激光链路通信测量复合系统技术领域
本发明涉及一种可广泛应用于飞行器、深空探测与地面测控通信领域的激光通信
与测距复合系统。
背景技术
随着现代卫星技术的快速发展，卫星需要传输的数据量也在迅猛增长，并且卫星
朝着更远距离的深空方向发展，对其进行距离、角度测量面临着信号空间衰减大、传输时间
长、传播环境复杂等一系列问题。测控通信系统是地面与飞行器进行信息交互的唯一手段，
也是飞行器充分发挥其应用效能不可或缺的重要保障。传统的测控通信系统在频段上采用
微波、射频频段，数据传输能力有限，单站测量精度较低，并且星上载荷设备受机、电、热资
源约束，对星上载荷设备体积、功耗提出更高要求。群测控有如下特点:同时测控管理多颗
卫星；测控站数量多、分布广、可能需要全球布站或数据中继卫星中继；对卫星的数据注入
量较大而且比较频繁；同时接收多颗卫星数据量大,且要求数据处理及时；可能出现各卫星
任务对测控资源争用,引起测控冲突等。传统的方法是采用多天线系统的方式,其缺点是:
它们是简单的单地面测控站组合、设备量大、效率低、数据处理时间长,不具备单站测控多
星的能力。为解决以上问题，各世界大国均以加大地面、星上天线口径、提高射频频段、采用
多天线组阵为主，在光学方面探索主要以独立的光通信开展研究，在光频段融合测量与通
信的研究鲜有报道，目前为提高数传速度与测量精度，测控通信系统国内外采用的主要方
法如下：提高射频频段与增加天线口径方面，国外以美国为代表，经历了从S频段到X频段再
到Ka频段的发展，美国70米口径深空站以X频段，34米口径天线为Ka频段，以提高数据传输
速度与测量精度。但由于大口径微波天线易受到热变形与负载变形影响，且对天线加工及
调整精度要求高，后期维护费用昂贵，使其在实际工程中应用面临较大难度，且由于射频频
段的限制，其对天线口径的减小和系统功耗方面的优化能力有限。在采用天线组阵技术以
提高测控通信速度、接收灵敏度及一定的测量精度方面已开展多年研究，其中美国计划在
2020年左右建成由多达400个12米口径天线组成的大规模天线阵，最终实现240米的等效天
线口径，可获得在X频段相当于当前70米口径天线约120倍的通信能力，但该方法是以提升
天线数量，增加功耗及降低效费比为代价获得接收性能上的提升，且对信号发射方面提升
作用有限。国内在测控通信方面主要以S、C、X频段为主，已应用成熟，但深空探测天线口径
以35米、66米大口径为主，且天线组阵等技术刚起步，处于工程实践阶段。
深空探测是测控领域的一个重要发展方向。要想探测更远更深的距离,需要提高
系统的S/N值。一个重要的途径就是加大接收天线的面积,以增加天线接收到的能量,但目
前加大天线口径已趋于极限,这主要是因为将口径加大至70m时,天线转动部分已重达几千
吨(据报道约3000吨重),会带来一系列的技术问题,如天线座基的可靠性、风负荷加大、热
力变形、天线反射面加工精度、天线测试技术、成本费用、定期维护等。可见继续加大天线口
径不再是今后的主要发展方向,因为即使将天线口径由70m增加到接近100m,天线面积增加
1倍，其带来的天线增益也仅仅只有3dB,但在天线结构、生产和维护上却带来了巨大的困
难。由于深空测控的通信距离非常远,上百亿公里以外深空探测器发回的信号已经十分微
弱,因此微弱信号的接收成为深空测控的主要技术难题之一。随着星座系统的出现和发展,
卫星数量增多,星群测控日益成为航天测控领域的一个突出问题。相对于比较成熟且广泛
应用的射频测控通信技术相比，激光技术可有望解决以上问题。深空激光通信是未来深空
通信技术的重要发展方向,它在较为复杂的深空环境中工作,激光通信具备信号光束窄,传
输距离长,传输数据量大、便于星载运行等特点,而成为深空探测的重要方法之一,但激光
通信同时带来了激光链路的建立与保持的难度,激光链路更加可靠的精确控制和保持技
术。深空激光通信采用光学频段作为载波，具有：①通信频带宽、信息容量更大，②光学增益
大、激光束散角小，测量精度高③抗干扰、抗截获能力强，④体积小、质量轻、功耗低⑤维护
