CN107892000B - 一种星地双光路对准的地面试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种星地双光路对准的地面试验方法，包括对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理；测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能；测试所述试验星的光路捕获功能；测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度；测试所述试验星的超前瞄准功能；测试所述试验星的量子发射光轴指向精度；测试所述试验星的模拟飞行性能。本发明的星地双光路对准的地面试验方法为开展量子卫星在轨关键性能指标地面验证试验提供充分的测试项及其判据；确保量子卫星在轨实验的有效性。

Description

一种星地双光路对准的地面试验方法

技术领域

本发明涉及量子卫星的技术领域，特别是涉及一种星地双光路对准的地面试验方法。

背景技术

现有技术中，一般飞行器与地面站的捕获或对准通常采用无线电或可见光，通常达到的指向精度并不高，约0.3～0.5度左右。这种精度下，只需采取经典的方法即可实现。

对于量子科学实验卫星而言，要求星地对准精度达到3.5u弧度。因此，在研制这类高精度卫星之前，需要对星地双光路对准方案进行地面试验验证与分析，以确保量子卫星在轨实验的有效性。

发明内容

鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种星地双光路对准的地面试验方法，用于实现星地双光路对准的各个子系统的地面试验验证与分析。

为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种星地双光路对准的地面试验方法，应用于量子卫星的星地双光路对准的地面试验系统，所述星地双光路对准的地面试验系统包括试验星、气浮台子系统、地面站静模拟器、地面站动模拟器和导轨；所述试验星用于模拟实体卫星，包括姿控子系统和有效载荷；所述有效载荷包括密钥通信机和纠缠发射机；所述密钥通信机指向某一地面站以构成一个光路，所述纠缠发射机指向另一个地面站以构成另一个光路；所述气浮台子系统包括气浮台和测角仪，所述气浮台用于支撑所述试验星，并带动所述试验星定轴转动，所述测角仪用于测量所述气浮台的角位置；所述地面站静模拟器用于模拟地面站光学接口，测量所述试验星的跟瞄精度，所述地面站动模拟器沿所述导轨运动，用于模拟地面站相对运动；所述星地双光路对准的地面试验方法包括以下步骤：对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理；测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能；测试所述试验星的光路捕获功能；测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度；测试所述试验星的超前瞄准功能；测试所述试验星的量子发射光轴指向精度；测试所述试验星的模拟飞行性能。

于本发明一实施例中，对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理包括以下步骤：

测试所述试验星的有效载荷静态性能；

测试所述试验星的有效载荷动态性能；

测试所述试验星的综合电性能；

标定所述地面站静模拟器；

标定所述气浮台的测角与干扰力矩；

测试所述导轨、所述气浮台与所述地面站动模拟器的运动性能。

于本发明一实施例中，测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能包括以下步骤：

启动所述气浮台和测角仪；

启动所述姿控子系统；

将所述试验星指向固定位置；

启动所述有效载荷；

令所述有效载荷在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制以及在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

读取所述测角仪获取的角位置数据，绘制姿态指向曲线。

于本发明一实施例中，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制时，所子密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

于本发明一实施例中，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向时，所述密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

于本发明一实施例中，还包括对所述角位置数据进行差分获得姿态角速度曲线，对所述姿态角速度进行差分获得姿态角加速度曲线。

于本发明一实施例中，当三轴姿态控制误差在0.5°范围内、俯仰/滚动姿态角范围在±67°或以上、最大角速度达到0.7°/s、最大角加速度达到0.008°/s²时，所述试验星的姿控性能合格。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的光路捕获功能包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

令所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器的捕获指标数；所述捕获指标数据包括所述信标光在载荷粗跟踪相机内的光斑质心位置与理论位置的角度偏差和信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔；

令所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的捕获指标；

令所述有效载荷下传测试数据；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述捕获指标数据。

于本发明一实施例中，当超过97％的信标光光斑位置偏离基准位置角度在0.8度以内，信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔小于3s时，所述试验星的光路捕获功能合格。

于本发明一实施例中，测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；

令所述有效载荷下传测试数据；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述跟踪精度数据。

于本发明一实施例中，所述跟踪精度数据是指所述有效载荷跟踪信标光时，载荷精跟踪相机的光斑质心抖动标准差。

于本发明一实施例中，排除偶发干扰外，其余时段光斑质心抖动标准差小于1.1urad时，所述试验星的跟踪精度合格。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的超前瞄准功能包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

