第50卷第5期 V〇1.50 No.5
Infrared and Laser Engineering
2021年5月
May 2021 X Y-2号卫星激光通信载荷P A T在轨测试
余辉龙\鲍智康2，王璇3，查日东4，杨云霞4，何睿清1
(1.南京工程学院信息与通信工程学院，江苏南京211167;
2.南京先进激光技术研究院，江苏南京210038;
3.航天行云科技有限公司，湖北武汉430416;
4.南京航星通信技术有限公司，江苏南京210038)
摘要：针对低轨小卫星星座的通信需求，设计了基于双棱镜和四象限雪崩光电二极管（QAPD)结构
木砧板
收发同轴的激光通信栽荷，该方案是无信标光体制，具有体积小、轻量化和大视场的特点。文中针对双
棱镜结构，给出了双棱镜输入输出光线的计算模型，在此基础上，提出了星间指向、捕获和跟踪的实现 方式，并在XY-2号卫星上进行了在轨测试和验证，进行指向测试时，更新了指向偏移量，标定了 QAPD跟踪点，并进行了双向建链测试。进行了 15次双向建链测试表明，该激光通信栽荷捕获时间小
于20 s，捕获成功率达到100%，捕获后双星建链时间优于2 s，建链测试成功率达到了 93%，建链后跟
踪精度RM S值小于30 nradD
关键词：激光通信；双棱镜；指向；捕获；跟踪
中图分类号：TN929.13 文献标志码：A D O I：10.3788/IRLA20200327
XY-2 satellite laser communication equipment PAT test in orbit Yu Huilong1,Bao Zhikang2,Wang Xuan3,Zha Ridong4,Yang Yunxia4,He Ruiqing1
(1. School of Information and Communication Engineering, Nanjing Institute of Technology, Nanjing 211167, China;
2. Nanjing Institute of Advanced Laser Technology, Nanjing 210038, China;
3. Leobit Technology Co., Ltd, W u h a n430416, China;
4. Nanjing Hangxing Communication Co., Ltd, Nanjing 210038, China)
Abstract:According to the communication requirements of Leo satellite constellation,a laser communication equipment structure based on double Risley prisms and quadrant avalanche photodiode (QAPD)was designed. The scheme was beaconless optical system.It had the characteritics of small size,low weight and large field of view.In this paper,the calculation model of input and output light of double Risley prisms structure was given.
风速辅助On this basis,the interstellar of pointing,capturing and tracking was proposed,then in orbit test and verification were carried out on XY-2 satellite.The pointing offset was updated,based on pointing test,the QAPD tracking point was calibrated,and the two-way link up with the XY-2 satellite test was carried out.The bidirectional chain building test which was repeated 15 times showed that the acquisi
tion time of the laser communication equipment was less than20 s,and the acquisition success ratio was 100%. After the acquisition,the chain building time of the two satellites was better than2 s and the linking success ratio reached93%, and the RMS value of tracking accuracy was less than30 firad.