经费较低等特点。在光学频段，国际上以美国“月球激光通信演示系统(LLCD，The Lunar
Laser Communications Demonstration)”为代表，实现了38万公里月地间622Mbps下行传
输速度与2厘米测距精度，其采用手段为光通信直接探测通信体制与多光学站定位结合，光
学天线口径为10厘米，但不具备同时测速功能，限制了其对定轨方面的应用，面对实际深空
任务能够提供的信息有限。国内方面，温冠宇等人和杨红宇等人对共口径激光通信与测距
一体化技术进行了研究，在一副光学天线中实现通信与测距功能，但其工作模式分别为时
分复用与波分复用方式，不能进行同时通信与测距，且不具备在测速与测角功能，工作效率
有限，同时采用波分复用的方式增加了系统复杂度与功耗。此外，在测距技术上，目前国内
外多采用脉冲式回波测距方法，其功率衰减与作用距离成四次方反比关系，作用距离及精
度都受到限制，需采用更优的方法提高作用距离。
由上可知，目前国内外测控通信系统的局限性主要集中在以下几个方面：1、以射
频频段为主要手段，由于卫星激光通信上行链路,对背景光、激光大气传输衰减、接收器的
接收效率和光强起伏等影响链路性能的因素，数据传输速度受限，单站测量精度较低，设备
体积大、质量重、功耗高；2、在射频频段上，为提高数传速度与测量精度，采用天线组阵及多
站定轨等资源叠加手段，费效比不高，后期维护费用高昂；3、基于激光技术的通信与测量方
法无法在同一波长上同时完成通信与测量功能，造成设备独立，载荷无法进行综合化设计，
体积较大等问题。4、在激光链路上不具备完整的集测速、测角、测距、通信为一体的功能。随
着无线通信电磁环境的复杂化和对通信系统性能要求的提升,传统的单码通信测距复合系
统已经不能满足实际需求。通信测距复合系统是一种采用扩频理论与技术,将伪码扩频通
信与伪码测距结合为一体,共用一套收发设备,进行扩频通信的同时可以完成测距(定位、
导航)任务的无线通信系统。相比以往只能完成单一功能(或通信,或测距)的扩频系统,通
信测距复合系统可以极大地提高电磁频谱利用率。
发明内容
为了克服上述现有技术测量精度低，设备体积大、质量重、功耗高的不足，本发明
提供一种集成化程度与链路利用率高，能够提高数据传输容量和灵敏度与能量集中度，并
能降低有效载荷重量、体积和功耗，基于激光链路的通信测量复合系统。以解决现有航天器
测控与通信设备以微波射频波段为主，测量精度与通信速率较低、体积与功耗大，在激光链
路上不具备完整的测速、测角、测距、通信功能等问题。
本发明所采用的技术方案是：一种激光链路通信测量复合系统，包括光学天线、二
维转台、目镜、快反镜1、快反镜2、分束镜1、分束镜2、分束镜3、精跟瞄模块、粗跟踪模块、自
适应光学模块、通信与测量处理模块和地面/卫星平台综合电子管理与处理模块，其特征在
于：光学天线将接收的远距离发出的携带调制信息、粗跟踪信标与精跟踪信标的综合光信
号，通过发射端二维转台窗口前端的目镜送入快反镜1，反射光通过分束镜1将综合光信号
的粗跟踪频段的光束分束成两路，一路经过分束镜1透射入分束镜2将粗跟踪频段的光束透
射入粗跟踪模块，粗跟踪模块提取目标位置粗脱靶量，并根据内置控制算法对二维转台施
加控制电压，控制二维转台在俯仰与水平方向转动；另一路综合光信号通过分束镜1将目标
引入精跟踪模块视场范围内，将综合光信号透射入精跟踪模块提取目标位置精脱靶量，并
根据内置控制算法对快反镜1施加控制电压，控制精视场光斑的整体偏移，并将该光斑引入
精跟踪视场的中心，获得目标角度信息，粗跟踪模块和精跟踪模块将提取的目标位置精脱
靶量送入地面/卫星平台综合电子管理与处理模块，完成目标捕获与瞄准功能和建立通信
链路。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果。
本发明重点针对航天测控通信领域，利用激光链路，改变了传统以微波射频频段
为主构建系统设计方法与思路，设计出基于激光链路的通信测量复合系统，其优点体现为：
集成化程度与链路利用率高。本发明将综合光信号透射入精跟踪模块提取目标位置精