令所述试验星对所述地面站静模拟器指向，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；令所述试验星对所述地面站动模拟器指向，获取所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述超前瞄准参数。

于本发明一实施例中，所述超前瞄准参数是指地面站静模拟器上的CCD相机上光斑质心位置的角度。

于本发明一实施例中，当所述地面站静模拟器的CCD相机的光斑质心位置的角度与理论超前量的偏差作为超前瞄准偏差小于1urad时，所述试验星的超前瞄准功能合格。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的量子发射光轴指向精度包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

获取非气浮状态下量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，设置所述试验星姿态指向固定偏差为0.5°，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述指向精度参数。

于本发明一实施例中，所述指向精度参数是指所述密钥通信机或所述纠缠发射机发射的量子光在所述地面站静模拟器的CCD相机上的成像光斑位置。

于本发明一实施例中，所述成像光斑位置与标定基准位置的角度偏差量小于单轴3.24μrad时，所述试验星的量子发射光轴指向精度合格。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的模拟飞行性能包括以下步骤：

在单站主模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在单站备模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在双站模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

所述单站主模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向完全由所述试验星姿态来控制；所述单站备模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向以所述试验星的姿态为主，再利用所述密钥通信机的摆镜完成小角度指向机动；所述双站模式指的是：所述密钥通信机指向一个地面站，所述纠缠发射机指向另一个地面站。

于本发明一实施例中，所述试验星均成功捕获且捕获时间小于3s，跟踪精度小于1.1μrad，量子发射光轴指向精度小于3.24μrad时，所述试验星的模拟飞行性能合格。

如上所述，本发明的星地双光路对准的地面试验方法，具有以下有益效果：

(1)能够间接验证与分析量子卫星的在轨关键性能指标；

(2)为开展量子卫星在轨关键性能指标地面验证试验提供充分的测试项及其判据；确保量子卫星在轨实验的有效性。

附图说明

图1显示为本发明的星地双光路对准的地面试验系统于一实施例中的结构示意图；

图2显示为本发明的星地双光路对准的地面试验方法于一实施例中的流程图。

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

本发明的星地双光路对准的地面试验方法，应用于量子卫星的星地双光路对准的地面试验系统。如图1所示，所述星地双光路对准的地面试验系统包括试验星、气浮台子系统、地面站静模拟器、地面站动模拟器和导轨；所述试验星用于模拟实体卫星，包括姿控子系统和有效载荷；所述有效载荷包括密钥通信机和纠缠发射机；所述密钥通信机指向某一地面站以构成一个光路，所述纠缠发射机指向另一个地面站以构成另一个光路；所述气浮台子系统包括气浮台和测角仪，所述气浮台用于支撑所述试验星，并带动所述试验星定轴转动，所述测角仪用于测量所述气浮台的角位置；所述地面站静模拟器用于模拟地面站光学接口，测量所述试验星的跟瞄精度，所述地面站动模拟器沿所述导轨运动，用于模拟地面站相对运动。

进一步地，所述星地双光路对准的地面试验系统还包括星体测试模块，用于向所述试验星发送测试数据以测试所述试验星的功能和性能；地检控制模块，分别与地面站静模拟器和地面站动模拟器和所述星体测试模块相连，用于根据所述星体测试模块的测试数据控制所述地面站静模拟器和地面站动模拟器运行。

于一实施例中，如图2所示，本发明的星地双光路对准的地面试验方法包括以下步骤：

步骤S1、对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理。

于本发明一实施例中，对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理包括以下步骤：

测试所述试验星的有效载荷静态性能；

测试所述试验星的有效载荷动态性能；

测试所述试验星的综合电性能；

标定所述地面站静模拟器；

标定所述气浮台的测角与干扰力矩；

测试所述导轨、所述气浮台与所述地面站动模拟器的运动性能。

步骤S2、测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能。

具体的，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制以及在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向，通过气浮台测角仪测量试验星在上述两种情况下的角位置数据，绘制姿态角时间变化曲线，再与姿态导引律曲线比对，求出姿态控制误差，对测得的角位置数据进行差分获得姿态角速度曲线，对求得的姿态角速度进行差分得到姿态角加速度曲线。

