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星地双光路对准地面验证系统

阅读：284发布：2020-05-14

IPRDB可以提供星地双光路对准地面验证系统专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供一种星地双光路对准地面验证系统，包括：试验星，模拟实体卫星；气浮台模块，包含一承载所述试验星的气浮台和为所述气浮台供气使得所述气浮台带动所述试验星定轴转动的供气装置；地面站模拟模块，包含接收站动模拟器，用于模拟地面接收站与所述试验星通信；星体测试模块，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，分别与所述地面站模拟模块和所述星体测试模块相连，根据所述星体测试模块的测试数据控制所述地面站模拟模块运行。通过本发明在卫星上天之前，可以间接验证量子科学试验卫星的在轨关键性能指标。，下面是星地双光路对准地面验证系统专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述星地双光路对准地面验证系统包括：试验星，模拟实体卫星；

气浮台模块，包含一承载所述试验星的气浮台和为所述气浮台供气使得所述气浮台带动所述试验星定轴转动的供气装置；

地面站模拟模块，包含接收站模拟器，用于模拟地面接收站与所述试验星通信；

星体测试模块，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，分别与所述地面站模拟模块和所述星体测试模块相连，根据所述星体测试模块的测试数据控制所述地面站模拟模块运行；

所述试验星包括：

支撑架；

装设于所述支撑架上的光路通信模块；所述光路通信模块包括：量子密钥通信机，与第一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含密钥通信光机主体和控制所述密钥通信光机主体运行的第一电控箱；量子纠缠发射机，与另一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含纠缠发射光机主体和控制所述纠缠发射光机主体运行的第二电控箱；

用于控制所述试验星的指向、并对所述接收站模拟器的信标光的捕获、瞄准和跟踪的姿控模块；

为所述试验星提供电源的供电模块；

以及控制所述光路通信模块、所述姿控模块以及所述供电模块运行并采集所述量子密钥通信机和所述量子纠缠发射机接收到的数据的工控机。

2.根据权利要求1所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述光路通信模块还包括：光纤激光器，分别与所述量子密钥通信机进行激光通信并与所述工控模块相连，从所述工控模块接收控制指令并将从所述量子密钥通信机接收到的数据传输至所述工控模块。

3.根据权利要求1所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述姿控模块包括光纤陀螺和反作用飞轮。

4.根据权利要求1所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述接收站模拟器包括接收站静模拟器和接收站动模拟器。

5.根据权利要求4所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述接收站静模拟器包括：平行光管，CCD相机和激光器；

所述平行光管，接收所述试验星发出的量子光并将接收的所述量子光聚焦于所述CCD相机上；

所述激光器发出的激光经所述CCD相机后进入所述平行光管，由所述平行光管将信标光发射到所述试验星。

6.根据权利要求5所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述接收站静模拟器还包括：上位机处理模块，与所述CCD相机相连，从所述CCD相机接收量子光图像，并根据所述量子光图像测量量子光瞄准光轴的抖动和量子光与信标光轴的偏差。

7.根据权利要求5所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述CCD相机上设有对所述信标光进行分光的分色片。

8.根据权利要求7所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述分光片的反射光路上放置光束分析仪，透射光路上放置信标光，并于所述平行光管出射光口的不同位置放置多个角反射器，并使得多个所述反射器的反射光在所述光束分析仪上的像斑完全重合。

9.根据权利要求4所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述接收站动模拟器包括反射式望远镜、光纤以及将所述光纤固定于所述望远镜焦面上的光纤固定装置。

10.根据权利要求9所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述反射式望远镜出射口径不小于300mm，出射信标发散角小于10urad。

11.根据权利要求9所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述地面站模拟模块包含两个所述接收站动模拟器。

12.根据权利要求9或11所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述星地双光路对准地面验证系统还包括带动所述接收站动模拟器的运动导轨装置。

13.根据权利要求12所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述运动导轨装置包括：导轨，承载所述接收站动模拟器的电控位移台、驱动所述电控位移台于导轨移动的驱动电机以及控制所述驱动电机的控制器。

14.根据权利要求13所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述导轨的长度为5～10m。

15.根据权利要求1所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述地检控制模块包括：接收单元，接收所述星体测试模块输出的试验星控制数据和气浮台模块控制数据；