脱靶量，并根据内置控制算法对快反镜1施加控制电压，控制精视场光斑的整体偏移，并将
该光斑引入精跟踪视场的中心，获得目标角度信息；进行通信时，发射端发出携带测距信息
的自定义帧格式信号，并以测距帧作为发送端本地计时触发信号开始计时，经过一段时间，
接收端接收并检测到该测距帧后，再将该信息帧转发至发送端，如此反复，以得到激光测距
帧的飞行时间，从而利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距离值，进而通过计算公
式得到飞行器速度信息。与同类系统相比，无需空间波分复用即可在相同载荷条件下，在同
一波长与光学天线上实现同时测速、测角、测距、通信一体的功能降低了有效载荷的重量、
体积、功耗。
提高了数据传输容量。本发明以激光链路主要手段进行通信，激光频段工作频率
与微波频段相比高3至4个数量级，具有频率高、带宽大、相干性强、单色性好等特点，并利用
相位调制与零差相干解调通信体制，与非相干体制相比，可提升接收机灵敏度约20dB，从而
大大提高了数据传输容量。
提高了系统灵敏度与能量集中度。本发明将综合光信号透射入精跟踪模块提取目
标位置精脱靶量，并根据内置控制算法对快反镜1施加控制电压，控制精视场光斑的整体偏
移，并将该光斑引入精跟踪视场的中心，获得目标角度信息，具有实时光学波前畸变校正功
能，提高了通信测量复合系统灵敏度与能量集中度。
降低了有效载荷重量、体积和功耗。本发明采用粗跟踪模块和精跟踪模块，将提取
的目标位置精脱靶量送入地面/卫星平台综合电子管理与处理模块，完成目标捕获与瞄准
功能和建立通信链路利用激光链路，实现在同一波长与光学天线上实现集测速、测角、测
距、通信为一体的功能，减少了设备数量，同时具有通信速率高、测量精度高、高集成度、低
功耗、高可靠、强扩展性的特点。
本发明由1:1冗余备份的两块宇航级CPU+FPGA板卡组成的地面/卫星平台综合电
子管理与处理模块，负责飞行器或地面电子系统管理控制指令的接收、解译，提供处理、接
口互连与等资源，通过上层软件实现对整星电子系统的状态监控、资源监控、热控管理等基
本的管理控制等功能，并为外部遥测、遥控、任务调度、通信测量复合系统重构等功能提供
支持。
附图说明
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术
人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术
人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明
的保护范围。下面结合附图对本发明进一步说明。
图1为激光链路通信测量复合系统构造示意图。
图2为图1的通信与测距时序示意图。
图3为激光链路通信测量复合系统的工作流程示意图。
具体实施方式
参阅图1。在以下描述的实施例中，一种激光链路通信测量复合系统，包括光学天
线、二维转台、目镜、快反镜1、快反镜2、分束镜1、分束镜2、分束镜3、精跟瞄模块、粗跟踪模
块、自适应光学模块、通信与测量处理模块和地面/卫星平台综合电子管理与处理模块，其
中，自适应光学模块、粗跟踪模块、精跟踪瞄准模块、通信与测量处理模块与地面/卫星平台
综合电子管理与处理模块互连，由地面/卫星平台综合电子管理与处理模块对上述模块的
工作状态与信息进行控制和传输，光学天线将接收的远距离发出的携带调制信息、粗跟踪
信标与精跟踪信标的综合光信号，通过发射端二维转台窗口前端的目镜送入快反镜1，反射
光通过分束镜1将综合光信号的粗跟踪频段的光束分束成两路，一路经过分束镜1透射入分
束镜2将粗跟踪频段的光束透射入粗跟踪模块，粗跟踪模块提取目标位置粗脱靶量，并根据
内置控制算法对二维转台施加控制电压，控制二维转台在俯仰与水平方向转动；另一路综
合光信号通过分束镜1将目标引入精跟踪模块视场范围内，将综合光信号透射入精跟踪模
块提取目标位置精脱靶量，并根据内置控制算法对快反镜1施加控制电压，控制精视场光斑
的整体偏移，并将该光斑引入精跟踪视场的中心，获得目标角度信息，粗跟踪模块和精跟踪