同时，本测试项目测试指标为气浮台角位置和角速度，指标要求实现沿线对站指向精度为0.5°，测试设备只要具有0.05°或更高的测量精度即可满足测试要求。本测试方法采用气浮台测角仪测量角位置，测角精度优于5角秒(1σ)即满足测试要求，测试误差为气浮台测角仪精度，即为5角秒。

于本发明一实施例中，测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能包括以下步骤：

201)启动所述气浮台和测角仪；

202)启动所述姿控子系统；

203)将所述试验星指向固定位置；

204)启动所述有效载荷；

205)令所述有效载荷在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制以及在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向；

206)关闭所述有效载荷；

207)关闭所述姿控子系统；

208)读取所述测角仪获取的角位置数据，绘制姿态指向曲线。

于本发明一实施例中，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制时，所子密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

于本发明一实施例中，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向时，所述密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

于本发明一实施例中，还包括对所述角位置数据进行差分获得姿态角速度曲线，对所述姿态角速度进行差分获得姿态角加速度曲线。

于本发明一实施例中，当三轴姿态控制误差在0.5°范围内、俯仰/滚动姿态角范围在±67°或以上、最大角速度达到0.7°/s、最大角加速度达到0.008°/s²时，所述试验星的姿控性能合格。

步骤S3、测试所述试验星的光路捕获功能。

具体地，该测试项的测试目标为：

A)粗跟踪预指向精度

在试验星姿态机动下，有效载荷利用轨道数据开环指向地面站，地面站信标光在载荷粗跟踪相机内的光斑位置距离理想位置的角度偏差。

B)捕获时间

地面站信标光进入载荷粗跟踪相机到被载荷跟瞄系统引入到其精跟踪视场内的时间间隔。

具体地，事先生成卫星平台姿态机动导引率曲线、动模拟器运动曲线以及载荷对应的预指向角度曲线，分别注入到相应控制系统及载荷中，三者基于同步的时间一起运行。卫星平台按照所述参数进行姿态机动，载荷(量子密钥通信机或量子纠缠发射机)按照所述的预指向角度进行开环指向(不进行跟踪)。记录整个卫星姿态过程中，地面站静模拟器和地面站动模拟器的信标光在载荷粗跟踪相机内的光斑质心位置。

事先生成卫星平台姿态机动导引率曲线、动模拟器运动曲线以及载荷对应的预指向角度曲线，分别注入到相应控制系统及载荷中，三者基于同步的时间一起运行。卫星平台按照所述参数进行姿态机动，载荷(量子密钥通信机或量子纠缠发射机)按照所述的预指向角度进行开环指向，地面信标光进入粗跟踪视场后自动跟踪。测试记录实验过程中，地面站静模拟器和地面站动模拟器的信标光光斑在粗、精跟踪相机内的质心位置变化。

本测试项目误差主要为有效载荷粗跟踪相机的定位误差，根据有效载荷指标，粗跟踪相机定位误差优于0.1mrad，帧频大于大于5Hz，即可满足对被测指标的测试要求。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的光路捕获功能包括以下步骤：

301)启动所述气浮台和所述测角仪；

302)启动所述姿控子系统；

303)所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

304)令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

305)令所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器的捕获指标数；所述捕获指标数据包括所述信标光在载荷粗跟踪相机内的光斑质心位置与理论位置的角度偏差和信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔；

306)令所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的捕获指标；

307)令所述有效载荷下传测试数据；

308)关闭所述有效载荷；

309)关闭所述姿控子系统；

310)分析所述捕获指标数据。

于本发明一实施例中，当超过97％的信标光光斑位置偏离基准位置角度在0.8度以内，信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔小于3s时，所述试验星的光路捕获功能合格。

步骤S4、测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度。

本测试项的测试目标为卫星气浮台启动状态下，有效载荷跟踪地面站静模拟器和地面站动模拟器的信标光，载荷精跟踪相机的光斑质心抖动标准差(脱靶量)。

具体地，根据不同的测试条件，事先生成卫星平台姿态机动导引率曲线、动模拟器运动曲线以及载荷对应的预指向角度曲线，分别注入到相应控制系统及载荷中，三者基于同步的时间一起运行。密钥通信机或纠缠发射机首先开环指向地面的信标光，捕获后自动转入跟踪状态。记录全过程载荷粗、精跟踪相机光斑质心数据。

