基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法及系统

1.本发明涉及激光通信技术领域，具体地，涉及一种基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法及系统，同时提供了一种终端及计算机可读存储介质。


背景技术：

2.近年来自由空间激光通信以其具有高带宽、低延时、频率不受限制等特点，而广泛应用于卫星与卫星、卫星与地面的宽带通信。随着时间的发展激光通信终端在未来必将成为通信卫星、互联卫星、遥感卫星的标配。卫星由于其特殊性，其重量、体积和功耗都是极其宝贵的资源。对于卫星互联网的发展，卫星低成本、小型化、轻量化将是未来发展趋势，相应的激光终端也要缩小体积、降低功耗。
3.传统激光通信载荷的捕获跟踪系统由粗瞄准装置、精瞄准装置和跟瞄探测器组成，粗瞄准装置完成大角度范围的光束瞄准，在粗跟瞄探测器的配合下完成捕获和粗跟踪，粗瞄准装置一般采用电磁电机、步进电机或超声电机驱动光学天线的方式实现；精瞄准装置与精跟瞄探测器配合完成高精度光束跟踪。粗瞄准装置的存在限制了激光通信载荷进一步减小体积、功耗和重量的优化空间。星体本身具有一定的机动能力，将星体和激光通信载荷采用一体化设计，星体与激光通信载荷机械硬连接构成星载组合体，激光通信载荷位于星体飞行面，由星体与激光通信终端配合实现光束指向、捕获和跟踪。
4.在现有的方法中，星体姿轨控精度通常只能达到mrad量级，这将直接导致捕获时间增加，捕获概率下降；此外，在现有的方法中仍然保留了粗跟瞄探测器，用于跟踪链路建立后对精跟瞄光束偏转角检测，该探测器增加了跟瞄装置的体积、重量，而且为了检测光束偏转还需要对跟踪光束进行分光，增加了跟瞄装置的复杂度及光功率的损耗。
5.经过检索发现：
6.授权公告号为cn113489540b的中国发明专利《基于卫星平台定频解耦的光束跟踪方法》，包括步骤1、星地激光链路捕获前，激光通信终端计算出星地激光可链路时段的平均瞄准角速率；步骤2、按10ms间隔计算出星地链路时段内每个时刻的解耦量并发送至卫星平台；步骤3、激光通信终端完成光束捕获后，控制精瞄准装置和cmos探测装置进行光电闭环精跟踪，卫星平台根据平台时钟计算n值，按解耦量开始定频解耦；步骤4、跟踪过程中，激光通信终端计算出cmos探测器的平均残留角度误差作为解耦修正量，发送至卫星平台进行定频修正；步骤5、卫星平台按修正后的解耦量续进行定频解耦和定频修正，直至链路结束。该方法仍然存在上述不足，目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。


技术实现要素：

7.本发明针对现有技术中存在的上述不足，提供了一种基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法及系统，同时提供了一种终端及计算机可读存储介质。
8.根据本发明的一个方面，提供了一种基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法，包
括：
9.地面运控中心根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角并以延时遥控方式上注至星体；
10.所述星体获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于所述粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷；
11.所述激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光通信链路；
12.在所述激光链路建立后，所述激光通信载荷将振镜累积偏转角发送至所述星体，由所述星体调整其姿态实现粗瞄准目标姿态角修正，保持激光通信载荷瞄准。
13.可选地，所述地面运控中心根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角并以延时遥控方式上注至星体，包括：
14.地面运控中心以一个轨道周期为单位，依据本星和目标星的轨道预报数据计算出本星粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)，其中，θ
pd
表示粗瞄准目标偏航角，θ
fd
表示粗瞄准目标俯仰角；
15.地面运控中心对所述粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)以固定时间间隔进行抽样得到抽样粗瞄准目标姿态角(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)，其中，n表示抽样序列，tn表示第n次抽样对应轨道预报时刻，θ
pdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标俯仰角；
