CN115333605A - 星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指向控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明的星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指向控制方法，包括：通过初始化设备对第一卫星和第二卫星所搭载的激光器、卫星微推执行机构、STR星敏传感器、CCD捕获相机、QPD四象限光电探测器进行初始化；此时星上的STR星敏传感器会捕获一颗引导星，与星图进行对比之后可以得到卫星的姿态信息。本发明的星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指向控制方法通过对星间激光链路建立的高精度捕获控制原理进行分析，利用无信标光的多级捕获方式，优化了激光链路的捕获精度，适用于星间激光链路建立的高精度捕获情况。

Description

星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指向控制方法

技术领域

本发明涉及卫星光通信技术领域，特别涉及星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指 向控制方法。

背景技术

随着空间科学和技术的快速发展和推进，空间激光应用逐步向高精度应用领域拓展。在 空间引力波探测中需要组建星间迈克尔逊干涉仪，利用激光外差干涉测量法探测引力波信号， 因此高精度的捕获方法是组建星间迈克尔逊干涉仪的核心环节。在星间激光通信中，高精度 的捕获技术一方面可以实现激光链路的建立，另一方面提高捕获精度有助于降低激光通信的 误码率，提高传输效率。因此高精度的捕获方法在空间引力波探测和星间激光通信等方面都 有着重要应用。

传统的激光链路建立采用CCD捕获相机作为探测器，激光光束的捕获精度受到CCD捕 获相机的视场角、像元大小、读出噪声以及质心算法等因素影响。CCD捕获相机作为捕获探 测器主要采用光强来进行测角误差计算，而利用QPD作为探测器是通过激光外差干涉的相位 变化来进行测角误差计算，其测量方法可以进一步提升捕获精度。

中国发明专利申请CN101567721A，公开了一种快速建立中继星与用户星间激光链路的 光束捕获扫描方法，其步骤为：步骤一：中继星终端向待扫描区域的一个扫描点发出信标光 束；步骤二：中继星终端按时间间隔向待扫描区域中的下一扫描点发出信标光束；步骤三： 当步骤一或步骤二所述的信标光束到达待扫描区域的同时，用户星终端发出回光光束；步骤 四：中继星终端判断是否接收到步骤三中所述的回光光束，如果判断结果为否，执行步骤二； 如果判断结果为是，中继星终端停止发出信标光束，此时，用户星位于前一扫描点处，中继 星对用户星捕获成功。然而该专利需要利用信标光实现捕获激光链路的建立，不适用于无信 标光的情况。

中国发明专利申请CN113507579A，公开了一种用于空间引力波探测的星间激光链路捕 获方法和***，其步骤为：步骤一：通过激光对目标终端区域进行扫描，根据检测目标的应 答信号调整发射端和探测端的视轴，在视轴对准后建立通信链路；步骤二：设置激光捕获参 数，包括捕获区域、激光束散角和扫描方式；步骤三：构建Simulink模型进行激光捕获，包 括CCD捕获相机输出模拟以及CCD捕获相机角度计算；步骤四：设置初始对准误差，计算 CCD捕获误差，对捕获精度进行调整。然而该公开技术方案中利用CCD捕获相机进行捕获建立激光链路，其捕获精度有限。

针对传统的星间光链路建立中，捕获所用的传感器通常为CCD捕获相机或者CMOS相 机，其捕获精度与传感器的性能与质心算法的精度密切相关，而目前采用这些方法的定位精 度通常在百纳弧度量级，定位精度有限，且不适用于超远距弱光条件下的捕获。

因此，如何解决星间超远距弱光条件下的激光链路捕获难、且定位精度不足的问题，实 现对星间激光链路建立的高精度捕获控制，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明提供了星间激光链路构建中用高精度激光 捕获及指向控制方法。

为此，本发明的上述目的通过以下技术方案实现：

本发明提供的星间激光链路构建中用高精度激光捕获及指向控制方法，包 括如下步骤：

步骤一：第一卫星和第二卫星均搭载激光器、卫星微推执行机构、STR星 敏传感器、CCD捕获相机、QPD四象限光电探测器。第一卫星和第二卫星进入 预定轨道后，通过初始化设备对第一卫星和第二卫星所搭载的激光器、卫星微 推执行机构、STR星敏传感器、CCD捕获相机、QPD四象限光电探测器进行初 始化；