控制单元，根据所述接收单元从所述星体测试模块接收的数据控制所述地面站模拟模块运行。

16.根据权利要求15所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述控制单元包括：计算单元，用于计算所述试验星与所述接收站动模拟器相对位置和指向；

曲线单元，用于生成所述接收站动模拟器的运动导轨位置控制曲线和所述接收站动模拟器的指向控制曲线；

控制子单元，用于控制所述接收站动模拟器在导轨上运动和所述接收站动模拟器的指向运动。

17.根据权利要求16所述的星地双光路对准地面验证系统，其特征在于，所述控制单元还包括：数据接收单元，用于接收所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据；

数据记录单元，用于记录所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据；

数据显示单元，用于显示所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据。

说明书全文

星地双光路对准地面验证系统

技术领域

[0001] 本发明涉及空间技术技术领域，特别是涉及卫星设备技术领域，具体为一种星地双光路对准地面验证系统。

[0002] 版权申明

背景技术

[0004] 目前，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手段，通常指向精度并不高，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。作为世界首颗量子科学试验卫星，它要求星地对准精度达到3.5u弧度，研制这类高精度卫星之前，我们需要对试验卫星的星地双光路对准方案进行地面验证与分析，以确保卫星在轨试验的有效性。

发明内容

[0005] 鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的实施例的目的在于提供一种星地双光路对准地面验证系统，用于对试验卫星进行地面验证与分析。

[0006] 为实现上述目的及其他相关目的，本发明的实施例提供一种星地双光路对准地面验证系统，所述星地双光路对准地面验证系统包括：试验星，模拟实体卫星；气浮台模块，包含一承载所述试验星的气浮台和为所述气浮台供气使得所述气浮台带动所述试验星定轴转动的供气装置；地面站模拟模块，包含接收站模拟器，用于模拟地面接收站与所述试验星通信；星体测试模块，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，分别与所述地面站模拟模块和所述星体测试模块相连，根据所述星体测试模块的测试数据控制所述地面站模拟模块运行。

[0007] 于本发明的一实施例中，所述试验星包括支撑架，装设于所述支撑架上的光路通信模块，用于控制所述试验星的指向、所述光路通信模块对所述接收站模拟器的信标光的捕获、瞄准和跟踪的姿控模块、为所述试验星提供电源的供电模块以及控制所述光路通信模块、所述姿控模块以及所述供电模块运行并采集所述量子密钥通信机和所述量子纠缠发射机接收到的数据的工控机。

[0008] 于本发明的一实施例中，所述光路通信模块包括：量子密钥通信机，与一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含密钥通信光机本体和控制所述密钥通信光机本体运行的第一电控箱；量子纠缠发射机，与一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含纠缠发射光机本体和控制所述纠缠发射光机本体运行的第二电控箱。

[0009] 于本发明的一实施例中，所述光路通信模块还包括：光纤激光器，分别与所述量子密钥通信机进行激光通信并与所述工控模块相连，从所述工控模块接收控制指令并将从所述量子密钥通信机接收到的数据传输至所述工控模块。

[0010] 于本发明的一实施例中，所述姿控模块包括光纤陀螺和反作用飞轮。

[0011] 于本发明的一实施例中，所述接收站模拟器包括接收站静模拟器和接收站动模拟器。

[0012] 于本发明的一实施例中，所述接收站静模拟器包括：平行光管，CCD相机和激光器；所述平行光管，接收所述试验星发出的量子光并将接收的所述量子光聚焦于所述CCD相机上；所述激光器发出的激光经所述CCD相机后进入所述平行光管，由所述平行光管将信标光发射到所述试验星。

[0013] 于本发明的一实施例中，所述接收站静模拟器还包括：上位机处理模块，与所述CCD相机相连，从所述CCD相机接收量子光图像，并根据所述量子光图像测量量子光瞄准光轴的抖动和量子光与信标光轴的偏差。

[0014] 于本发明的一实施例中，所述CCD相机上设有对所述信标光进行分光的分色片。

[0015] 于本发明的一实施例中，所述分光片的反射光路上放置光束分析仪，透射光路上放置信标光，并于所述平行光管出射光口的不同位置放置多个角反射器，并使得多个所述反射器的反射光在所述光束分析仪上的像斑完全重合。