16.地面运控中心将所述抽样粗瞄准目标姿态角(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)以延时遥控方式上注至星体。
17.可选地，所述固定时间间隔为15min。
18.可选地，所述星体获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于所述粗瞄目标姿态角角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷，包括：
19.所述星体依据其星务时间t＝tn时，获取延时遥控的粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)，其中，θ
pdn
表示tn时刻粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻粗瞄准目标俯仰角；
20.所述星体调整其当前姿态角(θ
pp
，θ
fp
)，其中，θ
pp
表示当前偏航角，θ
fp
表示当前俯仰角，使所述当前姿态角(θ
pp
，θ
fp
)收敛于所述粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)；
21.所述星体以设定频率将所述粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
dpn
)和所述当前姿态角(θ
pp
，θ
fp
)发送至激光通信载荷。
22.可选地，所述设定频率为20hz。
23.可选地，所述激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光通信链路，包括：
24.所述激光通信载荷实时计算星体粗瞄准残差(δθ
p
，δθf)，其中，δθ
p
表示粗瞄准偏航角残差，δθf表示粗瞄准俯仰角残差，所述计算公式如下所示：
25.δθ
p
＝θ
pp-θ
dpn
26.δθf＝θ
fp-θ
fdn
27.其中，θ
pp
表示当前偏航角，θ
fp
表示当前俯仰角，θ
pdn
表示tn时刻粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻粗瞄准目标俯仰角；
28.所述激光通信载荷将所述星体粗瞄准残差(δθ
p
，δθf)转换为精瞄准补偿角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)，其中，θ
fsmp
表示精瞄准补偿偏航角，θ
fsmf
表示精瞄准补偿俯仰角，所述转换公
式如下所示：
[0029][0030]
其中，a表示粗瞄准残差到精瞄准补偿角转换矩阵；
[0031]
所述激光通信载荷的振镜偏转所述精瞄准补偿角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)，实现光束实时精瞄准；
[0032]
所述星体姿态保持粗瞄准目标姿态角度(θ
pdn
，θ
fdn
)，所述激光通信载荷以实时精瞄准补偿角度(θ
fsmp
，θ
fsmf
)为光束中心进行捕获，判断双星是否建立并保持双向稳定跟踪链路；
[0033]
如果双星建立并保持双向稳定跟踪链路，则执行下一步骤；如果设定时间内未能成功建立链路或链路断开，则所述激光通信载荷向所述星体发送执行激光链路未锁定状态，所述星体依据其星务当前时间t获取新的相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于所述粗瞄准目标姿态角，同时将更新的粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷，直至双星建立并保持双向稳定跟踪链路。
[0034]
可选地，所述设定时间为15min。
[0035]
可选地，所述在所述激光链路建立后，所述激光通信载荷将振镜累积偏转角发送至所述星体，由所述星体调整其姿态实现粗瞄准目标姿态角修正，包括：
[0036]
所述激光通信载荷向所述星体发送激光链路锁定标志，并以设定频率将振镜累积偏转角(δθ
fsmp
，δθ
fsmf
)反馈至所述星体，其中，δθ
fsmp
为振镜累积精瞄准补偿偏航角，δθ
fsmf
为振镜累积精瞄准补偿俯仰角；
[0037]
当δθ
fsmp
＞θ
thrdp
时，其中，θ
thrdp
为星体更新粗瞄准目标偏航角的阈值，所述星体更新粗瞄准目标偏航角为θ
′
pdn
＝θ
pdn
+δθ
fsmp
；当δθ
fsmf
＞θ
thrdf
时，其中，θ
thrdf
为星体更新粗瞄准目标俯仰角的阈值，所述星体更新粗瞄准目标俯仰角为θ
′
fdn
＝θ
fdn
+δθ
fsmf
；并调整姿态使星体当前姿态角度收敛于所述粗瞄准姿态角(θ
′
pdn
，θ
′
fdn
)，以实现粗瞄准角修正；
[0038]
重复上述步骤，直至完成激光通信载荷瞄准。
[0039]
可选地，所述设定频率为20hz。
[0040]