步骤二：完成步骤一之后，两颗卫星的姿态还无法确定，此时星上的STR 星敏传感器会捕获一颗引导星，与星图进行对比之后可以得到卫星的姿态信息。 以STR星敏传感器的姿态信息作为输入，卫星微推机构作为执行机构，调整第 一卫星和第二卫星的姿态，使两颗卫星的激光指向方向得到初步对准；

步骤三：由于STR星敏传感器的精度有限，所以两卫星采用STR对准后仍 具有十微弧度量级的对准误差，因此需要采用更高精度的CCD捕获相机作为姿 态传感器。由于激光光束的发散角小于不确定区域，所以第一卫星需要对不确 定区域进行扫描。扫描方案采用等距型阿基米德螺旋线扫描方法，在第一卫星 扫描的同时，第二卫星CCD捕获相机需要实时监测是否有光斑进入视场内；

步骤四：当第一卫星扫描到某一时刻时，第二卫星的CCD捕获相机将会监 测到一个光斑，对光斑进行质心定位从而得到其在相机图像上的坐标，记为 (Xc,Yc)。在光链路建立之前，需要提前设定好其标定位置，即光束对准时的光 斑参考位置，记为(X0,Y0)。计算坐标(Xc,Yc)与坐标(X0,Y0)的差值，可以得到 光斑的航向角与俯仰角的像元偏差，记为(ΔX,ΔY)。由CCD捕获相机的视场角与 像元数可以得到每一个像元所对应的视场角大小，记为K。因此，卫星姿态的航 向角与俯仰角的偏差为(K·ΔX,K·ΔY)。将该姿态偏差作为输入，卫星微推作为 执行机构，调整第二卫星的姿态，使其光束指向进一步对准第一卫星；

步骤五：第二卫星调整完姿态后，第二卫星上的激光器所发射的激光将会 进入第一卫星的CCD捕获相机的视场内，此时，第一卫星的CCD捕获相机上会 出现光斑并停止对不确定区域扫描。采用与步骤四相同方法，调整第一卫星的 姿态：对第一卫星CCD捕获相机上的光斑进行质心定位从而得到其在相机图像 上的坐标，记为(X′c,Y′c)。在光链路建立之前，需要提前设定好其标定位置，即 光束对准时的光斑参考位置，记为(X′0,Y′0)。计算坐标(X′c,Y′c)与坐标(X′0,Y′0) 的差值，可以得到光斑的航向角与俯仰角的像元偏差，记为(ΔX′,ΔY′)。由CCD 捕获相机的视场角与像元数可以得到每一个像元所对应的视场角大小，记为K’。 因此，卫星姿态的航向角与俯仰角的偏差为(K′·ΔX′,K·ΔY′)。将该姿态偏差作 为输入，卫星微推作为执行机构，调整第一卫星的姿态，使其光束指向进一步 对准第二卫星；

步骤六：当两颗卫星都利用CCD捕获相机作为姿态传感器调整完卫星姿态 之后，由于卫星平台振动，太阳光压，引力波动等因素影响，卫星平台仍存在 微弧度量级的抖动，因此需要对光束指向抖动误差进行闭环控制。其中，闭环 控制输入为CCD捕获相机所输出的卫星姿态误差，执行机构为卫星微推机构， 利用PID控制算法对光束指向抖动误差进行压制；

步骤七：完成步骤六后，第一卫星和第二卫星的激光光束将会在QPD四象 限探测的表面发生干涉。由于QPD四象限光电探测器的探测带宽有限，因此需 要对激光光束进行频率扫描，使两光束的外差干涉信号频率进入QPD四象限光 电探测器带宽内；

步骤八：QPD四象限光电探测器将光信号转换为电信号，利用相位计读取 QPD四象限光电探测器输出的四路电信号之间的相位差，通过DWS技术对两束 激光的夹角进行测量，将相位计测量的角度偏差结果作为输入，卫星微推作为 执行机构，利用PID控制算法对光束指向抖动误差进行更高精度的压制。

