1.   引　言

质量在1000 kg以下的人造卫星统称为“微小卫星”。按照质量由大到小其又可以进一步划分为小卫星、微卫星、纳卫星、皮卫星和飞卫星等。该类卫星具有研制周期短、成本低的特点。由微小卫星构成的卫星网络，在遥感、测距、通信等领域均有其优势，尤其在空间信息网络领域具有广阔的应用前景，可以提供具有低延迟，低成本、高速度、高可靠性的卫星服务。微小卫星已被视为卫星互联网的重要组成。

得益于卫星技术和航天发射技术的进步，逐渐具备低轨道微小卫星系统的大规模部署的条件，继而对星间、星地互联互通数据传输提出了更高的要求，同时微小卫星对其载荷尺寸、质量、功耗和成本，即SWPaC（Size, Weight, Power and Cost）4个方面要求很高。空间激光通信技术具有传输速率高、体积小、质量轻、功耗低、距离远、保密性好和抗干扰能力强等特点，其中速率高、体积小、质量轻和功耗低的特点特别适合应用于微小卫星平台，以适应高通量卫星星座对星间、星地数据传输需求[1-2]。因此，微小卫星激光通信技术迎来发展契机。

微小卫星间通过激光通信方式进行互联互通，构建成激光通信网络。该网络呈现“网状网”拓扑结构，根据通信链路类型的不同，各节点激光通信系统的用途、功能组成和技术参数也不同。

文章第2部分主要围绕用途、功能组成和技术参数3个方面总结微小卫星激光通信系统的最新发展现状，第3部分总结微小卫星激光通信系统的关键技术，第4部分归纳微小卫星激光通信技术的发展趋势。

2.   微小卫星激光通信系统发展现状

卫星星座各个卫星节点间的激光链路是通过搭载在卫星上的激光通信系统互联实现的，近年来，典型微小卫星激光通信系统包括美欧日等国的OCSD、CLICK、VSOTA、FITSAT和国内的行云T5。此外，商业化终端也正在形成，包括国外的OPTEL-µ、Mynaric CONDOR和SA photonics Nexus等。

2.1   OCSD

OCSD卫星是由美国NASA和美国航空航天公司联合研制的，旨在演示甚小卫星通过激光通信提供高速率数据通信的能力，以验证星地通信。

OCSD-A星于2015年10月发射，试验卫星因姿态控制系统发生问题，导致无法对星上的激光通信载荷进行测试[3]。

OCSD-B/C星于2017年11月发射，试验验证了卫星对地下行50/100 Mbps的通信能力[4-5]。激光终端和地面站如图1所示。

图  1  OCSD-B/C激光终端和地面站

Figure  1.  OCSD-B/C laser terminals and ground station

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OCSD-B/C的主要技术参数如表1所示。

表  1  OCSD-B/C系统主要技术参数

Table  1.  Main technical parameters of the OCSD-B/C

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	2.31
2	体积/mm3	10×10×15
3	通信距离/km	450
4	波长/nm	1064 信号光下行1550 信标光上行
5	发射功率/W	2
6	速率/Mbps	50/100验证(200 Mbps设计能力)
7	指向方式	依靠卫星姿态指向

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OCSD地面站的主要技术参数如表2所示。

表  2  地面站主要参数

Table  2.  Main technical parameters of the ground station

序号	技术参数	典型值
1	口径/mm	40
2	粗跟踪光学视场/（°）	2
3	精跟踪光学视场/（°）	0.2
4	通信光学视场/（°）	0.06

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下行50 Mbps和100 Mbps的通信结果如图2所示。可见，在没有纠错条件下误码率高达1.0×10−6。

图  2  下行通信误码率（卫星对地）

Figure  2.  BER for the downlink (satellite to ground)

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2.2   CLICK-B/C

由美国麻省理工学院MIT（Massachusetts Institute of Technology）、佛罗里达大学UF（University of Florida）和美国航空航天局埃姆斯研究中心（NASA Ames Research Center）联合研制的CLICK系统，用于验证星间、星地激光通信。

CLICK-B/C系统包括光学和电子学两部分[6]，如图3（彩图见期刊电子版）所示，终端上半部分为光学系统，下半部分电子学系统，外形尺寸为1.5 U（96 mm×96 mm×147 mm）。激光终端采用卫星作为粗指向机构（Coarse Pointing Assembly，CPA），利用星历数据解算卫星开环粗指向。精指向机构（Fine Pointing Assembly，FPA）是快速反射镜。

