻射定標試驗。同時，每年6 月至9 月份，在18—50 km 的高度會出現(xiàn)有較為穩(wěn)定的零風層，也比較利于氣球長時駐空飛行。圖7展示了2021年9月下旬的合成風速剖面變化情況，可以看到在25 km 到30 km的范圍內(nèi)風速接近于0 m/s。根據(jù)歷史統(tǒng)計資料，該風層會隨著時間的推遲向升至更高的高度。

圖7 合成風速剖面圖Fig.7 Profiles of composed wind speed

在氣球平飛范圍，即氣球發(fā)放基地附近200 km范圍內(nèi)，實際飛行區(qū)域的地物覆蓋類型以沙漠、戈壁、高山草原等為主，并分布有大柴旦湖、小柴旦湖等湖泊。本文輻射定標開展的區(qū)域有兩個，分別為均勻性較好的沙地區(qū)域和均勻性稍差的山地區(qū)域。利用GF?6 衛(wèi)星WFI 影像對區(qū)域的均勻性做了分析，采用變異系數(shù)CV（Coefficient of Variation）指標評價均勻性，其中CV值計算如下式所示。

式中，σ為10×10像元區(qū)域內(nèi)DN值標準差，為該區(qū)域DN 值的均值。結果發(fā)現(xiàn)除了山脈之外，大部分區(qū)域的CV值在0.1以下（圖8）。

圖8 試驗區(qū)域非均勻性Fig.8 Surface uniformity around the flight area

3.2 高空氣球飛行試驗

2021 年9 月20 日，在青海省大柴旦鎮(zhèn)開展了基于臨近空間高空氣球的衛(wèi)星光學載荷輻射定標試驗。全系統(tǒng)通過動態(tài)方式進行發(fā)放，并于北京時間9：41升高至30 km，進入平飛狀態(tài)，平飛高度范圍25—32 km。19：30飛行任務結束，實施切割，球傘順利分離，19：50 吊艙在降落傘減速下落地。圖9所示為試驗過程中的飛行高度和飛行圖。其中圖9（b）中紅框標注的為氣球途徑的均勻區(qū)域

圖9 飛行試驗平飛階段航跡圖Fig.9 Track of the flight campaign at a float condition

4 數(shù)據(jù)處理方法

球載輻亮度計數(shù)據(jù)獲取后，首先進行輻射校正，然后利用載荷姿態(tài)信息進行幾何足印解算，經(jīng)過這兩步后，即可得到具有明確位置信息的球載觀測輻亮度數(shù)據(jù)。而后依據(jù)輻亮度基法的原理，在衛(wèi)星及球載觀測幾何參數(shù)支持下，進行數(shù)據(jù)間的時間和空間匹配，最后進行大氣補償并與衛(wèi)星通道響應卷積，從而模擬得到通道表觀輻亮度。利用該數(shù)據(jù)即可與衛(wèi)星進行比對?？傮w處理技術路線如圖10 所示。球載數(shù)據(jù)輻射校正、幾何足印解算、時空匹配以及大氣補償及通道輻亮度計算過程中，均引入相應的不確定度，本文在后文中將針對本次試驗給出不確定度分析的過程與結果。

圖10 數(shù)據(jù)處理方法總體流程圖Fig.10 The flowchart for the data processing

4.1 球載對地觀測光譜輻亮度數(shù)據(jù)輻射校正

高空科學氣球平臺搭載的光譜輻亮度計觀測數(shù)據(jù)需要經(jīng)過輻射校正以及幾何校正預處理。其中，輻射校正主要借助于實驗室測量的定標系數(shù)開展。輻射校正計算公式如下：

式中，L是觀測的輻射亮度；λ表示波長位置；DN為儀器記錄的原始電信號數(shù)值；a和b分別是輻射校正增益和偏置系數(shù)。由于輻亮度計在工作時可以自動調整積分時間，a和b也是不同積分時間的函數(shù)。

4.2 對地觀測輻亮度數(shù)據(jù)幾何足印解算

考慮到輻亮度計非成像的原因，如何利用POS系統(tǒng)對其曝光時刻的足印進行精確解算成為關鍵問題，否則難以進行高精度的時空匹配。足印定位的第一步是獲取精確的位置姿態(tài)信息。本次試驗中，高空球載POS 系統(tǒng)與輻亮度計通過EVENT觸發(fā)的方式實現(xiàn)微秒級的同步，POS系統(tǒng)記錄下輻亮度計采集時刻的觸發(fā)信號，再通過與地面基準站進行GPS 事后差分的方法，精確計算每組數(shù)據(jù)采集時刻的位置及姿態(tài)信息。