在采用上述技术方案的同时，本发明还采用或者组合采用如下技术方案：

作为本发明的优选技术方案：在步骤三中扫描方案所采用的等距型阿基米 德螺旋线扫描方法包括：

建立不确定区域的极坐标方程：

r＝a+bθ

其中r为不确定区域半径，a为扫描初始半径，b为扫描每圈之间的步长，θ为 扫描点极坐标的角度。

将不确定区域的极坐标方程转换为笛卡尔坐标方程：

设卫星间的距离为Lsc，则可以得到第一卫星的姿态坐标方程：

其中，θ_yaw代表卫星航向角，θ_pitch代表卫星俯仰角。由于卫星在扫描时是 逐点进行扫描的，因此需要确定卫星姿态扫描点的集合。设卫星搭载的激光器 发散角为

则其可以覆盖的不确定区域平面圆形区域直径d为：

为了实现不确定区域的全覆盖，等距型阿基米德螺旋线扫描方法设定扫描 每圈之间的步长b为d/2，扫描初始半径a为0，扫描圈数为n，则θ的取值为0 到2π·n。为了实现等距型的扫描，需要保证卫星姿态扫描点的集合中每个扫描 点与上一个扫描点的距离相同，即与扫描步长b相同，该取值可以保证在对不 确定区域全覆盖的情况下实现尽可能均匀的扫描点。

首先设定初始位置(x0,y0)，不断增大θ值，计算x和y的值，设偏移值L 为：

当θ增大时，L会随之增大。如果偏移值L与扫描步长b相等时，将此时的θ值、 x值与y值记录在坐标集合中，并将此时的(x,y)值替换初始位置(x0,y0)值。继 续增大θ值，重复上述步骤，直到θ等于2π·n。此时可以得到扫描点(x,y)的集合， 通过卫星的姿态坐标方程，将扫描点(x,y)的集合转换为姿态坐标(θ_yaw,θ_pitch) 的集合。执行等距型阿基米德螺旋线扫描时，依次读取姿态坐标(θ_yaw,θ_pitch)的 集合数据发送给卫星微推执行机构，调整卫星姿态，即可完成对不确定区域扫 描。

作为本发明的优选技术方案：CCD捕获相机对光斑进行质心定位，其根据 CCD捕获相机上光敏面采集到的每个像元光强值来计算光斑质心，计算区域为 (m_s，n_s)到(m_e，n_e)，计算公式为：

在上述公式中，x_c和y_c分别为计算的光斑质心坐标，x_ij和y_ij分别为像元坐标 (i，j)的横坐标值和纵坐标值，I_ij为像元坐标(i，j)的光强值，像元坐标(i，j)的 取值范围从(m_s，n_s)到(m_e，n_e)。

作为本发明的优选技术方案：步骤四或步骤五中，需要提前设定好其标定 位置，标定位置标定方法包括：

在地面标定时，首先将光束对准到1μrad以内，采用DWS测角方法进行测 角。QPD四象限光电探测器的传感器作为姿态传感器利用DWS测角精度可以 达到nrad量级，而CCD捕获相机作为姿态传感器测角精度在μrad或亚μrad量级， 因此可以采用QPD四象限光电探测器的传感器进行标定。

以QPD四象限光电探测器作为姿态传感器，通过DWS技术对两束激光的 夹角进行测量，将相位计测量的角度偏差结果作为输入，压电六足台作为执行 机构，利用PID控制算法对光束指向进行调整，使DWS所测数据为0。记录此 时CCD捕获相机上的光斑位置，即为标定位置。

作为本发明的优选技术方案：步骤五中，第二卫星调整完姿态后，第一卫 星的CCD捕获相机上会出现光斑并停止对不确定区域扫描，该情况出现的条件 是第二卫星发射的激光到达第一卫星时，其接收到的激光光功率大于第一卫星 的本地激光器产生的杂散光的光功率，即不存在致盲现象。