根据本发明的另一个方面，提供了一种基于星载协作的激光通信载荷瞄准系统，包括：
[0041]
粗瞄准目标姿态角计算模块，该模块基于地面运控中心，根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角以延时遥控方式上注至星体；
[0042]
粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送模块，该模块基于星体，获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于所述粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷；
[0043]
振镜补偿模块，该模块基于激光通信载荷，通过所述激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光链路；
[0044]
粗瞄准目标姿态角修正模块，该模块在所述激光链路建立后，通过所述激光通信载荷将振镜累积偏转角发送至所述星体，通过所述星体调整姿态实现粗瞄准目标姿态角修正。
[0045]
根据本发明的第三个方面，提供了一种终端，包括存储器、处理器及存储在存储器
上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时可用于执行上述任一项所述的方法。
[0046]
根据本发明的第四个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时可用于执行上述任一项所述的方法。
[0047]
由于采用了上述技术方案，本发明与现有技术相比，具有如下至少一项的有益效果：
[0048]
本发明使用激光通信载荷的振镜对星体实现瞄准的残差进行了补偿，实现了光束的更高精度的瞄准，缩小了捕获不确定区域，减少捕获时间和提高捕获概率。
[0049]
本发明取星体(对地三轴稳定卫星)的姿态控制精度为0.3
°
@3σ，则由星体姿态调整实现激光通信载荷瞄准的捕获不确定区域就高达5.25mrad，使用激光通信载荷振镜对其补偿后，将该部分引入的捕获不确定区域减小至不大于141.2urad。
[0050]
本发明将激光通信载荷振镜的位置数据反馈至星体，修正星体的粗瞄准目标姿态角，减少了跟瞄装置上所使用的器件，简化了跟瞄装置且减少了光功率的损耗。
附图说明
[0051]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0052]
图1为本发明一实施例中基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法的工作流程图。
[0053]
图2为本发明一优选实施例中基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法的工作流程图。
[0054]
图3为本发明一实施例中基于星载协作的激光通信载荷瞄准系统的组成模块示意图。
具体实施方式
[0055]
下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。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。
[0056]
图1为本发明一实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法。
[0057]
如图1所示，该实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法，主要包括如下步骤：
[0058]
s100，地面运控中心根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角并以延时遥控方式上注至星体；
[0059]
s200，星体获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷；
[0060]
s300，激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光链路；
[0061]
s400，在激光链路建立后，激光通信载荷将振镜累积偏转角度发送至星体，由星体调整其姿态实现粗瞄准目标姿态角修正，完成粗瞄准目标姿态角修正。
[0062]
在s100的一优选实施例中，地面运控中心根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态
角并以延时遥控方式上注至星体，可以包括如下步骤：
[0063]
s101，地面运控中心以一个轨道周期为单位，依据本星和目标星的轨道预报数据计算出本星粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)，其中，θ
pd
表示粗瞄目标偏航角，θ
fd
表示粗瞄目标俯仰角；