而后，需要確定輻亮度計的光束方向，這也是后續(xù)確定采樣視場的主要輸入。光束方向在輻亮度計信號采集時刻的空間位置信息由GPS 系統(tǒng)提供，姿態(tài)信息由INS系統(tǒng)提供，根據(jù)輻亮度計和POS系統(tǒng)的相對位置偏移和旋轉幾何關系，可構建嚴密的球載輻射基準載荷解算模型，根據(jù)解算模型則可對所觀測的地物點進行定位并進行精度分析。矩陣形式如下：

式中，[XspotYspotZspot]T表示輻亮度計在地面的足印坐標，[Xwgs84Ywgs84Zwgs84]T表示組合導航系統(tǒng)在WGS84 坐標系中的坐標，Rins2wgs84表示組合導航系統(tǒng)的姿態(tài)矩陣，ω、φ、κ是組合導航飛行過程中的偏航角、俯仰角和橫滾角，ρ是輻亮度計瞬時姿態(tài)方向的測距值，α為輻亮度計光路在本體坐標系XOY面投影與X軸正方向的夾角、β為輻亮度計光路與其在XOY面的投影線的夾角。

4.3 基于輻亮度計數(shù)據(jù)的衛(wèi)星定標方法

利用輻亮度計數(shù)據(jù)實現(xiàn)衛(wèi)星的輻射定標，需要進行兩者之間的時空匹配、光譜匹配，最后利用輻射傳輸計算的方式進一步消除氣球飛行高度帶來的大氣補償問題。

4.3.1 輻亮度計與衛(wèi)星觀測時空匹配

利用輻亮度計數(shù)據(jù)進行衛(wèi)星輻射定標，首先需要進行兩個數(shù)據(jù)之間的時空匹配。高空科學氣球在平飛階段，輻亮度計始終處于觀測狀態(tài)，獲取的輻亮度數(shù)據(jù)一般情況下能夠覆蓋衛(wèi)星過境時刻。經(jīng)過輻亮度數(shù)據(jù)幾何足印解算后，即可附帶詳細的時間以及空間信息。本研究在進行與衛(wèi)星觀測比對時，盡可能選取衛(wèi)星過境附近半小時的數(shù)據(jù)進行分析。但對于高空氣球來說，較難做到精準的航跡控制，以實現(xiàn)氣球和衛(wèi)星同時經(jīng)過大范圍均勻區(qū)域等適合定標的場景。因此，本文放寬了對時間同步的要求，但需針對具有較大時間差異的數(shù)據(jù)（本次試驗經(jīng)過均勻區(qū)域的時差約3小時）進行時間訂正，以改正由于太陽角度變化導致的影響。在大氣狀況相對穩(wěn)定的條件下，太陽角度變化主要影響大氣路徑，而大氣路徑與太陽天頂角的余弦相關，因此相應的校正方式如下式所示。

空間匹配方面，在獲得了輻亮度計觀測足印后，將落入足印范圍的衛(wèi)星數(shù)據(jù)進行直接聚合。

4.3.2 大氣補償及通道輻亮度計算

本次試驗中輻亮度計均以垂直下視的方式觀測地表，因此主要選擇觀測天頂角小于10°的衛(wèi)星數(shù)據(jù)進行定標測試，以此來減小地物方向性輻射帶來的影響。此外，盡管飛行時平飛高度在25—32 km 之間，與TOA 觀測的差異已經(jīng)很?。▓D6），但本文也利用大氣輻射傳輸模型MODTRAN 模擬了氣球平臺與衛(wèi)星之間的大氣透過率和程輻射信息，并推算至衛(wèi)星高度的入瞳輻亮度，具體公式如下：