作为本发明的优选技术方案：采用QPD四象限光电探测器进行光电转换， 读取QPD四象限光电探测器四路电信号之后，采用DWS技术进行测角，其角 度转换公式为：

其中Δθ_x和Δθ_y分别为x方向和y方向的角度偏差，

分别为A、B、C、D四路电信号的相位。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明通过对星间激光链路建立的高精度捕获控制原理进行分析，利用了 基于等距型阿基米德螺旋线的扫描方式对不确定区域进行扫描，以光束发散角 为基准设定扫描步长，可以实现对不确定区域快速全覆盖的扫描。在此基础上， 本发明设计了无信标光的三级捕获方式，相比传统的最后一级采用精跟踪相机 捕获，本发明采用了QPD四象限光电探测器的传感器作为姿态传感器，利用 DWS测角技术实现nrad量级角度测量。传统精跟踪***利用接收光的光强进行 姿态校正，其光强值易受到环境以及探测器的影响，而本发明采用外差干涉的 DWS测角技术利用光的相位进行角度解算，有着更高的抗干扰能力和测量精度。 本发明中***捕获与跟瞄精度相比传统***可以提升至少一个数量级以上，即十纳弧度量级，本发明适用于星间激光链路建立的高精度捕获情况。

附图说明

图1为星间激光链路建立高精度捕获控制流程示意图；

图2为实施例所采用的硬件结构图示意图；

图3为实施例中验证***DWS所测的角度时域数据；

图4为实施例中等距型阿基米德螺旋线扫描方法所计算的扫描点示意图；

图5为实施例中等距型阿基米德螺旋线扫描方法所计算的扫描覆盖区域示 意图。

具体实施方式

参照附图和具体实施例对本发明作进一步详细地描述。

实施例

如图1，为本发明星间激光链路建立的高精度捕获控制流程，如图2，为本 实施例所使用的验证***结构图，其中光源采用1064nm的激光器，卫星微推采 用压电六足台模拟，压电六足台执行精度为70nrad，转动量程为700μrad。捕获 相机采用CCD捕获相机，两个QPD四象限光电探测器的传感器采用相位计读 取信号，其中第一QPD四象限光电探测器和第一相位计作为内环控制，第二 QPD四象限光电探测器和第二相位计作为外环监测用来测量评测该***的捕获 控制精度，扫描发射端模拟第一卫星的卫星平台，接收端模拟第二卫星的卫星 平台。

其中，QPD四象限光电探测器的传感器指四象限光电探测器；STR传感器 指STR姿态传感器；DWS技术指差分波前敏感测角技术。

采用该验证***执行激光链路建立包括如下步骤：

(1)初始化设备

对平台硬件设备进行初始化，包括超稳激光器，压电六足台，捕获CCD捕 获相机，QPD四象限光电探测器，相位计，控制***等进行初始化。

(2)STR指向误差调整

***控制压电六足台来模拟STR传感器完成对光束指向误差的初步调整， 根据卫星运行情况模拟计算，调整误差在23.9μrad以内。实际情况中，指向误差 范围是由卫星轨道导航误差，望远镜指向误差，卫星姿态调整误差等方面组成。

(3)第一卫星扫描并监测，第二卫星监测

扫描发射端模拟第一卫星开启激光器，并执行对光束指向的不确定区域进 行扫描，同时打开捕获相机CCD捕获相机实时监测是否有光斑出现在视场内。 接收端模拟第二卫星开启捕获相机CCD捕获相机实时监测是否有光斑出现在视 场内。在该阶段，对不确定区域扫描方式采用等距型阿基米德螺旋线扫描方法， 其测角数据在航向或俯仰方向的分量呈现幅值递增的正弦变化趋势，如图3所 示。

等距型阿基米德螺旋线扫描点计算：

确定不确定区域极坐标方程：

r＝a+bθ

将不确定区域的极坐标方程转换为笛卡尔坐标方程：

设卫星间的距离为Lsc，则可以得到第一卫星的姿态坐标方程：

其中，θ_yaw代表卫星航向角，θ_pitch代表卫星俯仰角。

实验中，不确定区域半径r为12μrad，a为0，b为3μrad，扫描圈数n为4， 双平台距离Lsc为10m，因此可以计算出扫描点。

首先设定初始位置(x0,y0)，不断增大θ值，计算x和y的值，设偏移值L 为：

当θ增大时，L会随之增大。如果偏移值L与扫描步长b相等时，将此时的θ值、 x值与y值记录在坐标集合中，并将此时的(x,y)值替换初始位置(x0,y0)值。继 续增大θ值，重复上述步骤，直到θ等于2π·n。此时可以得到扫描点(x,y)的集合， 通过卫星的姿态坐标方程，将扫描点(x,y)的集合转换为姿态坐标(θ_yaw,θ_pitch) 的集合，其执行结果如图4所示。