[0064]
s102，地面运控中心对粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)以固定时间间隔进行抽样得到抽样粗瞄准目标姿态角(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)，其中，n表示抽样序列，tn表示第n次抽样对应轨道预报时刻，θ
pdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标俯仰角；
[0065]
s103，地面运控中心将抽样粗瞄准目标姿态角(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)以延时遥控方式上注至星体。
[0066]
在s102的一具体应用实例中，固定时间间隔为15min。
[0067]
在s200的一优选实施例中，星体获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷，可以包括如下步骤：
[0068]
s201，星体依据其星务时间t＝tn时，获取延时遥控的粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)，其中，θ
pdn
表示tn时刻抽样粗瞄目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻抽样粗瞄目标俯仰角；
[0069]
s202，星体调整其当前姿态角(θ
pp
，θ
fp
)，其中，θ
pp
表示当前偏航角，θ
fp
表示当前俯仰角，使当前姿态角度(θ
pp
，θ
fp
)收敛于粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)；
[0070]
s203，星体以设定频率将粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)和当前姿态角(θ
pp
，θ
fp
)发送至激光通信载荷。
[0071]
在s203的一具体应用实例中，设定频率为20hz。
[0072]
在s300的一优选实施例中，激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光通信链路，可以包括如下步骤：
[0073]
s301，激光通信载荷实时计算星体粗瞄准残差(δθ
p
，δθf)，其中，δθ
p
表示粗瞄准偏航角残差，δθf表示粗瞄准俯仰角残差，计算公式如下所示：
[0074]
δθ
p
＝θ
pp-θ
pdn
[0075]
δθf＝θ
fp-θ
dpn
[0076]
其中，θ
pp
表示当前偏航角度，θ
fp
表示当前俯仰角度，θ
pdn
表示tn时刻粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻粗瞄准目标俯仰角；
[0077]
s302，激光通信载荷将星体粗瞄准残差(δθ
p
，δθf)转换为精瞄准补偿角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)，其中，θ
fsmp
表示精瞄准补偿偏航角，θ
fsmf
表示精瞄准补偿俯仰角，转换公式如下所示：
[0078][0079]
其中，a表示粗瞄准残差到精瞄准补偿角转换矩阵；
[0080]
s303，激光通信载荷的振镜偏转精瞄准补偿角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)，实现光束实时精瞄准；
[0081]
s304，星体姿态保持粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)，激光通信载荷以实时精瞄准补偿角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)为光束中心进行捕获，判断双星是否建立并保持双向稳定跟踪链路；
[0082]
s305，如果双星建立并保持双向稳定跟踪链路，则执行下一步骤；如果设定时间内未能成功建立链路或链路断开，则激光通信载荷向星体发送执行激光链路未锁定状态，星
体依据其星务当前时间t获取新的相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于粗瞄准目标姿态角，同时将新的粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷，直至双星建立并保持双向稳定跟踪链路。
[0083]
在s305的一具体应用实例中，设定时间为15min。
[0084]
在s400的一优选实施例中，在激光链路建立后，激光通信载荷将振镜累积偏转角发送至星体，由星体调整其姿态实现粗瞄准目标姿态角修正，可以包括如下步骤：
[0085]
s401，激光通信载荷向星体发送激光链路锁定标志，并以设定频率将振镜累积偏转角(δθ