[0016] 于本发明的一实施例中，所述接收站动模拟器包括反射式望远镜、光纤以及将所述光纤固定于所述望远镜焦面上的光纤固定装置。

[0017] 于本发明的一实施例中，所述反射式望远镜出射口径不小于300mm，出射信标发散角小于10urad。

[0018] 于本发明的一实施例中，所述地面站模拟模块包含两个所述接收站动模拟器。

[0019] 于本发明的一实施例中，所述星地双光路对准地面验证系统还包括带动所述接收站动模拟器的运动导轨装置。

[0020] 于本发明的一实施例中，所述运动导轨装置包括：导轨，承载所述接收站动模拟器的电控位移台、驱动所述电控位移台于导轨移动的驱动电机以及控制所述驱动电机的控制器。

[0021] 于本发明的一实施例中，所述导轨的长度为5～10m。

[0022] 于本发明的一实施例中，所述地检控制模块包括：接收单元，接收所述星体测试模块输出的试验星控制数据和气浮台模块控制数据；控制单元，根据所述接收单元从所述星体测试模块接收的数据控制所述地面站模拟模块运行。

[0023] 于本发明的一实施例中，所述控制单元包括：计算单元，用于计算所述试验星与所述接收站动模拟器相对位置和指向；曲线单元，用于生成所述接收站动模拟器的运动导轨位置控制曲线和所述接收站动模拟器的指向控制曲线；控制子单元，用于控制所述接收站动模拟器在导轨上运动和所述接收站动模拟器的指向运动。

[0024] 于本发明的一实施例中，所述控制单元还包括：数据接收单元，用于接收所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据；数据记录单元，用于记录所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据；数据显示单元，用于显示所述接收站动模拟器、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器的状态数据和测试数据。

[0025] 如上所述，本发明的星地双光路对准地面验证系统具有如下有益效果：

[0026] 通过本发明在卫星上天之前，可以间接验证量子科学试验卫星的在轨关键性能指标。

附图说明

[0027] 为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

[0028] 图1显示为本发明的星地双光路对准地面验证系统在一实施例中的整体原理结构示意图。

[0029] 图2显示为本发明的星地双光路对准地面验证系统中接收站静模拟器的原理图。

[0030] 图3显示为本发明的星地双光路对准地面验证系统中接收站静模拟器的定焦光路示意图。

[0031] 图4显示为本发明的星地双光路对准地面验证系统中接收站动模拟器的原理图。

[0032] 图5显示为本发明的星地双光路对准地面验证系统的实际应用示意图。

[0033] 元件标号说明

[0034] 100 试验星

[0035] 101 光路通信模块

[0036] 101a 量子密钥通信机

[0037] 101b 量子纠缠发射机

[0038] 101c 光纤激光器

[0039] 102 姿控模块

[0040] 102a 光纤陀螺

[0041] 102b 反作用飞轮

[0042] 103 供电模块

[0043] 104 逆变器

[0044] 105 工控机

[0045] 110 气浮台模块

[0046] 121、122 接收站动模拟器

[0047] 121a 反射式望远镜

[0048] 121b 单模光纤

[0049] 123 接收站静模拟器

[0050] 123a 光纤激光器

[0051] 123b CCD相机

[0052] 123c 平行光管

[0053] 123d 上位机

[0054] 123e 分光片

[0055] 123g 反射器

[0056] 123f 光束分析仪

[0057] 130 星体测试模块

[0058] 140 地检控制模块

具体实施方式

[0059] 以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士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及功效。

[0060] 须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”及“一”等的用语，亦仅为便于叙述的明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。

[0061] 本发明的实施例的目的在于提供一种星地双光路对准地面验证系统，用于对试验卫星进行地面验证与分析。以下将详细阐述本发明的星地双光路对准地面验证系统的原理及实施方式，使本领域技术人员不需要创造性劳动即可理解本发明的星地双光路对准地面验证系统。

[0062] 本发明的实施例提供一种星地双光路对准地面验证系统，如图1所示，所述星地双光路对准地面验证系统包括：试验星100，气浮台模块110，地面站模拟模块，星体测试模块130以及地检控制模块140。