(4)第二卫星开环补偿

在扫描发射端扫描到某一点处，发射激光进入了接收端的CCD捕获相机视 场内，则接收端的CCD捕获相机将会捕获到一个光斑点。通过CCD捕获相机 对光斑进行质心定位，其根据CCD捕获相机上光敏面采集到的每个像元光强值 来计算光斑质心，计算区域为(m_s，n_s)到(m_e，n_e)，计算公式为：

在上述公式中，x_c和y_c分别为计算的光斑质心坐标，x_ij和y_ij分别为像元坐标 (i，j)的横坐标值和纵坐标值，I_ij为像元坐标(i，j)的光强值，像元坐标(i，j)的 取值范围从(m_s，n_s)到(m_e，n_e)。

通过计算可以得到该光斑点与标定位置之间的像元误差，使像元误差乘以 像元角度转换系数可以得到***光束指向角与标定位置的角度偏差，实验中所 使用的像元角度转换系数为0.8pixel/μrad。得到角度偏差之后，控制接收端的压 电六足台对该角度进行补偿。

(5)第一卫星开环补偿

接收端完成开环补偿之后，开启接收端的激光器。由于接收端指向误差已 经得到矫正，而扫描发射端的CCD捕获相机视场大于不确定区域，所以扫描发 射端的CCD捕获相机上将会出现光斑。同理，通过计算可以得到该光斑点与标 定位置之间的像元误差，使像元误差乘以像元角度转换系数可以得到***光束 指向角与标定位置的角度偏差，控制扫描发射端的压电六足台对该角度进行补 偿。

(6)CCD捕获相机闭环指向误差调整

扫描发射端和接收端都执行完开环补偿之后，两个平台的CCD捕获相机所 接收到的光斑将在CCD捕获相机光斑的参考位置附近。利用PID闭环控制算法， 将双平台的激光指向误差进行进一步压制，通常情况下采用高精度的执行机构， 可以将指向误差压制到μrad量级。

通过实验测试，在有望远镜100倍放大倍率情况下，CCD捕获相机闭环捕 获精度：航向角RMS值为0.0969μrad，俯仰角RMS值为0.1424μrad。

(7)激光扫频拍频

在验证实验中，我们采用了AOM调制，使两束激光的频率差固定在40Mhz， 因此QPD四象限光电探测器可以直接探测到外差干涉信号。

(8)QPD四象限光电探测器指向误差调整

利用QPD四象限光电探测器对干涉光束进行光电转换产生四路电信号，利 用相位计读取出四路电信号两两之间的相位差，采用DWS技术进行测角，其角 度转换公式为：

其中Δθ_x和Δθ_y分别为x方向和y方向的角度偏差，

分别为A、B、C、D四路电信号的相位。当干涉信号完全覆盖QPD四象限光电探测器的敏 感面时，其探测面的平均相位与对应的角度偏差关系为：

其中α为激光相对夹角，R为探测器的光敏面半径，λ为激光波长，取R＝1mm， λ＝1064nm，则转化系数k为5012。我们所用的相位计测相精度为2πμrad，相 角转换系数k为5012，所以相位计的测角精度为1.25nrad。因此，利用相位计 实现对两外差光束航向与俯仰夹角的高精度测量。

将DWS所测的角度偏差作为闭环控制的输入，控制压电六足台调整光束指 向角度，根据实验测试，在有望远镜400倍放大倍率情况下，QPD四象限光电 探测器闭环指向抖动误差压制效果可以达到航向角

俯仰角

实验结果表明，采用本发明方法可以实现高精度的捕获。

在本实验中，捕获指向抖动误差已经低于本底噪声，若改善环境噪声，提 高电推/微推执行机构执行精度，采用本方法能获得更高精度的捕获控制。

上述具体实施方式用来解释说明本发明，仅为本发明的优选实施例，而不 是对本发明进行限制，在本发明的精神和权利要求的保护范围内，对本发明做 出的任何修改、等同替换、改进等，都落入本发明的保护范围。

Claims (6)