CLICK终端设计中采用了信标光（976 nm）和信号光（1537/1563 nm），粗跟信标光收发分立设计，信标光发散角全角为22.2 mrad（1/e2），发射功率为250 mW，信标光接收分为两部分，分别为粗跟位置解算和精跟位置解算两个支路。其中：粗跟解算支路使用分立镜头，型号为Aptina MT9P031，其通光口径为16.1 mm，利用CMOS面阵探测器解算光斑位置，信标光精跟位置解算支路用四象限探测器作为位置传感器[7]，与信号光收发支路共用开普勒10倍缩束望远系统，通光口径为20 mm，利用微机电快反镜（MEMS FSM）作为FPA，空间光缩束后，经由近红外/短波红外分色片和短波红外1537/1563 nm分色片共分为3个光学支路，分别是信标光精跟位置解算支路，信号光发射支路和通信支路。在信标光精跟支路和信号光通信支路上装有相应谱段的窄带滤光片。信号光发散角全角为120.2 μrad（1/e2），发射功率为200 mW。通信支路利用200 μm空间靶面APD作为探测器。

图  3  （a）CLICK激光终端布局及（b）原理框图

Figure  3.  (a)CLICK laser terminal layout and (b) its principle block diagram

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CLICK的主要技术参数如表3所示。

表  3  CLICK系统的主要技术参数

Table  3.  Main technical parameters of the CLICK system

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	<2.5
2	功耗/W	15平均
3	通信距离/km	25~580（星间）
4	波长/nm	1537/1563
5	发射功率/mW	200
6	速率/Mbps	>20（全双工）
7	指向方式	依靠卫星姿态指向，自身配有FPA

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2.3   VSOTA

由日本情报通信研究机构（National Institute of Information and Communication Technology, NICT）和东北大学（Tohoku University）联合研制的超小型激光发射模块，用于验证星地激光通信。

VSOTA的组成如图4所示。可见，VSOTA主要分为VSOTA-COL和VSOTA-E两部分，其中：VSOTA-COL包括激光准直发射和立方体两个部分，发射激光波长分别是1540 nm和980 nm，采用分立光路发射方案，立方体用于装星标校；VSOTA-E为激光二极管驱动电气部分。依赖卫星做CPA，完成激光的指向功能[8]。

图  4  VSOTA系统组成

Figure  4.  System composition of VSOTA

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VSOTA的主要技术指标参数如表4所示。

表  4  VSOTA的主要技术指标

Table  4.  Main technical parameters of the VSOTA

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	<1
2	功耗/W	<10
3	通信距离/km	<2 000
4	波长/nm	通道1：980， 通道2：1540
5	发射功率/mW	通道1：<540， 通道2：<80
6	速率/Mbps	0.1~10
7	指向方式	依靠卫星姿态指向

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2.4   FITSAT-1

日本在2012年10月，利用国际空间站ISS（International Space Station）发射了一颗名为FITSAT-1[9]微纳卫星，用于试验星地可见光通信，如图5（彩图见期刊电子版）所示。

该卫星上表面（+Z）装载50颗绿LED阵列，下表面（-Z）装载32颗红LED阵列，发散角为120°，波长为520 nm，调制频率为1 kHz，占空比为15%情况下，绿灯功耗为30 W，红灯功耗为15 W，轨道高度为400 km，通信速率为1~10 kbps。

图  5  FITSAT-1俯视图和仰视图

Figure  5.  Top view and bottom view of the FITSAT-1

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2.5   OPTEL-µ

瑞士OPTEL公司研制了OPTEL-µ星载终端。该项目启动于2010年，目的是将LEO卫星上产生的数据以2.5 Gbps的速率传输到光学地面站，遵循轻小型、稳定型和多功能的原则，为各种低轨道小卫星平台服务，其系统组成如图6所示

图  6  OPTEL-µ系统组成

Figure  6.  OPTEL-µ system composition

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OPTEL-µ终端由激光单元LU（Laser Unit）、电气单元EU（Electronics Unit）和光学头OH（Optical Head）3部分组成，3者之间通过导线和光纤连接[10]。

OH内部集成了CPA、光学系统和电气单元3部分。其中：OH用于实现激光扩束发射、激光耦合接收和光束指向等功能；LU包括激光源、调制器和放大器，用于生成待发射光源；EU包括终端控制器、通信电子电源（TCU）、RF模块（RFM）和功率调节单元（PCU），用于完成指向机构控制、激光器控制等功能。

OH具有光束指向功能，可用于链路的建立与维持，在保证指向角度范围和通光口径的前提下，通过小型化设计，OH的质量为4.4 kg，体积为204 mm×238 mm×226 mm。