式中，Ls為衛(wèi)星高度的入瞳輻亮度；Lb為經(jīng)太陽角度校正后的輻亮度計觀測輻亮度；τb→s為氣球平臺與衛(wèi)星之間的大氣透過率；Lp，b→s為氣球平臺與衛(wèi)星之間的程輻射。在進行大氣光學參數(shù)模擬時，由于30 km 以上的大氣很難進行實地測量，本文利用ERA5（ECMWF Reanalysis v5）再分析數(shù)據(jù)獲取當?shù)禺斣碌拇髿鉁貪窭€背景值作為輻射傳輸模型的輸入。同時，為了進一步明確氣溶膠的影響，利用CAMS（Copernicus Atmosphere Monitoring Service）再分析數(shù)據(jù)中分析了試驗區(qū)域近五年（2016 年—2020 年）9 月份氣溶膠的變化情況，從圖11 中可以看出，區(qū)域總體氣溶膠含量均較少，且以沙塵氣溶膠占據(jù)主導，在25 km（約20 hPa）和32 km（約4 hPa）以上，氣溶膠含量與地表氣溶膠含量相差約4個量級，利用輻射傳輸模擬，此高度以上的氣溶膠影響也可忽略。

圖11 試驗區(qū)域9月份氣溶膠廓線變化Fig.11 The aerosol profile over the flight area in September

由于輻亮度計的光譜分辨率較高，還需要在衛(wèi)星載荷實際光譜響應函數(shù)的支持下，將計算得到的衛(wèi)星入瞳輻亮度進行卷積得到通道輻亮度，具體公式如下：

式中，L(λ)為輻亮度計觀測數(shù)據(jù)，S(λ)為衛(wèi)星寬譜段的光譜響應函數(shù)，λ1—λ2為該寬譜段的光譜覆蓋范圍，Lˉ為經(jīng)卷積轉換后的通道表觀輻亮度。

5 結果與分析

5.1 平臺穩(wěn)定性及其對足印位置的精度影響分析

臨近空間輻射定標演示系統(tǒng)本身姿態(tài)的穩(wěn)定性，是影響載荷觀測位置的直接影響因素。高空科學氣球平臺運動主要受風的影響，其自身對于偏航、俯仰和橫滾3 個方向的控制能力較弱。圖12 是飛行實驗中平飛階段3 個角度的變化情況。其中俯仰角在0—?3°變化，橫滾角在0—3°變化，但短時間內(nèi)的變化較小，基本的角速度變化為?0.8°/s—0.3°/s。俯仰角和橫滾角不完全為0，與總體重心位置的偏差有一定關系。偏航角會在±180°范圍內(nèi)變化，這是由于整個球體會發(fā)生旋轉的原因。但偏航角的隨時間變化也是相對比較緩慢的，角速度變化在?0.3—0.6°/s 之間，與俯仰角和橫滾角變化在相同的量級。

圖12 試驗平飛階段姿態(tài)信息Fig.12 The attitude at a float condition in the flight campaign

姿態(tài)位置的變化對足印定位誤差的影響可根據(jù)式（4），結合誤差傳播定律推出。具體的公式如式（8）所示：

針對本試驗系統(tǒng)，輻射計安置角α=0°，安裝誤差?α=0.1°，安置角β=90°，安裝誤差?β=0.1°，偏航角ω、俯仰角φ、橫滾角κ直接使用組合導航瞬時測量值，根據(jù)組合導航設備標稱偏航角測量精度?ω=0.09°，俯仰角測量精度?φ=0.02°，橫滾角測量精度?κ=0.02°，距離測量誤差Δρ=ρtan（ψ/2），ψ為輻亮度計載荷的視場角3°。

輻亮度計足印中心受位置姿態(tài)信息影響較大，將載荷平臺平飛時段（10：00—19：00）時段的位置及姿態(tài)瞬時測量值和安裝誤差帶入到式（8）中進行激光足印定位誤差的計算。以高空氣球平臺輻亮度計視場軸中心在地面的軌跡投影，本次試驗輻亮度計足印中心點在地面腳點的實際誤差分布情況如圖13 所示。最大平面偏差小于85 m，考慮到實際飛行海拔高度32 km 時地面像元足印直徑為1518.8 m，該偏差將導致實際觀測像元與真實像元足印之間有約92.4%的重合，亦即引入約7.6%的空間位置匹配差異。

圖13 輻亮度計足印中心點的定位誤差Fig.13 The positioning error of the center point of the radiometer’s footprint