1.星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤一：第一卫星和第二卫星均搭载激光器、卫星微推执行机构、STR星敏传感器、CCD捕获相机、QPD四象限光电探测器，第一卫星和第二卫星进入预定轨道后，对第一卫星和第二卫星所搭载的激光器、卫星微推执行机构、STR星敏传感器、CCD捕获相机、QPD四象限光电探测器进行初始化；

步骤二：完成步骤一之后，两颗卫星的姿态还无法确定，此时星上的STR星敏传感器会捕获一颗引导星，与星图进行对比之后可以得到卫星的姿态信息，以STR星敏传感器的姿态信息作为输入，卫星微推机构作为执行机构，调整第一卫星和第二卫星的姿态，使两颗卫星的激光指向方向得到初步对准；

步骤三：由于STR星敏传感器的精度有限，所以两卫星采用STR对准后仍具有十微弧度量级的对准误差，因此需要采用更高精度的CCD捕获相机作为姿态传感器，由于激光光束的发散角小于不确定区域，所以第一卫星需要对不确定区域进行扫描，扫描方案采用等距型阿基米德螺旋线扫描方法，在第一卫星扫描的同时，第二卫星CCD捕获相机需要实时监测是否有光斑进入视场内；

步骤四：当第一卫星扫描到某一时刻时，第二卫星的CCD捕获相机将会监测到一个光斑，对光斑进行质心定位从而得到其在相机图像上的坐标，记为(Xc,Yc)，在光链路建立之前，需要提前设定好其标定位置，即光束对准时的光斑参考位置，记为(X0,Y0)，计算坐标(Xc,Yc)与坐标(X0,Y0)的差值，可以得到光斑的航向角与俯仰角的像元偏差，记为(ΔX,ΔY)，由CCD捕获相机的视场角与像元数可以得到每一个像元所对应的视场角大小，记为K，因此，卫星姿态的航向角与俯仰角的偏差为(K·ΔX,K·ΔY)，将该姿态偏差作为输入，卫星微推作为执行机构，调整第二卫星的姿态，使其光束指向进一步对准第一卫星；

步骤五：第二卫星调整完姿态后，第二卫星上的激光器所发射的激光将会进入第一卫星的CCD捕获相机的视场内，此时，第一卫星的CCD捕获相机上会出现光斑并停止对不确定区域扫描，采用与步骤四相同方法，调整第一卫星的姿态：对第一卫星CCD捕获相机上的光斑进行质心定位从而得到其在相机图像上的坐标，记为(X′c,Y′c)，在光链路建立之前，需要提前设定好其标定位置，即光束对准时的光斑参考位置，记为(X′0,Y′0)，计算坐标(X′c,Y′c)与坐标(X′0,Y′0)的差值，可以得到光斑的航向角与俯仰角的像元偏差，记为(ΔX′,ΔY′)，由CCD捕获相机的视场角与像元数可以得到每一个像元所对应的视场角大小，记为K’，因此，卫星姿态的航向角与俯仰角的偏差为(K′·ΔX′,K·ΔY′)，将该姿态偏差作为输入，卫星微推作为执行机构，调整第一卫星的姿态，使其光束指向进一步对准第二卫星；

步骤六：当两颗卫星都利用CCD捕获相机作为姿态传感器调整完卫星姿态之后，由于卫星平台振动，太阳光压，引力波动等因素影响，卫星平台仍存在微弧度量级的抖动，因此需要对光束指向抖动误差进行闭环控制，其中，闭环控制输入为CCD捕获相机所输出的卫星姿态误差，执行机构为卫星微推机构，利用PID控制算法对光束指向抖动误差进行压制；

步骤七：完成步骤六后，第一卫星和第二卫星的激光光束将会在QPD四象限探测的表面发生干涉，由于QPD四象限光电探测器的探测带宽有限，因此需要对激光光束进行频率扫描，使两光束的外差干涉信号频率进入QPD四象限光电探测器带宽内；

步骤八：QPD四象限光电探测器将光信号转换为电信号，利用相位计读取QPD四象限光电探测器输出的四路电信号之间的相位差，通过DWS技术对两束激光的夹角进行测量，将相位计测量的角度偏差结果作为输入，卫星微推作为执行机构，利用PID控制算法对光束指向抖动误差进行更高精度的压制。