本测试项目误差主要为有效载荷精跟踪相机的定位误差，根据有效载荷指标，粗跟踪相机定位误差优于0.5urad，帧频大于大于200Hz，即可满足对被测指标的测试要求。

于本发明一实施例中，测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度包括以下步骤：

401)启动所述气浮台和所述测角仪；

402)启动所述姿控子系统；

403)所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

404)令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

405)令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；

406)令所述有效载荷下传测试数据；

407)关闭所述有效载荷；

408)关闭所述姿控子系统；

409)分析所述跟踪精度数据。

于本发明一实施例中，所述跟踪精度数据是指所述有效载荷跟踪信标光时，载荷精跟踪相机的光斑质心抖动标准差。

于本发明一实施例中，排除偶发干扰外，其余时段光斑质心抖动标准差小于1.1urad时，所述试验星的跟踪精度合格。同时，分析记录的粗、精跟踪相机质心数据的频域分布，可作为微振动干扰的频域影响依据。

步骤S5、测试所述试验星的超前瞄准功能。

本测试项目的测试目标为超前瞄准精度，即载荷产生要求的量子光超前量，地面站静模拟器测量该超前量与要求值的符合程度。

具体地，试验星对地面站静模拟器指向条件时，密钥通信机跟踪地面站静模拟器信标光。通过850nm激光源引入到密钥发射模块，产生模拟量子密钥光。通过载荷地检改变载荷精跟踪点位置，使得出射量子光偏置标定光轴不同的角度和方向，如水平与竖直方向5urad、10urad、50urad等。测试地面站静模拟器的CCD相机上光斑位置的变化角度。

试验星对地面站动模拟器指向条件时，地面站动模拟器分别处于不同的导轨位置，并静止。纠缠发射机跟踪地面站静模拟器的信标光。通过850nm激光源引入到密钥发射模块，产生模拟量子密钥光。通过载荷地检改变载荷精跟踪点位置，使得纠缠发射机发射的量子光偏离标定光轴不同的角度和方向，如水平与竖直方向5urad、10urad、50urad等。测试地面站静模拟器CCD上光斑位置的变化角度。

本测试项目误差主要为地面站静模拟器CCD相机的定位误差，根据地面站静模拟器指标，粗跟踪相机定位误差优于0.2urad，即可满足对被测指标的测试要求。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的超前瞄准功能包括以下步骤：

501)启动所述气浮台和所述测角仪；

502)启动所述姿控子系统；

503)所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

504)令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

505)令所述试验星对所述地面站静模拟器指向，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；令所述试验星对所述地面站动模拟器指向，获取所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；

506)关闭所述有效载荷；

507)关闭所述姿控子系统；

508)分析所述超前瞄准参数。

于本发明一实施例中，所述超前瞄准参数是指地面站静模拟器上的CCD相机上光斑质心位置的角度。

于本发明一实施例中，当所述地面站静模拟器的CCD相机的光斑质心位置的角度与理论超前量的偏差作为超前瞄准偏差小于1urad时，所述试验星的超前瞄准功能合格。

步骤S6、测试所述试验星的量子发射光轴指向精度。

本测试项的测试目标为量子发射光轴指向精度，即载荷跟踪地面站静模拟器过程中，载荷发射的量子光在地面站静模拟器探测器上的成像光斑位置与标定基准位置的偏差。

具体地，根据不同的测试条件，事先生成卫星平台姿态机动导引率曲线、地面站动模拟器运动曲线以及载荷(密钥通信机或纠缠发射机)对应的预指向角度曲线，分别注入到相应控制系统及载荷中，三者基于同步的时间一起运行。根据不同的测试条件，密钥通信机或纠缠发射机捕获跟踪地面站静模拟器产生的信标光源。

测试量子密钥光的指向精度时，载荷按照密钥光进行跟踪点调整。外置850nm激光源，通过光纤与载荷量子密钥发射模块输入光纤对接，模拟产生量子密钥光，并将光强调节到适当的强度。记录实验过程中，该量子光在地面站静模拟器焦面处探测器(CCD相机)上的图像。