[0063] 以下对本实施例中的试验星100，气浮台模块110，地面站模拟模块，星体测试模块130以及地检控制模块140分别进行详细说明。

[0064] 试验星100，气浮台模块110，地面站模拟模块，星体测试模块130以及地检控制模块140的基本组成和参数如表1所示。

[0065] 表1星地对准专项试验参试单机表

[0066]

[0067]

[0068] 于本实施例中，所述试验星100用于模拟实体卫星。所述试验星100安装在气浮台模块110上，可以定轴自由转动，所述试验星100作为本实施例中星地双光路对准地面验证系统试验的被测对象。试验星100由姿控模块102的陀螺和飞轮，供电模块103的蓄电池，载荷的量子密钥通信机101a、量子纠缠发射机101b组成。

[0069] 根据量子卫星俯仰转角及滚动转角两种情况，设计出两种试验星100结构。

[0070] 其中，一种结构的试验星100用来进行俯仰轴转动时对准精度的测试，另外一种结构的试验星100用来进行滚动轴转动时对准精度的测试。

[0071] 具体地，于本实施例中，所述试验星100包括支撑架，装设于所述支撑架上的光路通信模块101，用于控制所述试验星100的指向、所述光路通信模块101对所述接收站模拟器的信标光的捕获、瞄准和跟踪的姿控模块102、为所述试验星100提供电源的供电模块103以及控制所述光路通信模块101、所述姿控模块102以及所述供电模块103运行并采集所述量子密钥通信机101a和所述量子纠缠发射机101b接收到的数据的工控机105。

[0072] 具体地，于本实施例中，所述光路通信模块101包括：量子密钥通信机101a和量子纠缠发射机101b。

[0073] 量子密钥通信机101a与一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含密钥通信光机本体和控制所述密钥通信光机本体运行的第一电控箱。

[0074] 量子纠缠发射机101b，与一个所述接收站模拟器建立量子光通信信道，包含纠缠发射光机本体和控制所述纠缠发射光机本体运行的第二电控箱。

[0075] 于本实施例中，所述光路通信模块101还包括：光纤激光器101c，分别与所述量子密钥通信机101a进行激光通信并与所述工控模块相连，从所述工控模块接收控制指令并将从所述量子密钥通信机101a接收到的数据传输至所述工控模块。

[0076] 于本实施例中，所述姿控模块102包括光纤陀螺102a和反作用飞轮102b。

[0077] 试验星100与初样星配置上的主要区别如下：

[0078] 1、试验星100结构

[0079] 针对星地光路对准，试验星100结构带来的变化和影响如下：

[0080] 1)载荷基准光轴相对位置：试验星100保持与初样星在载荷基准光轴的相对关系上保持一致，不影响等效性。

[0081] 2)转动惯量：试验星100转动惯量与初样星转动惯量不一致，但转动惯量与姿控、载荷运动耦合的关系明确，试验星100转动惯量可测，通过惯量换算和模拟在轨状态惯量，不影响等效性。

[0082] 3)微振动的传递：试验星100结构变化导致微振动的传递特性变化，因此试验星100微振动特性与初样状态不等效。

[0083] 采用试验星100结构方案而不采用与初样状态一致的电性星结构的主要原因是：

[0084] A)电性星结构质量大，和气浮台转动部分相连后惯量过大，初样状态的反作用飞轮102b驱动力矩不足，更换飞轮则更加影响专项试验的有效性；

[0085] B)电性星结构质量大，满足承重条件的气浮台设备难于选择；

[0086] C)对于气浮台试验，星体与气浮台相连后微振动传递特性与在轨状态不等效，没有必要采用完整的电性星结构。

[0087] 2、有效载荷配置

[0088] 针对星地光路对准，有效载荷配置了量子密钥通信机101a、量子纠缠发射机101b，均为电性能产品，功能与性能满足初样技术状态要求，不配置量子纠缠源可对星地光路对准指标进行测量，不影响等效性。