OPTEL-µ终端的主要技术参数如表5所示。

表  5  OPTEL-µ的主要技术指标

Table  5.  Main technical parameters of the OPTEL-µ

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	<8
2	功耗/W	<45
3	通信距离/km	400~900
4	波长/nm	1544/1565
5	速率/Gbps	1.25×2（双波长）
6	指向方式	自带CPA和FPA

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2.6   Mynaric CONDOR

德国Mynaric公司的CONDOR星载终端如图7所示。CONDOR用于星间双向通信，主要包括CPA、光学系统和电子学3部分[11]。

图  7  CONDOR系统组成

Figure  7.  CONDOR system composition

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系统原理框图如图8所示[12]。光路组件主要包括望远镜、FPA、提前瞄准机构（Pointing Ahead Assembly，PAA）、窄带滤光片（BP）、分光片（BS）、跟踪探测器（CTS&FTS）、发射准直和接收单元。

图  8  CONDOR激光终端原理框图

Figure  8.  Schematic diagram of the CONDOR laser terminal

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CONDOR的主要技术参数如表6所示。

表  6  CONDOR的主要技术指标

Table  6.  Main technical parameters of the CONDOR

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	<18
2	功耗/W	<60
3	通光口径/mm	80
4	发射功率/W	1
5	通信速率/Gbps及距离/km	<5~10, 5@7780 km
6	波长/nm	1545/1560
7	指向方式	CPA, FPA, PAA

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2.7   行云LaserFleet T5

2020年5月12日，LaserFleet公司为“行云二号”01星（武汉号）和“行云二号”02星研制的物联网星间激光通信载荷以“一箭双星”的方式发射成功。这是我国首次尝试低轨卫星星间激光链路技术验证。

LaserFleet公司首款星间激光通信终端T5是搭载在微小卫星上的紧凑型激光通信终端。如图9所示。

图  9  LaserFleet公司的星间激光通信终端T5布局

Figure  9.  Layout of T5 laser terminal of inter-satellite communication made in LaserFleed company

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T5设计指标如表7所示。

表  7  T5主要技术指标

Table  7.  Main technical parameters of the T5

序号	技术参数	典型值
1	质量/kg	5
2	通信距离/km	<3000
3	速率/Mbps	100
4	指向方式	旋转双棱镜±30°

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2.8   小　结

文中提及的VSOTA、FITSAT、CLICK、OCSD、OPTEL-µ、CONDOR和T5几种激光通信终端由于卫星平台能力、业务数据带宽、组网方式等不同，相应的系统组成也不同，主要区别体现在光束指向机构方案不同。通过表8可以看到，为满足发射端光束指向要求，第一种方式是依赖微小卫星做CPA，这时激光终端自身带有FPA或者不带FPA[13]；第二种方式是激光终端自身配有CPA和FPA。另外，对于通信距离远的场合（CONDOR终端），由于通信双方相对运动会导致发射对准难度增加，这种情况下须配有PAA。

表  8  激光通信终端光束指向机构

Table  8.  Laser communication terminal beam pointing mechanism

终端名称	卫星指向	卫星指向和FPA	CPA	CPA和FPA	PAA
VSOTA	√
FITSAT	√
CLICK	√	√
OCSD	√	√
OPTEL-µ			√	√
CONDOR			√	√	√
T5			√

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3.   微小卫星激光通信的关键技术

3.1   星间同轨激光通信终端轻小型化

星间同轨通信场合下，根据轨道高度和轨道面布置卫星数量的不同，通信距离约为3000~6000 km，依据卫星姿态，光束粗指向范围小于5°。为完成星间互通互联，一颗卫星上安装的终端数量为2~3颗，终端质量一般小于8 kg。典型的同轨星间激光通信终端原理框图如图10所示，发射接收部分采用光谱分光方案。

图  10  典型同轨激光通信终端原理框图

Figure  10.  Schematic diagram of typical co-orbit laser communication terminal

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为了达到轻小化目的，进一步缩小系统规模，除了考虑采用高集成度电子学系统外，还需要进一步优化跟瞄机构和减少光学支路的数量，主要包括两方面：

（1）CPA和FPA一体化技术

同轨终端的CPA多数情况下为摆镜，用以修正初始瞄准指向偏差和光束的慢速漂移，由于摆镜位于终端望远镜前端，镜面尺寸大。高分辨率的精跟探测器（FT sensor）为FPA提供位置反馈，从而实现高精度快速跟瞄。