测试量子纠缠光的指向精度时，载荷按照纠缠光进行跟踪点调整。外置810nm激光源，通过光纤与载荷纠缠发射光纤对接，模拟产生量子纠缠光，并将光强调节到适当的强度。记录实验过程中，该量子光在地面站静模拟器焦面处探测器(CCD相机)上的图像。

本测试项目误差主要为地面站静模拟器的CCD相机的定位误差，根据地面站静模拟器指标，粗跟踪相机定位误差优于0.2urad，即可满足对被测指标的测试要求。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的量子发射光轴指向精度包括以下步骤：

601)启动所述气浮台和所述测角仪；

602)启动所述姿控子系统；

603)所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

604)令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

605)获取非气浮状态下量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，设置所述试验星姿态指向固定偏差为0.5°，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；

606)关闭所述有效载荷；

607)关闭所述姿控子系统；

608)分析所述指向精度参数。

于本发明一实施例中，所述指向精度参数是指所述密钥通信机或所述纠缠发射机发射的量子光在所述地面站静模拟器的CCD相机上的成像光斑位置。

于本发明一实施例中，所述成像光斑位置与标定基准位置的角度偏差量小于单轴3.24μrad时，所述试验星的量子发射光轴指向精度合格。

步骤S7、测试所述试验星的模拟飞行性能。

于本发明一实施例中，测试所述试验星的模拟飞行性能包括以下步骤：

在单站主模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在单站备模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在双站模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

所述单站主模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向完全由所述试验星姿态来控制；所述单站备模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向以所述试验星的姿态为主，再利用所述密钥通信机的摆镜完成小角度指向机动；所述双站模式指的是：所述密钥通信机指向一个地面站，所述纠缠发射机指向另一个地面站。

于本发明一实施例中，所述试验星均成功捕获且捕获时间小于3s，跟踪精度小于1.1μrad，量子发射光轴指向精度小于3.24μrad时，所述试验星的模拟飞行性能合格。

具体地，测试所述试验星的模拟飞行性能包括以下步骤：

一、试验前准备

1)检查试验厂房的环境温度、环境湿度、供配电和安全是否符合试验要求；

2)搭建和调试试验设备，并进行检查，使设备处于良好状态；

3)检查连接好的试验系统是否正常、安全；

二、单站主模式试验

1)开启气浮台，试验星加电，地面站静模拟器开启；

2)星务子系统飞行程序初始化与设置，卫星姿态导引律上传；

3)执行单站主模式任务飞行程序；

4)卫星姿态根据飞行程序和导引律指向地面站静模拟器，地面综测系统测量卫星姿态控制指标；

5)有效载荷密钥通信机发射信标光并指向地面站静模拟器，地面站静模拟器发射信标光并开环指向整星，有效载荷密钥通信机和地面站静模拟器分别捕获信标光，完成闭环跟踪，由地面站静模拟器测出跟瞄精度；

6)在飞行程序和地面综测系统的控制下完成模拟飞行过程。

三、单站备模式试验

1)开启气浮台，试验星加电，地面站动、静模拟器开启，运动导轨控制器开启；

2)星务子系统飞行程序初始化与设置，卫星姿态导引律上传；

3)执行单站备模式任务飞行程序；

4)试验星姿态和轨道信息由卫星综测系统给出，地面综合控制器根据姿态和轨道信息计算地面站动模拟器相对位置和指向信息，控制地面站动模拟器在导轨上运动，模拟卫星过站过程；

5)根据飞行程序和姿态导引律，卫星姿态保持对地面站动模拟器指向；

6)有效载荷纠缠发射机根据卫星姿态数据完成对地面站静模拟器开环指向，通过信标光双向捕获与地面站静模拟器完成光路对准，由地面站静模拟器测出跟瞄精度；

7)在飞行程序和地面综测系统的控制下完成模拟飞行过程。

四、双站模式试验

1)开启气浮台，试验星加电，地面站动、静模拟器开启，运动导轨控制器开启；

2)星务子系统飞行程序初始化与设置，卫星姿态导引律上传；

3)执行双站模式任务飞行程序；

4)试验星姿态和轨道信息由卫星综测系统给出，地面综合控制器根据姿态和轨道信息计算地面站动模拟器相对位置和指向信息，控制地面站动模拟器在导轨上运动，模拟卫星过站过程；