[0089] 3、平台单机配置

[0090] 针对星地光路对准，卫星平台单机配置了锂电池、光纤陀螺102a和反作用飞轮102b，均与初样状态一致，其他单机与星地光路对准无关。

[0091] 其中姿控模块102只配置光纤陀螺102a和反作用飞轮102b，与在轨试验过程中对站指向采用的定姿和控制模式一致，不影响等效性。

[0092] 于本实施例中，所述气浮台模块110包含一承载所述试验星100的气浮台和为所述气浮台供气使得所述气浮台带动所述试验星100定轴转动的供气装置。

[0093] 所述气浮台为单轴气浮台。

[0094] 于本实施例中，所述气浮台模块110还包括装设于所述气浮台上的测角仪，用于测量所述气浮台的转动角度。

[0095] 其中，所述供气装置包括一高压气瓶。

[0096] 即本实施例中的所述气浮台模块110由气浮台、高压气瓶和测角仪组成，气浮台用于支撑试验星100，使试验星100能以较小的摩擦定轴转动，高压气瓶为气浮台供气，测角仪测量显示气浮台的角位置。

[0097] 单轴气浮台通过稳定均匀气流将转动台体悬浮，为载体提供失重条件下单通道的姿态动力学特性分析的条件。气浮台自带测角装置，可对角度差分获得角速度。本实施例中的单轴气浮台主要性能指标如下：

[0098] 1)承载能力：不小于300kg；

[0099] 2)工作台直径：1.2m；

[0100] 3)测角精度(绝对精度)：优于5角秒(1σ)；

[0101] 4)摩擦力矩：<7gcm；

[0102] 5)气浮台微振动等效跟踪误差：0.6urad(1σ，@5Hz～200Hz)。

[0103] 6)供气压力：<0.5Mpa。

[0104] 于本实施例中，所述地面站模拟模块包含接收站模拟器，用于模拟地面接收站与所述试验星100通信。

[0105] 于本实施例中，所述接收站模拟器包括接收站静模拟器123和接收站动模拟器121。

[0106] 于本实施例中，所述接收站静模拟器123主体采用17m大口径平行光管123c，固定放置，经改装调教后具备发射信标光能力和量子光接收能力，可测量量子发射光轴指向精度，是试验主要高精度量子发射光轴指向测试设备。

[0107] 于本实施例中，所述接收站动模拟器121放置在运动导轨上相对整星运动以模拟卫星的轨道运动，具备发射信标光指向控制与发射能力，有效载荷可跟踪地面站动模拟器信标光，输出跟踪精度(脱靶量)数据。

[0108] 具体地，于本实施例中，如图2所示，所述接收站静模拟器123包括：平行光管123c，CCD相机123b和激光器；所述平行光管123c，接收所述试验星100发出的量子光并将接收的所述量子光聚焦于所述CCD相机123b上；所述激光器发出的激光经所述CCD相机123b后进入所述平行光管123c，由所述平行光管123c将信标光发射到所述试验星100。

[0109] 所以本实施例中，所述接收站静模拟器123由平行光管123c、单模光纤激光器123a以及CCD相机123b构成，可产生模拟光学地面站远场信标光，供有效载荷跟踪，接收有效载荷发射的量子光，测量量子光瞄准光轴的抖动，以及量子光与信标光轴的偏差。

[0110] 具体地，所述接收站静模拟器123采用17m焦距，口径1.2m的平行光管123c，可满足对待测有效载荷的有效覆盖。

[0111] 单模光纤激光器123a波长为671nm。光纤端面置于平行光管123c的焦面处，根据光学原理，可通过平行光管123c产生模拟远场的信标光束。单模光纤121b直径5.6um，经17m平行光管123c后，考虑衍射影响，理论上可产生小于2urad发散角的光束。

[0112] 于本施例中，所述接收站静模拟器123还包括：上位机处理模块，位于一上位机123d中，与所述CCD相机123b相连，从所述CCD相机123b接收量子光图像，并根据所述量子光图像测量量子光瞄准光轴的抖动和量子光与信标光轴的偏差。

[0113] 于本实施例中，所述CCD相机123b上设有对所述信标光进行分光的分色片。

[0114] 于本实施例中，所述分光片123e的反射光路上放置光束分析仪123f，透射光路上放置信标光，并于所述平行光管123c出射光口的不同位置放置多个角反射器123g，并使得多个所述反射器123g的反射光在所述光束分析仪123f上的像斑完全重合。

[0115] 所述CCD相机123b同样位于平行光管123c焦面处，与信标光发射采用分色片分光(可采用薄膜式分色片，减小对光程的影响)，可同时实现信标光发射与量子光接收。所述CCD相机123b采用商业CCD相机123b，面元大小7.4um，大面阵使用时帧频200Hz。