5.2 輻亮度計工作穩(wěn)定性分析

輻亮度計封裝在獨立的殼體內(nèi)，其工作的穩(wěn)定程度與探測器的工作溫度直接相關。輻亮度計內(nèi)共有5個溫度監(jiān)測探頭，用于監(jiān)測VNIR、SWIR1和SWIR2 共3 個探測模塊，以及SWIR1 和SWIR2模塊中探測器溫度的變化情況。

圖14 展示了從地面準備到停止工作期間的溫度監(jiān)測數(shù)據(jù)。圖中橫坐標均表示北京時間。從圖14（a）中可以看出，在氣球進入平飛狀態(tài)后，3 個模塊的溫度隨著時間呈現(xiàn)上升趨勢，特別在14 時之后上升的速率較快，這可能是由于白天期間輻亮度計受到太陽照射增溫以及載荷自身工作產(chǎn)熱兩方面的原因共同造成。另外，當天飛行高度附近的大氣環(huán)境溫度在?50 ℃—?30 ℃，模塊真實工作溫度控制在5 ℃—30 ℃，也展現(xiàn)了載荷總體保溫方式有效性。

圖14 輻亮度計工作溫度監(jiān)測情況Fig.14 The radiometer working temperature monitoring results

圖14（b）顯示了短波紅外探測器溫度，其更與工作穩(wěn)定性的保持有著密切的關系。從圖14 中可見，盡管測量模塊的總體溫度有著上升的趨勢，大部分時間里探測器溫度仍控制在相當平穩(wěn)的狀態(tài)。自16 時后SWIR1 探測器溫度有上升趨勢，與SWIR1 模塊15 時左右的工作溫度急劇上升有關，但至最終結束測量仍在相對較為合適的工作溫度范圍內(nèi)。短波紅外探測器溫度均控制在了設計范圍內(nèi)（16：00 后SWIR1 探測器模塊漂移除外），其中，SWIR1 溫度范圍?10.98 ℃—?9.41 ℃，標準差0.18 ℃；SWIR2 溫度范圍?21.57 ℃—?18.43 ℃，標準差0.31 ℃。從圖中也可以看出，探測器溫度劇烈變化時間段在上午8：00—10：00之間，該時間段內(nèi)高空氣球處于升空過程中，10：00之后完全進入平飛狀態(tài)后，SWIR1探測器溫度波動在?10.39 ℃—?9.8 ℃之間，SWIR2探測器溫度波動在?20.39 ℃—?20.0 ℃之間。由于實際飛行中的工作狀態(tài)與實驗室定標時工作狀態(tài)保持一致，因而在本文后續(xù)分析中采信了實驗室標定結果及觀測不確定度測量結果。

5.3 定標比對結果及不確定度分析

5.3.1 與Terra/MODIS的比對結果

考慮到Terra/MODIS 自身具有較高的輻射精度，本文選用MODIS 衛(wèi)星數(shù)據(jù)與飛行獲取輻亮度信息進行了結果比對分析。

MODIS 衛(wèi)星成像時間為北京時間2021 年9 月20日13：00，選取了氣球飛行路線中均勻性較好的沙地區(qū)域（圖15 紅框所示）和嚴格時空同步觀測的山地區(qū)域（圖15綠框所示），其中氣球過境均勻沙地區(qū)域的時間為10：15—10：45，過境山地區(qū)域的時間為13：00—13：15。

圖15 MODIS圖像（紅框表示氣球飛行經(jīng)過的均勻區(qū)域，綠框表示氣球與衛(wèi)星時空匹配的飛行區(qū)域）Fig.15 MODIS imagery（The red box indicates the flat area，the green box indicates the relative uniform area in the mountain）

根據(jù)衛(wèi)星過境時刻的大氣參數(shù)，模擬氣球高度到衛(wèi)星高度的大氣透過率，再結合模擬的大氣程輻射數(shù)據(jù)，得到衛(wèi)星入瞳處模擬輻亮度，具體MODIS 觀測輻亮度與模擬輻亮度的對比及相對差異如表2所示。

表2 氣球觀測與MODIS觀測的比對結果Table 2 Comparison between balloon observation to MODIS

可以看出，在均勻沙地場景開展輻射定標模擬的入瞳輻亮度與MODIS 衛(wèi)星觀測輻亮度的相對差異明顯小于在山地區(qū)域開展的輻射定標結果。對于均勻場景，MODIS 觀測輻亮度與模擬輻亮度相對差異在所有的波段上均小于10%，平均絕對偏差為4.98%。但在山地區(qū)域，盡管氣球與衛(wèi)星觀測時空同步性較好，但兩者之間的差異明顯增加，其中B1（645 nm）、B3（469 nm）和B5（1240 nm）的偏差超過了10%，且7個波段的平均絕對偏差增加為7.49%。