从CPA优化角度出发，在满足偏转角度的前提下，提高系统谐振频率，从而获得更高的系统闭环带宽，即使其具有镜面尺寸大，运动范围大、谐振频率高、分辨率高的特点，如何降低系统功耗和质量，提高分辨率是关键。

从FPA优化角度出发，在满足谐振频率和分辨率的前提下，提高偏转角度，终端即可获得更大的光束指向范围。该类机构的要点是如何在保证大偏摆角度的同时获得高分辨率，同时保证一定的镜面尺寸，使其满足光学缩束和装调要求。

（2）位置探测支路和通信支路一体化技术

对于通信速率要求不高的应用场合，将光斑位置探测支路和通信支路合二为一是实现小型化的有效途径，这样减少了光学支路和分光组件。但是该类系统对于探测器响应和电子学处理系统提出了更高的要求。

3.2   星间异轨激光通信终端轻小型化

星间异轨相比于同轨通信场合复杂，通信对象可以是同星座的异轨道卫星，也可以是不同星座的卫星，轨道高度从低轨道到高轨道，通信距离范围大，约为3000~36000 km，而终端质量受微小卫星平台约束，往往小于20 kg。典型的异轨星间激光通信终端原理框图如图11所示。

图  11  典型异轨激光通信终端原理框图

Figure  11.  Schematic diagram of typical hetero-orbit laser communication terminal

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异轨终端CPA是角度摆动范围较大的机构，如U型架、潜望式、大偏摆镜等，由于通信距离远，望远镜通光口径偏大，约为80~200 mm，通信双端距离远，便于搜索捕获，系统中还存在大发散角的信标光（Becon laser）发射和用于粗跟的信标光位置探测单元（CT Sensor）。

为了进一步降低系统规模，除考虑高集成度电子学系统外，还需要缩小光机部分的尺寸和重量，主要包括3方面：

（1）粗跟精跟探测器一体化技术

星间异轨终端有CPA和FPA，在图11所示的系统中，CT sensor为CPA提供位置反馈，FT sensor为FPA提供位置反馈，粗精跟探测器一体化设计，无疑是精简了位置探测环节，但是要点在于如何保证捕获阶段大视场和精跟阶段的高分辨需求，如何实现一个位置探测器对应粗精跟执行结构的运动解耦，如何匹配粗精跟位置反馈不同频率要求等，以上因素均为其研究要点。

（2）CPA和望远镜一体化设计技术

CPA和望远镜在异轨终端结构尺寸中占据很大比重，保证有效通光口径，实现二者一体化设计，是实现轻小型的关键。以折射式望远镜和二轴运动机构为例，图12给出了两种一体化设计思路[14]。该种思路的关键点是光机耦合设计的同时，还需要保证光学系统的性能及装调可行性。

图  12  折射式望远镜及两轴转动结构一体化设计

Figure  12.  Integrated design of refractive telescope and dual axis gimbal

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（3）无信标光捕获技术

无信标光捕获技术，即利用信号光实现不确定区域的发射扫描和利用信号光位置探测支路实现不确定区域的捕获：一方面，利用CPA和FPA在扫描角度和扫描频率两方面相互补充，实现高效的区域扫描；另一方面是实现发射束散角和接收视场角的实时可调，从而确保双向捕获的效率，而发射束散角往往是几十微弧度量级，如何保证发散角调整过程中，光轴晃动偏差实时修正是无信标光捕获技术的实现要点。

3.3   星地通信大气影响抑制技术

星地激光通信链路，大气会给激光传输带来衰减、闪烁和漂移等影响[15]，出现激光光束质量裂化、接收端光功率起伏范围大、接收光功率衰减增加等现象，导致光学接收支路调光困难[16]，退化光斑位置提取处理复杂[17-18]，跟瞄精度下降，通信质量变差，通信距离减少等问题。当前，大气影响因素是星地激光通信链路规划、激光通信终端设计过程中一个无法量化的因素[19]。通过加大接收光学天线口径、引入自适应光学技术[20-21]、高阶调制解调方法、编码纠错和光纤章动[22]等技术手段能一定程度上抑制大气影响。但不同地域、不同天候以及环境变化带来的大气影响是实时变化的，因此，激光通信大气影响抑制技术属于理论和实践不断迭代、不断深入的一项技术。

