靜止軌道實孔徑微波載荷衛星構型方案研究

潘高偉，張棲誠，陳曉杰，江 君，胡建梅，王 萌，靳 浩，秦高明

（上海衛星工程研究所，上海 201109）

0 引言

微波探測信號來自地球-大氣發射、散射效應，特定波段的微波輻射能部分程度地穿透非降水云，甚至中等強度的降雨區。因此，微波探測可實現光學遙感和紅外遙感所不具備的全天時、全天候觀測。極軌氣象衛星搭載的微波載荷能夠為數值天氣預報系統提供12 h 一次的大氣三維結構信息，由于受時間分辨率所限，極軌衛星難以監測突發和快速發展的天氣系統。靜止軌道衛星可以提供連續的半球或區域觀測，滿足高動態變化天氣現象的探測需求，可實現極軌微波遙感所不具備的高頻次觀測，對臺風、強對流等快速演變的天氣系統進行有效監測，同時在獲得大尺度的溫濕度廓線數據后進行數值天線預報。

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，無在軌運行實例。文獻［2］提及美國開展了地球同步微波（Geosynchronous Microwave，GEM）項目的研究。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，該項目完成了54 GHz 地面縮比樣機的研制。謝振超等研制了微波探測試驗載荷，搭載于風云四號A 星進行在軌試驗，驗證了在靜止軌道上進行真實孔徑體制微波遙感探測的有效性。靜止軌道衛星不同于低軌衛星，衛星在地球靜止軌道精確定點，因此，衛星需要布置大容量的貯箱用于貯存推進劑。為了實現在靜止軌道50 km（@50 GHz）空間分辨率的指標，天線口徑須達到5 m，天線主反射面電尺寸達到7 000 倍波長，而目前現有的運載整流罩包絡都無法滿足天線口徑的要求。

本文主要針對靜止軌道實孔徑微波載荷衛星構型進行研究。首先對實孔徑微波探測特點進行分析，給出天線口徑與空間分辨率的關系，介紹載荷系統組成。其次針對載荷系統集成度高、機械尺寸和跨距大等工程實際難題，提出實孔徑微波載荷與平臺一體化構型方案。最后通過力學仿真分析與地面力學試驗驗證該構型方案切實可行。

1 實孔徑微波探測特點與載荷系統組成

1.1 實孔徑微波探測原理

微波載荷主要有實孔徑和綜合孔徑2 種探測體制：實孔徑體制微波載荷是通過對各空間位置亮溫值逐個測量，組成整個視場亮溫；而綜合孔徑體制微波載荷則由空間頻譜逐個測量，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，借助機械掃描獲得被測場景不同部分的微波輻射，并通過系統定標來建立測量值與輻射值之間的對應關系。

實孔徑體制微波載荷探測區域可以根據衛星的應用業務需求進行在軌設置。實孔徑體制也可觀測星下圓盤任意區域與位置，靈活性好，可探測其機械掃描范圍內的任意位置，能在軌靈活改變觀測區域和觀測頻次，滿足各種尺度應用需求，特別適用于對臺風、流域性降水等災害性天氣連續跟蹤監測。

1.2 天線口徑與空間分辨率

實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，具體計算式如下：

式中：Δ

ρ

為空間分辨率；

k

為加權因子，一般為1.22；

λ

為工作波長；

D

為天線口徑；

H

為衛星運行軌道高度。

靜止軌道衛星運行在距離地球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系如圖2 所示。

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

從圖2 可以看出，不同頻段的星下點空間分辨率隨著實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，星下點分辨率提升更為顯著。要實現50 GHz 微波探測50 km 的空間分辨率，實孔徑微波載荷的天線口徑要達到5 m。

1.3 實孔徑微波載荷系統

實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，一般由反射面天線子系統和準光系統（從部組件的系統集成面，將定標子系統、準光學饋電網絡子系統和接收機子系統等定義為準光系統）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掃描鏡，經由準光饋電網絡頻率分離和極化篩選，實現不同頻段電磁輻射信號按頻率與極化分離，再通過波導系統饋送至各通道對應的接收機以獲取場景信號。

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

2 實孔徑微波載荷與平臺一體化構型

實孔徑微波載荷與平臺一體化構型設計，是在地球靜止軌道衛星轉移過渡軌道消耗大量推進劑的要求、實孔徑微波載荷的工作方式、載荷和整星熱控要求等衛星總體需求的基礎上，針對衛星實孔徑微波載荷攜帶大口徑天線的特點，在滿足衛星各分系統需求和運載火箭整流罩等各種約束條件下開展的。

2.1 準光學系統內嵌三貯箱平鋪

靜止軌道衛星需要攜帶大容量推進劑實現衛星在地球靜止軌道的定點，因此，在衛星平臺構型設計時要充分考慮大容量貯箱的布置。微波載荷準光系統由定標子系統、準光學饋電網絡子系統和接收機子系統等子系統和部組件構成，系統集成度高，機械尺寸和跨距大；載荷準光系統饋電網絡和接收機子系統內部單機對溫度一致要求較高。