5.3.2 與GF-6衛(wèi)星的比對結果

GF?6 衛(wèi)星于2018 年6 月2 日發(fā)射，其搭載了一個全色多光譜相機（PMS）和一個多光譜寬幅相機（WFI）。本次氣球飛行試驗中與WFI 實現(xiàn)了時空匹配。WFI空間分辨率16 m，具有8個波段，波段響應如圖16所示。

圖16 GF?6/WFI光譜響應Fig.16 The spectral response function of GF?6/WFI

與和MODIS比對類似，在與GF?6/WFI進行比對時，也同樣選擇了兩個區(qū)域（圖17）。其中，均勻區(qū)域與MODIS選擇范圍相同，而GF?6/WFI過境時刻為北京時間12：52，因此均勻區(qū)域上氣球觀測與衛(wèi)星觀測也存在約3小時的差異。山地區(qū)域選擇時，由于GF?6/WFI 空間分辨率較高，因而選擇了山地中較為平坦的小塊區(qū)域進行比對。表3展示了與GF?6/WFI 的比對結果（表中波段序號依據(jù)波長重新排列）。

表3 氣球觀測與GF-6/WFI觀測的比對結果Table 3 Comparison between balloon observation to GF-6/WFI

從表3 中可以看出，與GF?6/WFI 在均勻區(qū)域的比對差異相較山地區(qū)域大，均勻區(qū)域相對偏差最小為B3 波段6.28%，最大為B7 波段16.73%，平均絕對偏差9.72%；山地區(qū)域相對偏差最小為B6波段?0.77%，最大為B7波段19.99%，平均絕對偏差6.67%。其中，B7 波段在兩個位置上都呈現(xiàn)出最大的相對偏差。

5.3.3 比對結果分析與討論

前兩個小節(jié)展示了氣球與MODIS 以及GF?6/WFI 的比對結果。對比表2 和表3 可以發(fā)現(xiàn)，相比于MODIS，GF?6/WFI 的差異相對較大，可能與衛(wèi)星載荷自身定標精度有關。另外則是對于MODIS而言，均勻區(qū)域的定標結果優(yōu)于山地區(qū)域，盡管山地區(qū)域具有更好的時間匹配，這在一定程度上說明對于類似于MODIS 具有較粗空間分辨率的載荷，下墊面均勻性會在更大程度上影響到比對結果；然而，對于GF?6/WFI，則呈現(xiàn)了相反的現(xiàn)象，可能的原因是隨著空間分辨率的提升，在公里級尺度上相對均勻的場地，其非均勻性及由此關聯(lián)的角度效應影響更為顯著，同時，在圖16 中山地區(qū)域選擇了相對平坦且均勻的地物，由此以上原因導致GF?6/WFI 在山地區(qū)域的比對結果相對較好。

為了進一步量化分析比對，根據(jù)實際的數(shù)據(jù)情況及比對過程，分別給出了均勻區(qū)域和山地區(qū)域的不確定度估計表。其中，鑒于輻亮度計在飛行試驗中處于穩(wěn)定的工作狀態(tài)，因此其獲取的入瞳輻射亮度測量不確定度為0.83%—1.42%（采信實驗室定標結果）。各區(qū)域均勻性根據(jù)GF?6/WFI高分辨率影像進行估算，其中，均勻區(qū)均勻性為0.8%—1.6%，山地區(qū)為6%—10%，由此導致的最終結果不確定度貢獻通過其聚合為公里級像元后區(qū)域非均勻性（即標準差與均值的比值）來決定。相應的，本次飛行試驗輻亮度計足印位置解算精度約為90 m，將導致足印范圍內(nèi)約7.6%的誤差，利用GF?6/WFI 影像分析，由于空間位置匹配誤差導致的后續(xù)輻亮度計算不確定度，在均勻區(qū)和山地區(qū)分別約為1%和1.5%。角度差異方面，10°的觀測角度差異對于均勻區(qū)域和山地區(qū)域引起的不確定度分別為2%和3%。時間差異方面，均勻地區(qū)有3小時的時間差異，利用MODTRAN 模擬太陽輻照修正的不確定度為2%，山地區(qū)域由于未進行MODTRAN 模擬修正，考慮15 min的時間差異，期間太陽天頂角變化（約0.5°）導致的入射太陽輻照度變化較小，穩(wěn)定大氣狀況下大氣透過率變化也很小，因此，時間差異引入的不確定度估計小于0.5%。最終均勻區(qū)和山地區(qū)進行定標的不確定度為3.15%—3.35%和4.60%—4.75%（表4和表5）。