Key words:laser communication;double Risley prisms;pointing;capturing;tracking
收稿日期:2020-12-15；修订日期:2021-01-23
基金项目：国家自然科学基金（
61905108)；江苏省高等学校自然科学研究（
19KJB140010)；江苏省产学研合作项目（
B Y2020036)；江苏省青年
基金项目（
B K20191012)；南京工程学院面上基金（
C K J B201803)
作者简介：余辉龙，男，讲师，博士，主要从事激光通信技术、数字图像存储、光电器件应用方面的研究。
20200327-1
第5期红外与激光工程
www.irla第50卷
〇引言
目前国际国内已建和规划的低轨小卫星星座越 来越多[|31，激光通信具有保密性好，无需申请频率, 数据传输量大的特点，相比无线通信具有明显的优 势。针对小卫星星座本身体积小、质量轻、能源供给 不足的特点，低功耗、轻量化和紧凑型是激光通信一 个重要的发展方向[4_6]。
激光通信的光源体制目前主要有两种：有信标光 和无信标光，有信标光的体制主要是将信标光和通信 光进行功能区分，信标光用于建链过程中的扫描、捕 获和跟踪，通信光主要用于通信，早期中国、美国、欧洲和日本的激光通信均采用有信标光体制，且多数 均具有粗信标光和精信标光。而无信标光将
信标光 与通信光合二为一，只有一束光源，能够很大程度上 降低系统的体积和功耗171，近年来，德国T E S A T用 T erraS A R-X和N F IR E进行了无信标光的双向在轨测 试试验[81，美国火星激光通信演示（M L C D)、月球激光 通信演示（L L C D)及深空光通信（D S O C)项目中均使 用了信标光和通信光一体的方式[9_1(5]，无信标光体制 是发展趋势。无信标光激光通信系统没有信标激光 器，其指向、捕获和跟踪不涉及多个光路坐标系统的 切换，将使激光通信P A T系统的复杂度大大降低[|1]，无信标光的激光通信系统由于激光束散角较小，使得 系统对于卫星稳定度、光束扫描和跟踪精度提出了更 高的要求，由于低轨小卫星不仅有同轨，还有异轨的 通f曰需求，因此需要研究具有大视场、无fg标光的激 光通信系统。 通过双棱镜实现指向和跟瞄，调整棱镜的楔角，其指向范围能够达到60°，有较大视场。系统采用四 象限雪崩光电二极管(QAPD)进行激光探测具有较高 的精度，能够实现无信标光的需求。在业内未见文献 报导，实现了双棱镜的无信标光激光通信方式，并于 2020年5月12日搭载武汉XY-2号a阶段物联网演 示验证卫星升空，于2020年6月9日开始PAT在轨 测试，于2020年7月26日初步完成了激光通信载荷 建链阶段测试。
文中针对XY-2号卫星上基于双棱镜和四象限雪 崩光电二极管结构的激光通信设备的指向（Pointin g)、捕获 （A cquiring) 和跟踪 （Tracking) 问题进行了 探讨，最终给出了在轨测试结果。1采用双棱镜的激光通信系统
系统组成图见图1，终端发射采用1550 rnn的激 光器，激光通信终端采用00K调制，直接探测的通信 体制，望远镜口径为60 _，中心30 mm作为发射用, 其外围口径用于接收，采用收发空间分离的方式实现 双工通信，通信和跟踪共用同一个通信光源，并共用 同一个通信探测器，捕获跟踪采用双棱镜调节的方 案，可以满足±30°的建链角度范围要求，并减少了两 轴跟踪架等结构，降低了资源消耗。在其焦平面处放 置QAPD作为接收探测器,QAPD的四象限信号相减 后作为位置跟踪信号，相加后作为通信信号。激光链 路的捕获跟踪采用旋转棱镜的方案，根据QAPD位置 信号，旋转棱镜，调节望远镜的光束指向，实现通信光 链路的稳定。
图1激光通信系统组成
Fig. 1Laser communication system component
图2为旋转双棱镜光束指向系统的结构示意图。两直角折射棱镜A和％的足y轴平行于棱镜 直角垂直面，双棱镜x o r面相互平行且垂直于z轴。双棱镜的平面可绕共同中心轴z独立旋转。AR空间定位
设棱镜A人射光束为单位矢量s,.，棱镜R左侧
图2旋转双棱镜光束指向系统示意图
Fig.2 Diagram of beam pointing system with rotating double prisms
20200327-2
第5期红外与激光工程
www.irla第50卷
斜界面法线矢量可表7K为《i，a i为棱镜A的顶角，a为棱镜m尖端指向与x轴正向间的夹角，应用矢 量形式的斯涅尔定律可得棱镜m左侧斜界面折射光 线矢量为蛘12一|61:
/ii = (sino^cosR，sinor!sin^b cosar!)(1)
s\ =~ l s i ~— fl\/l----- + —(Si.fl\)2(2) n V n2n2
