HASH GAME - Online Skill Game GET 300小型卫星和立方星通常采用UHF和S频段的低增益无线电链路，导致数据传输速率较低。这些链路在地面与低地球轨道之间的通信中通常仅能提供最高1 Mbps的速率，限制了小型卫星的应用场景与任务操作。光学通信技术可实现更高数据速率，目前正快速应用于大型卫星，包括SpaceX星链星座的星间链路及美国国家航空航天局即将开展的深空任务。然而，由于需要达到角秒级精度的指向才能对准终端间的窄带激光束——低地球轨道上的激光发射器在地面接收站的光斑可能不足100米宽——该技术难以在小型卫星和立方星上实施。我们报告了一款3U立方星的研制进展，旨在演示无需对宿主航天器提出精密指向精度要求的新型光学通信技术。可展开式光学接收孔径（DORA）计划在数千公里距离上实现1 Gbps的数据传输速率。DORA仅需宿主航天器提供10度的易实现指向精度和最低稳定性要求，既可使主任务无需为通信而调整姿态，也可支持采用低成本商用姿控系统的小型卫星任务。为实现此性能，DORA将传统航天器接收望远镜替换为广角光电二极管阵列，该阵列可识别入射通信激光的到达角，并引导星载发射激光向相应方向投射。本研究受美国国家航空航天局月球通信导航网络规划启发，并获该局空间技术计划资助，特别适用于小型航天器间的星间链路通信（尤其适合组群或组网航天器）以及月面-轨道通信。我们将以1U有效载荷形式在3U立方星上集成可展开式光学接收孔径与微型发射望远镜，并在低地球轨道开展验证飞行。预计未来DORA技术的迭代版本将进一步实现多路光学通信的全向同步接收，并可在单颗立方星上集成多个发射模块。

　　航天器集群与光学通信可能为从低地球轨道、地月空间到深空外行星的各类任务带来范式变革的紧凑型仪器与高速通信能力。美国国家航空航天局的探索计划要求地月空间航天器及月面用户能够可靠、便捷地获取高带宽通信接入。提供该服务的网络可能由分层级结构资产混合构成，类似于地面网络中的分层连接。根据当前及预期使用模式，预计最大12U规模的小型卫星将成为该中继网络的关键用户与节点参与者。然而在此尺寸级别下，采集面积与指向灵活性均严重受限。可展开孔径（如MarCO立方星采用的X波段反射阵列）可在1天文单位距离提供足以实现8千比特/秒链路的增益，而LunaH-Map立方星将利用X波段以128千比特/秒速率实现月地通信。这两项任务均通过地球端大型深空网络天线来补偿其微小采集面积的不足。地月空间单元间的直接通信则可利用更短距离优势，在相同射电频段实现约5兆比特/秒速率。数据可通过节点网络进行远距离中继，在抵达更强发射器前可能沿途等待连接机会。此类架构下的数据传输将遵循延迟容忍网络协议运行。迄今部署的传统激光终端采用透镜将入射光汇聚至单一传感器。这种光学配置在航天器内部占用显著光路体积，且采集面积受限于透镜孔径尺寸。这带来双重制约：首先也是最关键的，透镜终端的有效视场受望远镜焦距限制在极小范围内（通常不足几度）；其次，基于透镜的系统指向能力受限，进而对宿主航天器施加严格指向要求。典型波束发散的低地球轨道站需要立方星指向系统提供毫弧度级角控制，且必须与光学终端锁死，导致其他指向操作无法实施。这种指向的紧密集成与控制使得传统激光终端成为立方星任务架构的重要驱动因素。

　　另一种光学架构方案是广域激光终端。其基本概念是利用硅光电二极管阵列接收来自任意方向的激光信号。二极管阵列可通过空间测量入射光束轮廓或利用二极管响应的方向依赖性来估算信号到达方向，继而通过驱动反射镜引导回传链路光束。广域激光终端的基本概念可在小卫星上以多种方式实现：大量微型传感器可铺设在球面或多面体表面，以支持来自不同方向的大量同步连接；若需服务对灵敏度与指向测定要求更高的长距离链路，则可将采集区域铺设在平面结构（如可展开面板）上以形成大采集面积。这正是我们拟通过可展开式光学接收孔径立方星验证的设计方案。