表4 均勻區(qū)域衛(wèi)星高度輻亮度計算不確定度分析表Table 4 The uncertainty budget of the flat area calibration

表5 山地區(qū)域衛(wèi)星高度輻亮度計算不確定度分析表Table 5 The uncertainty budget of the mountain area calibration

為了便于更好的分析比對結果，將氣球觀測結果疊加不確定度后如圖18 所示，圖中誤差棒為將氣球觀測輻亮度與本節(jié)所分析不確定度進行合成后的范圍。

圖18 結果比對及不確定度分析結果圖Fig.18 Results comparison and uncertainty analysis

從圖18（a）中可以發(fā)現(xiàn)，在僅考慮氣球觀測及計算過程不確定度的情況下，已經(jīng)表現(xiàn)出了與MODIS 良好的一致性?？紤]到MODIS TOA 輻亮度還存在約5%的觀測不確定度（Xiong 等，2019），可以初步推斷本次試驗獲取的輻亮度觀測資料精度在理論分析的范圍之內(nèi)。但從表4 中可以發(fā)現(xiàn)，即使直接采信了輻亮度計實驗室定標結果，其輻亮度測量仍帶來了最大1.42%的不確定度，嚴格來說，由于實際工作環(huán)境下溯源鏈路的斷裂，此項存在低估的可能，因此未來如何進一步降低其不確定度并實現(xiàn)有效溯源，也是進一步提升最終精度的關鍵之一。另外比對表4 和表5，地表非均勻性自身很大程度上影響到總體精度外，還會導致與其關聯(lián)的幾何定位、角度差異等不確定度的增加。特別對于本文所使用的MODIS 幾個通道，空間分辨率為250 m 和500 m，此分辨率下，受山地地形影響，除足印解算誤差增加自身表現(xiàn)出的對衛(wèi)星通道輻亮度不確定度貢獻相應增加之外，由于山地區(qū)域像元異質性及非均勻性表現(xiàn)更為明顯，根據(jù)區(qū)域均勻性估計的該項不確定度成為最大的影響因素。此外，山地地形也會地表BRDF效應影響相對增強。以上因素均是導致山地區(qū)MODIS 觀測值與氣球觀測存在較大的偏差的原因。

本文在圖18（b）中，也將氣球觀測輻亮度疊加了相同的不確定范圍。可以發(fā)現(xiàn)，對于GF?6/WFI，均勻區(qū)域和山地區(qū)域B7 波段明顯超出了理論估計的不確定度范圍，均勻區(qū)域比對中B4、B5、B8 也超出了范圍，但這幾個波段在山地區(qū)域仍在預估的范圍之內(nèi)。從表3 以及圖18（b）中，能明顯的發(fā)現(xiàn)GF?6/WFI 存在觀測輻亮度低估的趨勢，造成這一現(xiàn)象的原因可能是GF?6/WFI 運行期間性能變化（官方定標系數(shù)一年更新一次）。此外，由于當前尚缺少GF?6/WFI 運行期間自身測量不確定度評估的相關資料，因此圖17（b）中未展示觀測輻亮度的不確定度信息。從整體結果來看，除了B7 通道存在較大偏差外，其他通道與球載觀測也具有較好的一致性。

6 結論

在臨近空間利用高空科學氣球作為平臺，搭載光學輻射參考載荷開展飛行試驗，可充分發(fā)揮此高度下集中了大部分空氣質量與天氣現(xiàn)象，從輻射傳輸過程的層面看與衛(wèi)星觀測十分接近的優(yōu)勢，從而削弱大氣因素對輻射傳輸模擬的影響。本文全面系統(tǒng)的介紹了臨近空間輻射定標演示系統(tǒng)組成及主要的設計要素，對所開展的飛行試驗進行了介紹，并對與MODIS和GF?6/WFI進行的初步比對結果進行了說明與分析，得到的結論如下：