模块将提取的目标位置精脱靶量送入地面/卫星平台综合电子管理与处理模块，完成目标
捕获与瞄准功能和建立通信链路；综合光信号中的通信频段光束经过分束镜2反射进入自
适应光学模块，先后经变形镜与快反镜2反射后进入分束镜3，分束镜3将携带通信频段的信
号光透射入波前传感器，计算出光斑质心，得到光斑斜率误差，并将斜率误差送入波前控制
器计算出控制电压量，并分别送入变形镜与快反镜2进行闭环控制，通过波前控制器对光束
整体倾斜与畸变进行校正后，由分束镜3透射的携带通信频段的信号光进入通信与测量模
块，经解调后得到信息与测距数据，后续经通信与测量处理模块计算后得到飞行器速度信
息，完成通信数据接收与测量过程，并将信息帧转发至地面站接收端，地面站接收端通过测
量信息帧中的特定字符宽度与特定字符数目N，获取时间差t，并通过公式R＝(c×t)/2＝(c
×N×t)/2解算出距离信息R，其中c为光在介质中的传播速度，进而在地面站接收端求出飞
行器速度。
进行通信时，发射端发出携带测距信息的自定义帧格式信号，并以测距帧作为发送端
本地计时触发信号开始计时，经过一段时间，接收端接收并检测到该测距帧后，再将该信息
帧转发至发送端，如此反复，得到激光测距帧的飞行时间，从而利用公式R＝(c×t)/2＝(c
×N×t)/2解算出距离值，进而通过上述计算公式得到飞行器速度信息。由光学天线将综合
光信号发射至接收端的发射过程为接收过程的逆向过程。
所述的光学天线为U形架、L臂或潜望式结构望远镜，负责光束发射与接收；所述的
分束镜1对激光通信与粗跟踪频段的光束透射，对精跟踪频段光束反射；
所述的分束镜2对粗跟踪频段的光束透射，对通信频段光束反射；
所述的分束镜3对通信频段光束进行1:1透射与反射；所述的粗跟踪模块包含窄带滤光
片、粗探测器、控制器，粗探测器为低帧频CCD或COMS相机，对目标位置粗脱靶量进行探测，
并根据控制算法，对二维转台施加控制电压，控制二维转台在俯仰与水平方向转动，将目标
引入精跟踪模块视场范围内；所述的精跟踪瞄准模块包含窄带滤光片、精探测器、控制器，
精探测器为中帧频CCD或COMS相机，精跟踪瞄准模块提取目标位置精脱靶量，并根据控制算
法，控制精视场光斑的整体偏移，并将光斑引入精跟踪视场的中心，获得目标角度信息；自
适应光学模块包含窄带滤波片、波前探测器、波前控制器、变形镜，对光束整体偏移与畸变
实施闭环校正，波前探测器为高帧频CCD或COMS相机，变形镜为基于压电陶瓷驱动或液晶结
构的空间光调制器；
所述的地面/卫星平台综合电子管理与处理模块由1:1冗余备份的两块宇航级CPU+
FPGA板卡组成，负责飞行器或地面电子系统管理控制指令的接收、解译，提供处理、接口互
连，通过上层软件实现对整星电子系统的状态监控、资源监控、热控管理等基本的管理控制
等功能，并为外部遥测、遥控、任务调度、系统重构等功能提供支持。
激光链路通信测量复合系统分为卫星终端与地面终端，两者进行一体化设计，组
成相同。在该实例中，上行激光通信波长采用1550nm波长的通信光，下行激光通信波长采用
1558nm波长的通信光，粗跟踪采用800nm的粗信标光，精跟踪采用532nm的精信标光。光学望
远镜设计为消色差的折返式望远镜，光学望远镜和后续镜片组安装在粗跟踪二维转台上。
通过地面站设备根据星历表和相关轨道信息计算卫星可能出现的区域，并捕获不确定区
域，随后发送信标光至被测量目标，对不确定区域进行扫描，捕获卫星，待粗跟踪过程闭环
后，进入精视场范围，精跟踪功闭环，得到飞行器角度信息，此时建立激光通信链路，即可加
载数据传输功能，通过定义信息帧格式的手段对飞行器进行测距、测速。
在望远镜光路上，携带调制信息的通信、粗跟踪信标与精跟踪信标的综合光信号
首先经过快反镜1反射，进入分束镜1，分束镜1设计为对685-1600nm波长光透射，对400-
633nm波长光反射率，透射率与反射率分别为85％与90％，即入激光通信与粗跟踪频段的光
束经过分束镜1透射，进入分束镜2，分束镜2设计为对420-900nm波长光透射，对990-1600nm