如圖4 所示，衛星平臺截面形式采用四邊形，充分利用衛星中心承力筒內的空間，大貯箱安裝在衛星中心承力筒內，用以裝填氧化劑；2 個小貯箱沿衛星中心對稱安裝在衛星層板的兩側，用以裝填燃燒劑。同時，準光學系統實現內嵌衛星平臺的設計方案，不僅充分利用衛星平臺內的空間，還有利于準光系統的熱控。

圖4 準光系統內嵌三貯箱平鋪Fig.4 Built-in quasi-optical system with three tiled tanks

2.2 天線統籌布局

為實現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、整星布局空間及運載整流罩的包絡要求，對天線進行折疊收攏，使天線在入軌過程中完全收納于整流罩內。

天線分割如圖5 所示，天線主反分割成3 塊，左右兩邊超出包絡的部分設計成展開收攏形式，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 個副反展開后跨距達到5 m。采用全碳纖維展開臂實現副反在運載整流罩內可靠收攏，副反展開臂驅動點安置在衛星層板上，與準光系統實現連接，由此微波載荷系統與衛星平臺實現了一體化設計。

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

2.3 傳力路徑分析

靜止軌道實孔徑微波載荷衛星整星采用中心承力筒+蜂窩隔板封閉式艙段構型。大口徑可展開天線子系統通過載荷艙桁架安裝在衛星平臺頂板上，準光系統通過2 個碳纖維隔框與衛星中心承力筒直接連接。

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

圖7 靜止軌道實孔徑微波載荷衛星總體構型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驗證

3.1 整星模態分析

為了驗證靜止軌道實孔徑微波載荷衛星構型方案切實可行，以及滿足運載火箭發射的力學環境要求，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 分析模型，進行有限元仿真分析，主要有整星模態分析和振動響應分析。

約束條件為星箭分離面固支，整星主要模態頻率見表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 模態振型圖Fig.9 Mode shape diagram

表1 模態分析結果Tab.1 Modal analysis results

3.2 整星振動響應分析

根據運載火箭給出的正弦振動試驗條件，取結構阻尼比為0.05開展整星正弦振動響應分析，振動試驗條件見表2。

表2 正弦振動試驗條件Tab.2 Sinusoidal vibration test conditions

靜止軌道實孔徑微波載荷衛星構型特點：自下而上衛星主傳力路徑為底板—層板—頂板—桁架。各位置加速度響應曲線如圖10 所示，經分析主傳力路徑上的響應分析結果見表3。

表3 主傳力路徑響應分析結果Tab.3 Response analysis results of the main transmission force path

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

3.3 地面試驗驗證

為了驗證靜止軌道實孔徑微波載荷衛星構型方案仿真分析結果的有效性，在衛星平臺結構星、載荷工程樣機的基礎上，進行了力學試驗驗證，主要有模態試驗和振動試驗。衛星振動試驗現場如圖11 所示。

圖11 衛星振動試驗現場圖Fig.11 Satellite vibration test scene

3.3.1 模態試驗驗證

采用模態激振器進行模態試驗，模態試驗結果見表4，模態試驗振型如圖12 所示。

圖12 模態試驗振型圖Fig.12 Vibration shape diagram of the modal test

表4 模態試驗結果Tab.4 Modal test results

從整星模態試驗可以看出，衛星

X

項一階頻率為12.08 Hz，

Y

項一階頻率為12.52 Hz，

Z

項一階頻率為41.54 Hz，3 項均滿足運載提出的指標要求。

3.3.2 整星振動試驗驗證

整星驗收級振動試驗采用35 t 振動臺。圖13為衛星主傳力路徑上響應放大倍數，振動試驗結果見表5。

表5 振動試驗結果Tab.5 Vibration test results

圖13 衛星主傳力路徑頻率響應放大倍數Fig.13 Magnification of the frequency response of the satellite main force transmission path

振動試驗結果表明：衛星主傳力結構動力學放大傳遞隨衛星結構高度的增加而增大，曲線順滑無突變，衛星主結構剛度特性較好。

4 結束語

國內外對靜止軌道實孔徑微波載荷衛星研究尚處于起步階段。本文在靜止軌道實孔徑微波載荷（50 km@50 GHz 空間分辨率要求，天線口徑需要達到5 m）衛星構型方案研究的基礎上，開展衛星結構設計和有限元仿真分析，并通過研制衛星結構星和微波載荷工程樣機進行地面試驗驗證，得到如下結論：

1）整星基頻滿足運載對衛星的剛度要求。衛星一階模態實測值和計算分析值都滿足運載火箭要求。

2）振動試驗結果表明：衛星結構穩定、性能良好，整星的響應傳遞良好，主傳力路徑上的各項總體上隨高度的增加而增大，不存在響應突變的現象；大口徑天線對整星振動環境適應能力強，在驗收級環境試驗條件下載荷天線安裝桁架響應放大控制在7 倍以內。

3）該研究成果為靜止軌道微波探測衛星的研制打下了堅實的基礎，同時也可為后續靜止軌道衛星總體和載荷設計提供借鑒。