（1）高空科學氣球平臺在平飛過程中，其俯仰與橫滾姿態(tài)能夠保持相對較為穩(wěn)定的狀態(tài)。由于本試驗中未增加偏航角穩(wěn)定的裝置，導致球體整體存在旋轉的現(xiàn)象（偏航角在±180°內(nèi)變化）。但該現(xiàn)象對本試驗搭載的非成像輻亮度計影響可忽略；

（2）整個試驗過程中，輻亮度計自身的溫度控制較為成功，特別在外界太陽輻照與儀器自身發(fā)熱的共同作用下，仍將探測器穩(wěn)定在最優(yōu)工作溫度附近近10 個小時，確保儀器各項指標及不確定度仍可追溯至實驗室基準；

（3）本文初步探索了對地觀測輻亮度數(shù)據(jù)幾何足印解算、以及基于輻亮度計數(shù)據(jù)的衛(wèi)星輻射定標方法。利用實際飛行數(shù)據(jù)對方法進行了驗證，并初步給出了不確定度分析結果，給出了均勻區(qū)和山地區(qū)輻亮度觀測的合成不確定度分別為3.15%—3.35%和4.60%—4.75%。并利用MODIS、GF?6/WFI 的同步觀測初步證實了不確定度分析的可靠性。

然而，利用高空科學氣球平臺開展此類應用與研究仍處于初步探索階段，面向未來在臨近空間平臺搭載光學輻射基準載荷并實現(xiàn)基準傳遞的目標尚有很多工作要做。具體包括：

（1）基準載荷實際工作狀態(tài)下高精度追溯至SI（國際單位制）的工作仍有待研究開展。本次試驗僅利用輻亮度計探測器溫度控制的穩(wěn)定性，判斷升空后與實驗室測量狀態(tài)近似一致，進而應用實驗室溯源不確定度表征臨近空間試驗中的觀測不確定度，仍存在溯源鏈路斷裂的問題。且本次實驗中最后階段SWIR1探測器溫度出現(xiàn)增高現(xiàn)象，雖仍處于正常工作溫度內(nèi)，但必然會對探測精度造成影響，由于沒有同平臺搭載的基準源，實際上這部分影響仍是難以量化說明。并且本次實驗輻亮度計溯源不確定度仍然有限，仍是最終合成不確定度中最大的貢獻量。在未來的工作中需要進行相應的改進；

（2）高空科學氣球或類似臨近空間可運行平臺的控制能力需要進一步改善。一方面，為了充分發(fā)揮臨近空間平臺的區(qū)域長時間駐留觀測優(yōu)勢，從而實現(xiàn)與衛(wèi)星交叉匹配的傳遞定標應用，本身即需要臨近空間浮空平臺在長時駐空飛行、區(qū)域飛行航跡控制等方面能力的提升；另一方面，由于高空科學氣球球體側面受力不平衡導致自旋的問題，偏航角會出現(xiàn)很大變化，因此，如何從平臺總體姿態(tài)控制層面考慮，盡量消除平臺運動姿態(tài)對載荷觀測的影響，為未來成像類載荷的搭載提供可行的方案，也是需要進一步研究的工作；

（3）探索臨近空間與衛(wèi)星高度觀測下的地表狀態(tài)及數(shù)據(jù)間時空匹配導致的不確定度精準評估方法。臨近空間浮空器可控制在一定區(qū)域范圍內(nèi)長時飛行，區(qū)域范圍內(nèi)地表均勻性的差異、不同太陽及觀測幾何下的BRDF特性等，也是最終合成不確定度的主要貢獻。氣球飛行航跡跨度仍然在百公里量級，因此，在這樣的范圍內(nèi)精確評估下墊面特性，關聯(lián)獲取不同空間位置上臨—星載荷觀測匹配不確定度，也是未來進一步提升臨近空間光學載荷輻射傳遞定標精度的關鍵。

志 謝感謝中國科學院鴻鵠先導專項大柴旦試驗基地為本次高空科學氣球飛行試驗提供的重要保障和支持，感謝歐洲中期天氣預報中心（ECMWF）、美國國家環(huán)境預報中心（NCEP）提供的數(shù)據(jù)支持了氣球飛行預測與控制。