2.如权利要求1所述的星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：在步骤三中扫描方案所采用的等距型阿基米德螺旋线扫描方法包括：

建立不确定区域的极坐标方程：

r＝a+bθ

其中r为不确定区域半径，a为扫描初始半径，b为扫描每圈之间的步长，θ为扫描点极坐标的角度，

将不确定区域的极坐标方程转换为笛卡尔坐标方程：

设卫星间的距离为Lsc，则可以得到第一卫星的姿态坐标方程：

其中，θ_yaw代表卫星航向角，θ_pitch代表卫星俯仰角，由于卫星在扫描时是逐点进行扫描的，因此需要确定卫星姿态扫描点的集合，设卫星搭载的激光器发散角为

则其可以覆盖的不确定区域平面圆形区域直径d为：

为了实现不确定区域的全覆盖，等距型阿基米德螺旋线扫描方法设定扫描每圈之间的步长b为d/2，扫描初始半径a为0，扫描圈数为n，则θ的取值为0到2π·n，为了实现等距型的扫描，需要保证卫星姿态扫描点的集合中每个扫描点与上一个扫描点的距离相同，即与扫描步长b相同，该取值可以保证在对不确定区域全覆盖的情况下实现尽可能均匀的扫描点，

首先设定初始位置(x0,y0)，不断增大θ值，计算x和y的值，设偏移值L为：

当θ增大时，L会随之增大，如果偏移值L与扫描步长b相等时，将此时的θ值、x值与y值记录在坐标集合中，并将此时的(x,y)值替换初始位置(x0,y0)值，继续增大θ值，重复上述步骤，直到θ等于2π·n，此时可以得到扫描点(x,y)的集合，通过卫星的姿态坐标方程，将扫描点(x,y)的集合转换为姿态坐标(θ_yaw,θ_pitch)的集合，执行等距型阿基米德螺旋线扫描时，依次读取姿态坐标(θ_yaw,θ_pitch)的集合数据发送给卫星微推执行机构，调整卫星姿态，即可完成对不确定区域扫描。

3.如权利要求1所述的星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：步骤四或步骤五中，CCD捕获相机对光斑进行质心定位，其根据CCD捕获相机上光敏面采集到的每个像元光强值来计算光斑质心，计算区域为(m_s，n_s)到(m_e，n_e)，计算公式为：

在上述公式中，x_c和y_c分别为计算的光斑质心坐标，x_ij和y_ij分别为像元坐标(i，j)的横坐标值和纵坐标值，I_ij为像元坐标(i，j)的光强值，像元坐标(i，j)的取值范围从(m_s，n_s)到(m_e，n_e)。

4.如权利要求1所述的星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：步骤四或步骤五中，需要提前设定好其标定位置，标定位置标定方法包括：

在地面标定时，首先将光束对准到1μrad以内，采用DWS测角方法进行测角，QPD四象限光电探测器作为姿态传感器利用DWS测角精度可以达到nrad量级，而CCD捕获相机作为姿态传感器测角精度在μrad或亚μrad量级，因此可以采用QPD四象限光电探测器的传感器进行标定，

以QPD四象限光电探测器作为姿态传感器，通过DWS技术对两束激光的夹角进行测量，将相位计测量的角度偏差结果作为输入，压电六足台作为执行机构，利用PID控制算法对光束指向进行调整，使DWS所测数据为0，记录此时CCD捕获相机上的光斑位置，即为标定位置。

5.如权利要求1所述的星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：步骤五中，第二卫星调整完姿态后，第一卫星的CCD捕获相机上会出现光斑并停止对不确定区域扫描，该情况出现的条件是第二卫星发射的激光到达第一卫星时，其接收到的激光光功率大于第一卫星的本地激光器产生的杂散光的光功率，即不存在致盲现象。

6.如权利要求1所述的星间激光链路构建中高精度激光捕获及指向控制方法，其特征在于：采用QPD四象限光电探测器进行光电转换，读取QPD四象限光电探测器四路电信号之后，采用DWS技术进行测角，其角度转换公式为：

其中Δθ_x和Δθ_y分别为x方向和y方向的角度偏差，

分别为QPD四象限光电探测器A、B、C、D四路电信号的相位。

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