棱镜n，右侧垂直界面和棱镜n2左侧垂直界面 相互平行，相'当于平行光板，不改变光束的传播方向, n2右侧斜界面的入射光线与R左侧斜界面的出射 折射光线矢量一致，因此人射到棱镜n2右侧斜界面 的人射光线矢量为棱镜n2右界面的法线矢量为 〇(2为棱镜n2的顶角，％为棱镜n2尖端指向与 z轴正向间的夹角，则出射光线矢量为&
n2=(―sina2cos02, —sin Q r2sin02,cosa2)(3) sr2-n[s\-{s r n2)n2]-n2l -n2+n2(s\.n2)2(4)
由公式（1)〜(4)可计算出人射光线、出射光线和 棱镜旋转角度之间的关系，从而实现光束的指向和 调控。
2系统P A T工作原理星本体坐标系矢量为Ap S£W，姿态角分别为滚动角
俯仰角^和偏航角％，先绕X轴顺时针旋转90°，再 绕y轴旋转(270°-£)，得到卫星轨道系下坐标，然后按 照ZY7的顺序旋转，则有卫星本体坐标系指向为：
A pflgjv= ■-e j/f.t Ap£
(7)
光通信终端坐标系矢量为//,、Ci、Vi为卫 星本体坐标系到光学终端安装棱镜的安装矩阵对应
角度，光学终端安装棱镜坐标系到光学终端坐标系的 安装矩阵对应角度为&、&、均按照2X7的顺序 旋转，则有：
^P s O L V E=^v(^2)^v(72)^r(^2)R v(^l)^v(y i)^2(^l)^P B E N
(8)
在公式（2)和（4)的基础上，已知光的输人为沿 Z向的单位矢量和输出为Ap S O T^£，求出双棱镜转动的 角度，从而实现指向。
2.2捕获
扫描方式采取螺旋曲线方式，如图3所示，小圆 圈为单激光光束束散角覆盖范围，大圆圈为激光通信 载荷指向不确定区域范围，正方形及序号表示由内至 外的扫描顺序。
2.1指向
设本星的位置矢量为/ten，对方星的位置矢量为 队2。根据星上GNSS设备可得卫星的轨道6根数，为本星轨道的升交点赤经，G为轨道倾角，W/4为近 地点角，先绕Z轴旋转再绕义轴旋转L最后绕 Z轴旋转则有地心轨道焦点坐标系下粗指向矢量A pE为:
其中：
Rx(a)P e=R A c jA)R A iA)R：(^A)(B〇2-A〇i)
100c a0-s a 0c a s a R y(a)=010 0—s a c a s a0c a
c a5a 0
/?:(〇〇= -似c a0
001
⑶
(6)式中：c«,set分别代表了角度的余弦、正弦值；尺.(•)代 表了绕*轴转动的旋转矩阵。以面向旋转轴看，逆时 针旋转为正，顺时针为负。
设e为真近点角，卫星轨道坐标系矢量为A P()，卫
根据双棱镜指向输出计算偏转角和方位角，坐标 系定义如图2所示，偏转角p为出射光矢量与Z轴负 方向的夹角，方位角e为出射光矢量在平面的投影与Z轴之间的夹角，计算出偏转角9>、方位角久设 计算的出射矢量为r。= (<:,/,/n),
20200327-3
第5期www.irla第50卷
</?=acos(-m)(9)
aictan(l/k)\k> 0,/^ 0
arctan(//k)+ 2k\k>0J<0(10)
arctan(///〇+ 71;A:< 0
X S O Z A2为X方向扫描步进索引，Wepva/为步进量，£)^5〇^为1方向扫描偏置点，yscaw为/方向扫描步 进，DyScan为K方向扫描偏置点，则出射矢量为r〇= (_r，y，-i)，其中
{x=tariff cos 0 +xscan x stepval-\-DxS can
>^= tan v?sin6+ yscan x stepval-\-DyS can(11)
z =—l
在公式（2)和（4)的基础上，已知光的输入为沿 着Z轴方向的单位矢量，采用公式(9)~(11)输出为单 位化的出射矢量，求出双棱镜转动的角度，从而实现 矩形螺旋扫描。
铱-1922.3跟踪
四象限探测器光敏面通过两条相互垂直的死区 线分割为A、B、C、D四部分。由于收发环形空间分 离的特性，QAPD上的人射光斑为圆环形且能量分布 均匀，照射在光敏面上的光斑被四个象限分成四个部 分。由于光电效应，对应的四个象限的感光面电极将 光能转换成电能，产生大小为/A、/B、/c、/D的光生电 流。当光斑中心在QAPD光敏面的位置改变时，QAPD各象限上的光斑面积也会改变，导致各象限光 生电流的变化，通过一定的建模方法计算出环形光斑 的圆心位置[1W8]。 用％表示QAPD光敏面X、y轴上建立模型 后的相对偏移量，£A、4、表示激光光斑人射 到QAPD各个象限上的光能量，由于空间激光通信距 离遥远，且无大气干扰，因此光强均匀分布，可以用激 光人射到该象限中的光斑面积表示光能量，心、S B、知、SD分别表示人射到各个象限上光斑的面积，所以: _(/a+ ^d)~ (^b+ ^c)_ (E\+ E d)- (E b+ E c)_
EA +EB+Ec +E d
硬质合金密封环(S A+S 〇) —(S B+S c)(12)
■S a+^B+^c+S d
_ U a+^)~U c+I p)_(E a+E b) ~ (E c+£d)_