fsmp
，δθ
fsmf
)反馈至星体，其中，δθ
fsmp
为振镜累积精瞄准补偿偏航角，δθ
fsmf
为振镜累积精瞄准补偿俯仰角；
[0086]
s402，当δθ
fsmp
＞θ
thrdp
时，其中，θ
thrdp
为星体修正粗瞄准目标偏航角的阈值，星体修正粗瞄准目标偏航角为θ
′
pdn
＝θ
pdn
+δθ
fsmp
；当δθ
fsmf
＞θ
thrdf
时，其中，θ
thrdf
为星体修正粗瞄准目标俯仰角的阈值，星体修正粗瞄准目标俯仰角为θ
′
fdn
＝θ
fdn
+δθ
fsmf
，并调整姿态使当前姿态角收敛于粗瞄准目姿态角(θ
′
pdn
，θ
′
fdn
)，完成粗瞄准角修正，其中θ
′
pdn
为修正后的粗瞄准目标偏航角，θ
′
fdn
为修正后的粗瞄准目标俯仰角。
[0087]
s403，在确定激光链路建立的情况下，重复上述s401和s402的步骤，直至完成激光通信载荷瞄准。
[0088]
在s401的一具体应用实例中，设定频率为20hz。
[0089]
图2为本发明一优选实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法的工作流程图。
[0090]
如图2所示，该优选实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法，为解决现有方法中存在的问题，主要采用了如下技术手段：
[0091]
地面运控中心根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角以延时遥控方式上注至星体，星体在程序控制下取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷，激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差；在激光链路建立后，激光通信载荷将振镜累积偏转角度发送至星体，由星体调整姿态实现粗瞄准角修正。
[0092]
下面结合具体步骤，对该优选实施例的技术方案进一步说明。
[0093]
步骤一、地面运控中心以一个轨道周期为单位，依据本星和目标星的轨道预报数据计算出本星粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)，其中θ
pd
表示偏航粗瞄准目标角，θ
fd
表示俯仰粗瞄准目标角。
[0094]
步骤二、地面运控中心对步骤一中的粗瞄准目标姿态角(θ
pd
，θ
fd
)以固定时间间隔15min进行抽样得到(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)，其中n表示抽样序列，tn表示第n次抽样对应轨道预报时刻，θ
pdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标偏航角，θ
fdn
表示tn时刻抽样粗瞄准目标俯仰角。地面运控中心将抽样粗瞄准目标姿态角(tn，θ
pdn
，θ
fdn
)，以延时遥控方式上注至星体，
[0095]
步骤三、星体依据其星务时间t＝tn时，获取延时遥控的粗瞄准目标姿态角度(θ
pdn
，θ
fdn
)，执行步骤四。
[0096]
步骤四、星体调整其当前姿态角度(θ
pp
，θ
fp
)，其中θ
pp
表示当前偏航角度，θ
fp
表示当前俯仰角度，使其(θ
pp
，θ
fp
)收敛于(θ
pdn
，θ
fdn
)。
[0097]
步骤五、星体以20hz频率将(θ
pdn
，θ
fdn
)和(θ
pp
，θ
fp
)发送至激光通信载荷。
[0098]
步骤六、激光通信载荷实时计算星体粗瞄准残差(δθ
p
，δθf)，其中δθ
p
表示粗瞄准偏航角残差，δθf表示粗瞄准俯仰角残差，计算公式如下
[0099]
δθ
p
＝θ
pp-θ
dpn
[0100]
δθf＝θ
fp-θ
fdn
[0101]
步骤七、激光通信载荷将(δθ
p
，δθf)转换为精瞄准补偿角度(θ
fsmp
，θ
fsmf
)，计算公式如下：其中a表示粗瞄准残差到精瞄准补偿角转换矩阵，θ
fsmp
表示精瞄准补偿偏航角，θ
fsmf
表示精瞄准补偿俯仰角。激光通信载荷的振镜偏转(θ
fsmp
，θ
fsmf
)实现光束实时精瞄准。
[0102]
步骤八、星体姿态保持粗瞄准目标姿态角(θ
pdn
，θ
fdn
)，激光通信载荷以实时精瞄准角(θ
fsmp
，θ
fsmf
)为光束中心进行捕获。
[0103]
步骤九、如双星建立并保持双向稳定跟踪链路，执行第十步；如15分钟内未能成功建立链路或链路断开，则执行第十二步。
[0104]
步骤十、激光通信载荷向星体发送激光链路锁定标志，并以20hz频率将振镜累积偏转角(δθ
fsmp
，δθ
fsmf
)反馈至星体。
[0105]
步骤十一、当δθ
fsmp
＞δθ
thrdp
时，其中δθ
thrdp
为星体修正偏航粗瞄准目标角的阈值，星体修正偏航粗瞄准目标角度值为θ