[0116] 载荷发射的量子光经过平行光管123c会聚在CCD相机123b上成像，根据光学原理分析，成像光斑为量子光远场夫琅禾费衍射缩比，光斑的质心位置可代表量子光瞄准方向。静模拟器提前对CCD相机123b接收与信标光发射进行标定，标定出CCD相机123b接收对应信标光出射方向的等效位置，该位置作为测量跟瞄误差的基准，载荷跟瞄误差为量子光光斑位置与该等效位置偏差。

[0117] 本实施例中，使用CCD相机123b的探测光斑位置来判断入射光束方向。光斑一般占据CCD的很多像素，因此可通过质心算法来对光斑的位置进行计算。质心算法可以将探测分辨率提高到亚像素级。受CCD探测噪声及空间量化影响，探测位置分辨率不能达到无限小。

[0118] 设CCD可探测的最小分辨距离为Δd，则对应的光轴方向变化为：其中f为平行光管123c焦距。

[0119] 对CCD探测位置分辨率进行了试验测试。改变入射到CCD相机123b内的光束方向，产生CCD成像光斑位置变化。对于所使用的CCD探测器，其光斑质心位置测量误差峰峰值不超过±0.5um，标准差为0.2189um。若将该CCD与17m焦距平行光管123c配合使用，则对检测平台光束方向检测误差的影响小于0.5um/17m＝0.03urad。满足0.2urad的角度探测分辨率。

[0120] CCD焦面离焦对量子光出射光轴测量精度的影响如下：

[0121] 在试验过程中，载荷发射量子光对应平行光管123c的不同位置。如果CCD探测器面所在位置与平行光管123c准焦面位置存在偏差，则相同入射方向的光束，光束侧移时会造成额外的误差。

[0122] 设定平移距离为ΔL的两束光束，光束出射方向一致。这样两个光束经过平行光管123c在准焦面位置处像点位置一致。

[0123] 如果CCD探测面偏离平行光管123c准焦面，则会产生光斑位置分离。设平行光管123c焦距为f，CCD偏离准焦面距离为Δf，则成像位置偏差对应的角度计算公式为：

[0124]

[0125] 实际试验过程中，入射量子光的侧移范围L约±0.25m，平行光管123c焦距f为17m，若焦面位置误差Δf为1mm，则造成的量子光发射方向测量误差为：Δp＝0.87urad，采用17m平行光管123c进行了试验测试。

[0126] 在平行光管123c前面放置两个相距250mm的平行光源(平行光源采用单模光纤121b与透镜产生)。测量CCD首先位于准焦面处，通过调整两个光源的指向使得此时两个成像光斑几乎重合。然后将CCD偏离焦面不同的距离，测量此时两个光源成像位置的偏差。

[0127] 于本实施例中，信标光定焦不准对收发同轴测量的影响如下：

[0128] 如果平行光管123c的信标光偏离理想焦点位置，则平行光管123c发射出的信标光不是理想的平行光，此时出光口的不同位置处的光轴将会有不同的方向，这样角发射器放到不同位置，其反射回去的光轴方向也不同，与整机接受的信标光光轴将会有偏差，进而影响测量精度。

[0129] 信标光离焦Δf后，其出射光偏离光轴量用α来描述，由几何关系得可见随着离轴量h的增大，光轴偏转角是随其线性增大的，对于口径为1200mm的17m平行光管
123c，其边缘的光轴偏差约为2Δfμrad，对于口径为400mm的5m平行光管123c，其边缘的光轴偏差约为8Δfμrad，此处Δf单位是mm。

[0130] 光束分析仪123f和信标光的离焦是影响测量精度的关键因素所在，但根据光线可逆原理，如果光束分析仪123f和信标光的离焦量完全一样，且离焦量在焦深范围以内，则离焦的影响也可排除，即光束分析仪123f与信标光的相对位置要严格控制。

[0131] 定焦方案：如图3所示，分光片123e的反射光路放置光束分析仪123f，透射光路放信标光，光束分析仪123f和单模光纤121b位置可精确调节。

[0132] 在平行光管123c出射光口的不同位置(中心、边缘等)放置多个角反射器123g，如四个，同时调节单模光纤121b和光束分析仪123f(前后离焦)，观察四路反射光在光束分析仪123f上的像斑，使得四个光斑几乎完全重合，此时可认为信标光和光束分析仪123f无相对离焦了。