Z A+ /B+ /C+ /D+E b+E q +E d
(S A +S b)~(S c + ^d)(13)
^a+'^B+'S'c+ '^D
由此可以看出，相对偏移量cr v能够反映光斑 位置的变化，假设光斑外径为兄内径为r，光斑中心 坐标为（&，外)，利用几何知识求出每个象限中光斑的面积，代入公式（12)，（13)可得：
crx =-----------(2/?2arcsin 七 +2文〇y/R2-x〇2-
x n(R2-r2)\R V
2r2arcsin2_ 2j c0a/^2_^o21
r I(14)°-.v=^(j?2l-r2)(2/?2arCSinf+ 2外H-
Z/^arcsin也-2x〇Vr2-y〇2)
r I(15)由公式（14)、（15)可以看出，通常情况下，由于受 到光斑大小、光斑实际位置的影响，由偏移量解算公 式计算所得的光斑位置与光斑实际位置并不呈线性 关系。在光斑大小保持不变的情况下，仅当光斑离开 坐标原点很小时，即|知|、|外|均远小于光斑半径r时，有:
7i(/? + r)
(16)
-^o —斗^x
7c(/? + r)
(17)
凡-4^
由公式（16)、（17)解算出Q A P D的人射光线，即双棱镜的出射光线，根据双棱镜公式和编码器的角度 值计算出双棱镜的人射光线，当出射光线为沿Z轴方 向的单位矢量时，计算出此时双棱镜需要旋转的角 度，实现系统的双向互锁，系统进人跟踪状态。
3 P A T在轨测试试验
X Y-2卫星于2020年5月12日发射，并于2020年 6月9日开始在行云公司武汉测控中心和西安测控中 心进行了 P A T在轨测试,6月9日至7月3日完成了指 向及捕获测试，于7月4日至7月14日完成了 QAPD 跟踪点在轨标定测试，于7月15日至7月26日完成 了15次双向建链及跟踪测试。
3.1 XY-2号行云卫星状态
激光通信载荷建链在轨测试连接关系如图4 所示，星务计算机将本星和它星的轨道信息、本星的 姿态信息和命令传递给激光通信载荷，激光通信载荷 根据姿态和轨道信息指向对方星，并进行扫描、捕获 和跟踪，在满足跟踪精度的前提下，实现星间激光通 信，激光通信载荷将相关遥测信息回传给星务计算机，星务计算机与地面测控站通过无线电传递数据。
由图5和图6可知，卫星姿态稳定度较好，在 ±40 u ra d/s范围内，小于激光器200 |ir a d 的束散角。
第5期www.irla第50卷Satellite 01 Satellite 02
Ground station
图4建链测试阶段系统连接关系示意图
Fig.4 Diagram of system connection in chain building test phase
4.00E-05
73.00E-05
|2.00E-05
| 1.00E-05
2 0.00E+00
|-1.00E-05
| -2.00E-05
<-3.00E-05
-4.00E-05
Measuring data points/2s
图5 01星姿态角速率
Fig.5 Attitude angular rate of satellite 01
4.00E-05
3.00E-05 t 2.00E-05 l/i
医用拉链11.00E-05 2 0.00E+00
|-1.00E-05 g)
<-2.00E-05
-3.00E-05
-4.00E-05
Attitude angular rate of satellite 02
—Angle rate x Angle rate y Angle rate z Measuring data points/2s
图6 02星姿态角速率
Fig.6 Attitude angular rate of satellite 02
3.2指向测试及捕获
XY-2双星为圆轨道，轨道参数接近，双星相对位 置在地面站可视时间段内变化较小，如图7、图8所 示，01星为凝视方，方位角和俯仰角保持不变。02星为扫描方，方位角和俯仰角螺旋变大，符合螺旋扫描 的特点。根据地面标定结果，双星姿态指向有一定的 差异，导致指向中心有一定角度差异。
卫星在发射过程中有较强的振动，另外加上失重 的影响，导致太空中卫星和激光通信载荷的相互位置 关系与地面有较大变化，为此需要重新标定指向偏置中心。根据当前指向角度测试的结果，确定下次的指 向中心偏置点，如公式（11)所示，由于扫描时步进间 隔为70 ms，而遥测量下传时间为2 s—次，因此无法 准确得出扫中对方的时刻信息，也就无法得出指向偏 置中心，通过逐次逼近的方式得出准确的偏置中心，由测试结果1中的点为扫中对方星时对应的点的范 围，得出下一次的扫描中心偏置点为(2 000. -800)，单 位为H rad，其扫描范围为3.5 mrad，如图9所示。
在多次迭代测试中，后续测试中进行中心点的逼 近，并减小扫描范围，如图10所示，从图中得到01星
20200327-5
豫公网安备41160202000603
站长QQ:729038198
关于我们
投诉建议