5)根据飞行程序和姿态导引律，卫星姿态保持对地面站动模拟器指向；

6)有效载荷密钥通信机发射信标光并指向地面站动模拟器，地面站动模拟器发射信标光并开环指向整星，有效载荷密钥通信机和地面站静模拟器分别捕获信标光，完成闭环跟踪；

7)有效载荷纠缠发射机根据卫星姿态数据完成对地面站静模拟器开环指向，通过信标光双向捕获与地面站静模拟器完成光路对准，由地面站静模拟器测出跟瞄精度；

8)在飞行程序和地面综测系统的控制下完成模拟飞行过程；

9)重设星务子系统飞行程序初始化与设置，卫星姿态导引律上传；

10)试验星姿态和轨道信息由卫星综测系统给出，地面综合控制器根据姿态和轨道信息计算地面站动模拟器相对位置和指向信息，控制地面站动模拟器在导轨上运动，模拟卫星过站过程；

11)根据飞行程序和姿态导引律，卫星姿态保持对地面站静模拟器指向；

12)有效载荷纠缠发射机发射信标光并指向地面站动模拟器，地面站动模拟器发射信标光并开环指向整星，有效载荷纠缠发射机和地面站静模拟器分别捕获信标光，完成闭环跟踪；

13)有效载荷密钥通信机根据卫星姿态数据完成对地面站静模拟器开环指向，通过信标光双向捕获与地面站静模拟器完成光路对准，由地面站静模拟器测出跟瞄精度。

综上所述，本发明的星地双光路对准的地面试验方法能够间接验证与分析量子卫星的在轨关键性能指标；为开展量子卫星在轨关键性能指标地面验证试验提供充分的测试项及其判据；确保量子卫星在轨实验的有效性。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。

上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (20)

1.一种星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，应用于量子卫星的星地双光路对准的地面试验系统，所述星地双光路对准的地面试验系统包括试验星、气浮台子系统、地面站静模拟器、地面站动模拟器和导轨；所述试验星用于模拟实体卫星，包括姿控子系统和有效载荷；所述有效载荷包括密钥通信机和纠缠发射机；所述密钥通信机指向某一地面站以构成一个光路，所述纠缠发射机指向另一个地面站以构成另一个光路；所述气浮台子系统包括气浮台和测角仪，所述气浮台用于支撑所述试验星，并带动所述试验星定轴转动，所述测角仪用于测量所述气浮台的角位置；所述地面站静模拟器用于模拟地面站光学接口，测量所述试验星的跟瞄精度，所述地面站动模拟器沿所述导轨运动，用于模拟地面站相对运动；

所述星地双光路对准的地面试验方法包括以下步骤：

对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理；

测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能；

测试所述试验星的光路捕获功能；

测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度；

测试所述试验星的超前瞄准功能；

测试所述试验星的量子发射光轴指向精度；

测试所述试验星的模拟飞行性能。

2.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，对所述星地双光路对准的地面试验系统进行预处理包括以下步骤：

测试所述试验星的有效载荷静态性能；

测试所述试验星的有效载荷动态性能；

测试所述试验星的综合电性能；

标定所述地面站静模拟器；

标定所述气浮台的测角与干扰力矩；

测试所述导轨、所述气浮台与所述地面站动模拟器的运动性能。

3.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试最大载荷干扰力矩条件下所述试验星的姿控性能包括以下步骤：

启动所述气浮台和测角仪；

启动所述姿控子系统；

将所述试验星指向固定位置；

启动所述有效载荷；

令所述有效载荷在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制以及在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

读取所述测角仪获取的角位置数据，绘制姿态指向曲线。

4.根据权利要求3所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环稳态控制时，所子密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

5.根据权利要求3所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，在最大载荷干扰力矩条件下进行姿控闭环对站定向时，所述密钥通信机的摆镜和所述纠缠发射机的转台以相位差0，90，180度进行正弦扫描运动，幅度为-5度～+5度，最大角速度为1度/s，最大角加速度为0.05度/s²。