[0133] 上述方案的定焦精度由角反射器123g的精度决定。

[0134] 当两束光的夹角因光束分析仪123f与信标光的相对离焦引起的测量误差小于角反射器123g的精度时，就达到了上述定焦方案的精度，此时可确定出的最小离焦量为(即将两个角反射器123g置于平行光管123c的口径边缘)，其中δ为角反射器123g
的精度，φ是平行光管123c的口径，取δ＝3μrad,φ＝12000mm，可知定焦精度为0.24mm。

[0135] 于本实施例中，所述接收站动模拟器121为专用光学设备，实现试验室内对地面站信标的模拟，可随导轨运动并将光轴指向卫星。卫星在轨开展科学试验任务时，卫星与地面站的距离在600km到2000km之间，卫星载荷接收的信标光发散程度小于1urad，且信号强度随星地距离不断变化。

[0136] 为了尽可能模拟地面站信标，于本实施例中，所述接收站动模拟器121主要技术指标为：

[0137] 1)出射口径：不小于300mm；

[0138] 2)出射信标发散角：小于10urad；

[0139] 3)补偿导轨运动范围：±90度；

[0140] 4)动态运动过程中指向星体精度：优于0.5度。

[0141] 于本实施例中，如图4所示，所述接收站动模拟器121包括反射式望远镜121a、光纤以及将所述光纤固定于所述望远镜焦面上的光纤固定装置。

[0142] 其中，所述反射式望远镜121a出射口径不小于300mm，出射信标发散角小于10urad。

[0143] 于本实施例中，所述地面站模拟模块包含两个接收站动模拟器：所述接收站动模拟器121和接收站动模拟器122。本实施例中仅以所述接收站动模拟器121为例进行说明，接收站动模拟器122的结构和功能与所述接收站动模拟器121的结构和功能相同。

[0144] 所述接收站动模拟器121采用商业大口径反射式望远镜121a，口径300mm。设计光纤固定装置，将光纤固定在望远镜焦面上，发射信标光。通过改编商业望远镜的地平式电动调整架程序，实现望远镜筒按规划的角度偏转，补偿电动导轨运动带来的指向偏差。

[0145] 具体地，于本实施例中，所述星地双光路对准地面验证系统还包括带动所述接收站动模拟器121的运动导轨装置。

[0146] 于本实施例中，所述运动导轨装置包括：导轨，承载所述接收站动模拟器121的电控位移台、驱动所述电控位移台于导轨移动的驱动电机以及控制所述驱动电机的控制器。

[0147] 所以本实施例中，所述运动导轨装置由导轨和导轨控制器组成，导轨上具有电控位移台(即承载平台)，用于安装所述接收站动模拟器121。承载平台连同所述接收站动模拟器121在控制器的控制下可沿着导轨按照给定的位置曲线运动，用于模拟地面站与卫星之间的相对运动。

[0148] 于本实施例中，所述导轨的长度为5～10m。

[0149] 所述运动导轨装置主要仿真量子科学试验卫星在轨进行科学试验时，卫星轨道运动相对于科学地面站的方位变化过程。

[0150] 所述运动导轨装置基本由三部分组成：电控位移台、驱动电机、控制器。驱动电机及控制器主要决定驱动扭矩，分辨率，加减速度，信号处理，使用功能(如扫描，圆弧插补)等性能参数。位移台则是系统的心脏，主要技术指标如位移精度，行程，负载，稳定性，适用环境，外形尺寸均由其决定。

[0151] 电控位移台的关键是传动螺杆、导轨、机体材质和加工质量。对电控位移台运动平稳性，承载大小影响最大的是导轨品质。目前常用的导轨型式主要有燕尾式、V型导轨副、线性轴承、线性滑轨。性能比较如表2所示。

[0152] 表格2电控平移台的导轨型式分析

[0153]

[0154] 根据试验要求以及试验室面积的安排，要满足双站与卫星连线之间的夹角9°～85°的范围及留有一定的冗余，导轨的行程初步设计为7米。

[0155] 目前市场尚无标准行程达到试验所要求的，因此，我们采用拼接的联结方式实现长行程的电动平移过程，这在技术上可以实现，不过在安装调试时需要保证整体装调质量，这是保证性能的关键。考虑该电控平移台通过步进电机驱动，实现位移调整自动化，可安装100mm～1000mm高度的导轨支撑架，便于整体安装调整。