波长光反射率，透射率与反射率分别为85％与90％，分束镜2将粗跟踪频段的光束透射，进
入粗跟踪模块，粗跟踪模块提取目标位置粗脱靶量，并根据控制算法，对二维转台施加控制
电压，控制二维转台在俯仰与水平方向转动，将目标引入精跟踪模块视场范围内，综合光信
号经过分束镜1的透射，进入精跟踪模块，精跟踪模块提取目标位置精脱靶量，并根据控制
算法，对快反镜1施加控制电压，快反镜1采用PZT压电陶瓷驱动结构，控制精度优于1u rad，
控制精视场光斑的整体偏移，并将光斑引入精跟踪视场的中心，获得目标角度信息，并送入
卫星平台综合电子管理与处理模块，完成目标捕获与瞄准功能，建立通信链路。综合光信号
中的通信频段光束经过分束镜2反射，进入自适应光学模块，先后经变形镜与快反镜2反射
后进入分束镜3，分束镜3设计为透射率50％，反射率50％，即入射1550nm波长光通信能量的
50％透过该分束镜透射入波前传感器中窄带滤光片，该窄带滤光片中心波长为1550nm，截
止带宽为10nm，波长为1550nm的激光通信通信光可透过该滤光片，进入波前传感器中的帧
频为2000Hz，靶面大小为512像素×512像素的CCD相机，进而计算出光斑质心，得到光斑斜
率误差，并将斜率误差送入波前控制器计算出控制电压量，并分别送入变形镜与快反镜2进
行闭环控制，其中变形镜驱动单元数为3000，驱动结构为MEMS方式，对光束整体倾斜与畸变
进行校正后，剩余50％能量的通信光由分束镜3反射的携带通信频段的信号光进入通信与
测量处理模块中窄带滤光片，该窄带滤光片中心波长为1550nm，截止带宽为10nm，波长为
1550nm的激光通信通信光可透过该滤光片进入通信与测量处理模块电路，经解调后得到信
息与测距数据，经后续计算后得到飞行器速度信息，完成通信数据接收与测量过程，并将信
息帧转发至地面站，地面站通过测量信息帧中的特定字符宽度与特定字符数目N，获取时间
差t，并通过公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/22解算出距离信息R，其中c为光在介质中的传
播速度，进而在地面站求出飞行器速度。装置的发射过程为接收过程的逆向过程，最终由光
学天线将综合光信号发射至接收端。
参阅图2、图3。进行通信时，发射端发出携带测距信息的自定义帧格式信号，并以
测距帧作为发送端本地计时触发信号开始计时，经过一段时间，接收端接收并检测到该测
距帧后，再将该信息帧转发至发送端，如此反复，以得到激光测距帧的飞行时间，从而利用
公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距离值，进而通过计算公式得到飞行器速度
信息。
激光链路通信测量复合系统实现同时通信与测量功能的方法步骤如下：
步骤S1：地面站设备向飞行器发送遥控指令，飞行器平台综合电子管理与处理模块接
收并解析地面站发送的指令，判断工作模式为接收或发射，使飞行器装置处于待命状态，若
为接收模式，则跳转至步骤S2，若为发射模式，则跳转至步骤S5；
步骤S2：在接收模式下，地面站设备根据星历表和相关轨道信息计算卫星可能出现的
区域，并捕获不确定区域，随后发送信标光至飞行器，对不确定区域进行扫描，捕获飞行器；
步骤S3：待粗跟踪过程闭环后，飞行器进入精视场范围，精跟踪功能闭环，得到飞行器
角度信息，此时建立激光通信链路；
步骤S4：综合信号光依次经过快反镜、分束镜、变形镜进入通信与测量处理模块，通过
定义信息帧格式提取时差t，利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2对飞行器进行测距，并根
据测距信息，通过计算公式对距离信息取微分，进行后处理得到速度信息，完成数据
接收与测量数据解算；
步骤S5：综合信号光依次经过变形镜、分束镜、快反镜，进入光学天线，发射至接收端，
接收端通过定义信息帧格式的手段对飞行器进行测距，并根据测距信息进行后处理得到测
速信息，完成数据接收与测量数据解算，结束发射模式的过程。