4.   发展趋势

4.1   太空互联网大发展将加快微小卫星激光通信技术从演示验证向工程应用的步伐

当前国内外空间信息网络发展迅猛，据悉，中国航天科技集团“鸿雁”星座（300颗）、中国航天科工集团“虹云”星座（156颗）和“行云”星座（80颗）、中国电子科技集团“天地一体化”（80颗）等；国外“Kuiper”星座（3236颗），“Telesat”星座（298颗），“Starlink”网络（1.2万颗）等[23-24]星座大都由低轨道微小卫星组成，大都将激光通信列为其骨干传输链路方式之一。其中，截止2020年4月22日，“Starlink”星座在轨卫星已经达到422颗，计划从2020下半年开始发射装备有星间激光通信链路的卫星。

从军事应用角度看，欧美等国家也在加快布置微小卫星互联网。据美国国防部高级研究计划局（DARPA）官网2020年5月11日报道，DARPA正在与美国太空军和太空发展局合作，计划于2020年底和2021年将“黑杰克”项目的小卫星发射到低地球轨道，用于验证卫星星座自治和空间网状网技术。该星座星间互联采用了激光通信技术，激光终端由SA光子公司提供。

由上可见，太空互联网大发展，军民两大应用领域都将加快微小卫星激光通信技术的发展步伐，缩短从演示验证向工程应用的过渡时间。

4.2   终端双向传输能力需求

卫星业务数据最终要回传至地面，建立具有中继数传能力的微小卫星星座，实现数据在星间的中继传输，是实现卫星对地下行传输行之有效的手段。因此，具有双向数传能力的星载激光通信终端更加适用于微小卫星应用场合，而收发速率匹配是实现高效率中继的保障，因此，激光终端要具有全双工高速率通信能力。

德国Mynaric公司的CONDOR终端目的即实现星间全双工5~10 Gbps通信。

4.3   单点对多点通信能力需求

随着激光通信技术在天基通信网络（GEO、MEO、LEO）中的逐步应用，激光通信组网成为未来主要发展趋势。然而，受激光发散角小、动态接入、空间环境等影响，当前激光通信都是点对点互联，实现卫星组网的，因此，单个卫星上需要安装多台激光通信终端。受微小卫星平台资源限制，解决上述问题可通过优化终端质量功耗，达到要求更加严格的SWaP水平；研究动态路由解决接入问题；研究激光终端单点对多点通信能力。对于瞄准星间组网一点对多点的目标，美国加利福尼亚大学研究的ISOC（Inter-spacecraft Omnidirectional Optical Communicator）[25]提供了一种思路，系统中每个单元利用MEMS快速反射镜摆扫可覆盖±12°的光学空间锥角，将多个发射接收单元拼接为阵列球型，可实现全天域空间角度覆盖（除卫星安装面遮挡外）。ISOC系统光学头布局和实现原理如图13（彩图见期刊电子版）所示。系统设计指标如下：通信距离为200 km，通信速率为1 Gbps，波长为850 nm，发射功率为1 W。

图  13  光学头布局及原理图

Figure  13.  Layout of optical head and its principle diagram

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4.4   整机国产化能力需求

微小卫星激光通信终端主要包括瞄准、跟踪、光电位置探测和调制解调等部分，单元组件包括光学元件、电机、测角组件、快反、光斑位置解算（CMOS焦平面探测器、QAPD等）、通信组件（耐辐照光纤、光纤放大器、直接探测器组件、相干探测组件等）、信号处理组件（FPGA、DSP等），当前我国相关研究机构正在开展相关组件的国产化研究，整机国产化率要求也将从组件国产化发展为器件国产化。

4.5   批量生产及低成本能力需求

未来对微小卫星激光通信终端的需求量巨大，发射组网规划要求缩短生产周期。综合考虑以上要求，微小卫星激光通信终端研制方应在具有批量生产能力的同时降低终端研制成本，保证SWPaC，最终形成货架产品COTS（Commercial Off The Shelf）。

5.   结束语

空间激光通信凭借其带宽大、质量小、功耗低等优势，有望成为未来空间高速通信的主要方式，在卫星互联网的应用中扮演重要角色。美国、欧洲和日本均已深入研究空间激光通信关键技术，且完成了多项在轨试验，正走向商业化运行，微小卫星激光通信领域发展也很迅猛，多项验证均已开展。我国虽然起步晚，但是近年发展很快，完成了LEO-地、GEO-地、MEO-地、MEO-MEO、GEO-GEO、空空、空地等多项试验验证。

本文以微小卫星激光通信系统为切入点，综述了其部分发展现状，归纳了发展趋势，有助于该领域研究人员及时了解发达国家在微小卫星激光通信领域的发展现状和发展规划，有利于提前做好技术准备，使我国空间激光通信技术稳步推进，让该技术助力微小卫星互联网快速发展。