[0156] 采用控制器对所述接收站动模拟器121在导轨上的运动进行控制，模拟地面站相对卫星轨道运动，需要避免运动中伴随的振动带来的对光路对准精度的测量干扰，主要技术指标如下：

[0157] 1)导轨长度：7m；

[0158] 2)中心负载：>50kg；

[0159] 3)控制精度：0.2mm；

[0160] 4)最大速度：0.1m/s；

[0161] 5)最大加速度：0.01m/s2。

[0162] 于本实施例中，所述星体测试模块130向所述试验星100发送测试数据以测试所述试验星100的功能和性能。

[0163] 所述星体测试模块130用于卫星的功能及性能测试，主要包括遥测、遥控、注入数据等功能，卫星测试参数和事件接收、显示和归档记录。

[0164] 所述星体测试模块130用于支持卫星的功能及性能测试，检验各模块在模块级条件下能否完成规定的功能，为测试任务实施涉及到的设备、文件、过程、数据和故障处理等提供管理和控制手段。试验所用星体测试模块130为成熟模块，在此不再赘述。

[0165] 于本实施例中，所述地检控制模块140分别与所述地面站模拟模块和所述星体测试模块130相连，根据所述星体测试模块130的测试数据控制所述地面站模拟模块运行。

[0166] 具体地，所述地检控制模块140根据所述星体测试模块130给出的姿态和轨道信息计算所述接收站动模拟器121相对位置和指向信息，控制所述接收站动模拟器121在导轨上运动，模拟卫星过站过程；接收、显示、记录所述接收站动模拟器121、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器123状态数据和测试数据。

[0167] 根据试验需求所述地检控制模块140的主要功能是：

[0168] 1)接收卫星综测系统给出的轨道参数、气浮台测角数据和工作模式等信息；

[0169] 2)计算卫星与地面站动模拟器相对位置关系和指向关系；

[0170] 3)生成运动导轨位置控制曲线和地面站动模拟器指向控制曲线；

[0171] 4)控制地面站动模拟器在导轨上运动；

[0172] 5)控制地面站动模拟器的指向运动；

[0173] 6)接收、显示、记录地面动模拟器、运动导轨子系统和地面站静模拟器状态数据和测试数据。

[0174] 所述地检控制模块140采用普通工控机105为平台，编制专用软件支持本专项试验，与所述星体测试模块130、所述运动导轨装置、所述接收站模拟器的数据接口均采用标准商用接口。

[0175] 具体地，于本实施例中，所述地检控制模块140包括：接收单元和控制单元。

[0176] 所述接收单元接收所述星体测试模块130输出的试验星100控制数据和气浮台模块110控制数据。

[0177] 所述控制单元根据所述接收单元从所述星体测试模块130接收的数据控制所述地面站模拟模块运行。

[0178] 于本实施例中，具体地，所述控制单元包括：计算单元，用于计算所述试验星100与所述接收站动模拟器121相对位置和指向；曲线单元，用于生成所述接收站动模拟器121的运动导轨位置控制曲线和所述接收站动模拟器121的指向控制曲线；控制子单元，用于控制所述接收站动模拟器121在导轨上运动和所述接收站动模拟器121的指向运动。

[0179] 于本实施例中，所述控制单元还包括：数据接收单元，用于接收所述接收站动模拟器121、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器123的状态数据和测试数据；数据记录单元，用于记录所述接收站动模拟器121、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器123的状态数据和测试数据；数据显示单元，用于显示所述接收站动模拟器121、所述运动导轨装置和所述接收站静模拟器123的状态数据和测试数据。

[0180] 根据试验内容安排，试验星100，气浮台模块110，地面站模拟模块，星体测试模块130以及地检控制模块140试验布置示意图如图5所示。按照图5中所示的试验设备布置，导轨与平行光管123c夹角67°布置，卫星初始指向处于对地面站静模拟器指向(平行光管123c轴线方向)。

[0181] 综上所述，通过本发明在卫星上天之前，可以间接验证量子科学试验卫星的在轨关键性能指标。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。

[0182] 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。

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