′
pdn
＝θ
pdn
+δθ
fsmp
；当δθ
fsmf
＞δθ
thrdf
时，其中δθ
thrdf
为星体修正俯仰粗瞄准目标角的阈值，星体修正俯仰粗瞄准目标角度值为θ
′
fdn
＝θ
fdn
+δθ
fsmf
，并调整姿态使当前姿态角收敛于粗瞄准目姿态角度值(θ
′
pdn
，θ
′
fdn
)，完成粗瞄准角修正，其中θ
′
pdn
为修正后的偏航粗瞄准目标角，θ
′
fdn
为修正后的俯仰粗瞄目标角。重复执行步骤九至步骤十一。
[0106]
步骤十二、激光通信载荷向星体发送执行激光链路未锁定状态，星体依据其星务当前时间t获取新的延时遥控粗瞄准目标姿态角，执行步骤四。
[0107]
图3为本发明一实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准系统的组成模块示意图。
[0108]
如图3所示，该实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准系统，可以包括如下模块：
[0109]
粗瞄准目标姿态角计算模块，该模块基于地面运控中心，根据轨道预报数据生成粗瞄准目标姿态角以延时遥控方式上注至星体；
[0110]
粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送模块，该模块基于星体，获取相应时间点遥控的粗瞄准目标姿态角，并调整星体姿态使其收敛于粗瞄准目标姿态角，同时将粗瞄准目标姿态角和当前姿态角发送至激光通信载荷；
[0111]
振镜补偿模块，该模块基于激光通信载荷，通过激光通信载荷的振镜补偿星体粗瞄准残差，并建立激光链路；
[0112]
粗瞄准目标姿态角修正模块，该模块在激光链路建立后，通过激光通信载荷将振镜累积偏转角发送至星体，通过星体调整姿态实现粗瞄准目标姿态角修正。
[0113]
需要说明的是，本发明提供的方法中的步骤，可以利用系统中对应的模块予以实现，本领域技术人员可以参照方法的技术方案实现系统的组成，即，方法中的实施例可理解
为构建系统的优选例，在此不予赘述。
[0114]
本发明一实施例提供了一种终端，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行程序时可用于执行本发明上述实施例中任一项的方法。
[0115]
本发明一实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时可用于执行本发明上述实施例中任一项的方法。
[0116]
可选地，存储器，用于存储程序；存储器，可以包括易失性存储器(英文：volatile memory)，例如随机存取存储器(英文：random-access memory，缩写：ram)，如静态随机存取存储器(英文：static random-access memory，缩写：sram)，双倍数据率同步动态随机存取存储器(英文：double data rate synchronous dynamic random access memory，缩写：ddr sdram)等；存储器也可以包括非易失性存储器(英文：non-volatile memory)，例如快闪存储器(英文：flash memory)。存储器用于存储计算机程序(如实现上述方法的应用程序、功能模块等)、计算机指令等，上述的计算机程序、计算机指令等可以分区存储在一个或多个存储器中。并且上述的计算机程序、计算机指令、数据等可以被处理器调用。
[0117]
上述的计算机程序、计算机指令等可以分区存储在一个或多个存储器中。并且上述的计算机程序、计算机指令、数据等可以被处理器调用。
[0118]
处理器，用于执行存储器存储的计算机程序，以实现上述实施例涉及的方法中的各个步骤。具体可以参见前面方法实施例中的相关描述。
[0119]
处理器和存储器可以是独立结构，也可以是集成在一起的集成结构。当处理器和存储器是独立结构时，存储器、处理器可以通过总线耦合连接。
[0120]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
[0121]
本发明上述实施例提供的基于星载协作的激光通信载荷瞄准方法、系统、终端及介质，使用激光通信载荷的振镜对星体瞄准残差进行了补偿，实现了更高精度的指向，缩小了捕获不确定区域，减少捕获时间和提高捕获概率。取星体姿态控制精度为0.3
°
@3σ，则由星体粗瞄准引入的捕获不确定区域就高达5.25mrad，使用激光通信载荷振镜对其补偿后，将该部分引入的捕获不确定区域减小至不大于141.2urad。将激光通信载荷振镜的位置数据反馈至星体，修正星体的粗瞄准目标姿态角，减少了跟瞄装置上所使用的器件，简化了跟瞄装置且减少了光功率的损耗。
[0122]
本发明上述实施例中未尽事宜均为本领域公知技术。
[0123]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。