6.根据权利要求3所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，还包括对所述角位置数据进行差分获得姿态角速度曲线，对所述姿态角速度进行差分获得姿态角加速度曲线。

7.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，当三轴姿态控制误差在0.5°范围内、俯仰/滚动姿态角范围在±67°或以上、最大角速度达到0.7°/s、最大角加速度达到0.008°/s²时，所述试验星的姿控性能合格。

8.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试所述试验星的光路捕获功能包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

令所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器的捕获指标数；所述捕获指标数据包括所述信标光在载荷粗跟踪相机内的光斑质心位置与理论位置的角度偏差和信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔；

令所述地面站动模拟器按照最大运动范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器以及所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的捕获指标；

令所述有效载荷下传测试数据；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述捕获指标数据。

9.根据权利要求8所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，当超过97％的信标光光斑位置偏离基准位置角度在0.8度以内，信标光在粗跟踪相机内出现到进入精跟踪相机视场的时间间隔小于3s时，所述试验星的光路捕获功能合格。

10.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试微振动条件下所述试验星的跟踪精度包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述有效载荷记录所述地面站静模拟器和所述地面站动模拟器的信标光数据；

令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站动模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；令所述地面站动模拟器按照最大范围运动，所述试验星姿态机动指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对所述地面站动模拟器信标光的跟踪精度数据；

令所述有效载荷下传测试数据；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述跟踪精度数据。

11.根据权利要求10所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，所述跟踪精度数据是指所述有效载荷跟踪信标光时，载荷精跟踪相机的光斑质心抖动标准差。

12.根据权利要求11所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，排除偶发干扰外，其余时段光斑质心抖动标准差小于1.1urad时，所述试验星的跟踪精度合格。

13.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试所述试验星的超前瞄准功能包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

令所述试验星对所述地面站静模拟器指向，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；令所述试验星对所述地面站动模拟器指向，获取所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器的超前瞄准参数；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述超前瞄准参数。

14.根据权利要求13所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，所述超前瞄准参数是指地面站静模拟器上的CCD相机上光斑质心位置的角度。

15.根据权利要求14所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，当所述地面站静模拟器的CCD相机的光斑质心位置的角度与理论超前量的偏差作为超前瞄准偏差小于1urad时，所述试验星的超前瞄准功能合格。

16.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试所述试验星的量子发射光轴指向精度包括以下步骤：

启动所述气浮台和所述测角仪；

启动所述姿控子系统；

所述姿控子系统和所述地面站动模拟器同时开始运动模拟；

令所述地面站静模拟器记录模拟量子密钥光数据；

获取非气浮状态下量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态指向所述地面站静模拟器，获取所述纠缠发射机对地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；令所述试验星姿态分别指向所述地面站动模拟器或所述地面站静模拟器，设置所述试验星姿态指向固定偏差为0.5°，获取所述密钥通信机或所述纠缠发射机对所述地面站静模拟器量子发射光轴的指向精度参数；

关闭所述有效载荷；

关闭所述姿控子系统；

分析所述指向精度参数。

17.根据权利要求16所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，所述指向精度参数是指所述密钥通信机或所述纠缠发射机发射的量子光在所述地面站静模拟器的CCD相机上的成像光斑位置。

18.根据权利要求17所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，所述成像光斑位置与标定基准位置的角度偏差量小于单轴3.24μrad时，所述试验星的量子发射光轴指向精度合格。

19.根据权利要求1所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，测试所述试验星的模拟飞行性能包括以下步骤：

在单站主模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在单站备模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

在双站模式下测试所述试验星的光路捕获状态和捕获时间、微振动条件下的跟踪精度和量子发射光轴指向精度；

所述单站主模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向完全由所述试验星姿态来控制；所述单站备模式指的是在单站实验时，所述密钥通信机的光轴指向以所述试验星的姿态为主，再利用所述密钥通信机的摆镜完成小角度指向机动；所述双站模式指的是：所述密钥通信机指向一个地面站，所述纠缠发射机指向另一个地面站。

20.根据权利要求19所述的星地双光路对准的地面试验方法，其特征在于，所述试验星均成功捕获且捕获时间小于3s，跟踪精度小于1.1μrad，量子发射光轴指向精度小于3.24μrad时，所述试验星的模拟飞行性能合格。