　　喷气推进实验室此前已开发出全向星际间光学通信器，这是一种新型全向光学终端，可为航天器星座提供高速通信。ISOC采用截角二十面体几何结构，集成微型激光望远镜与光学探测器阵列（见图1）。微型光学望远镜位于每个面的中心，实现全天区覆盖。对称部署于ISOC本体各顶点的光学探测器具有双重功能：既可接收来自任意方向的快速入射通信信号，又能精确测定信号的到达角。ISOC机构执行的连续到达角跟踪特性使其同样适用于地面站指向操作。ISOC主要特征包括：1）高速率数据传输；2）全天区覆盖；3）多链路同步维持能力。当前ISOC原型样机工作波长为650纳米（1550纳米波长版本研制中），采用低功率单模激光二极管与高速硅光电探测器，已完成实验室测试，系统技术成熟度达3级。

　　影响整体链路性能的因素包括接收灵敏度、发射功率、角误差及处理器延迟等多方面。作为通信节点的立方星星间链路首要性能指标，在于经济型任务架构内可实现的数据传输速率。本研究聚焦于两台相同小卫星终端在1000公里距离、宿主平台指向精度10度及对应稳定性条件下的持续链路速率。若未采用本项技术，1000公里距离的星间链路需通过X波段贴片天线兆比特/秒的交叉连接（具体速率取决于功率水平），而现有光学系统则因立方星指向稳定性不足无法建立链路。DORA系统预期可维持优于1吉比特/秒的持续链路速率，较X波段提升约三个数量级。该数据速率增强性能相较于预计将成为首批地月空间立方星任务技术标杆的数百千比特/秒速率具有显著提升。

　　DORA有效载荷为集成光学接收与激光发射功能的1U模块。该模块包含四块可展开方形面板及一块本体安装面板，用于接收入射激光信号。每块面板集成数十个高速光学探测器，各面板所有探测器输出信号经适配阻抗匹配变压器后实施功率合成，形成单块面板的大等效采集孔径。本方案拟探索硅PIN二极管与硅光电倍增管探测器的适用性。当前商用PIN二极管与硅光电倍增管具备高速特性且可提供最大3×3毫米尺寸规格。五块方形面板阵列（单板面积100平方厘米）可实现总计500平方厘米的DORA潜在孔径。但初始验证阶段无需在接收面板满布硅光电倍增管，拟仅使用总面积6.4平方厘米的硅光电倍增管，相当于潜在孔径的1.3%。DORA有效载荷模块渲染图如图3所示。

　　激光发射器采用微型望远镜结构，由激光二极管、固定反射镜、驱动反射镜及3倍双共焦透镜组成。驱动反射镜提供±12°光学偏转范围，经3倍透镜扩展后可达±36°。虽然本次验证立方星仅配置单台发射器，实际通信节点航天器可部署多台策略布局的望远镜以实现全天区覆盖。两台同型航天器各搭载辐射功率1瓦、发射孔径0.8平方厘米的DORA发射模块，在5000公里距离上采用不归零开关键控调制可实现1吉比特/秒数据速率与10⁻⁸误码率。

　　硅光电倍增管是由多个单光子雪崩二极管并联构成的光学传感器。单光子雪崩二极管为工作于盖革模式的PN结光电二极管，该模式可引发碰撞电离效应，实现高达10⁶的增益。单光子雪崩二极管常称为硅光电倍增管中的微元。每个硅光电倍增管输出与触发的微元数量成比例的电流信号。单个触发微元输出1光电子脉冲，多微元同步触发时则输出所有触发单元的叠加信号。每个硅光电倍增管配备标准输出与快速输出双通道：标准输出为阳极典型光电流信号，用于观测信号直流电平以支撑到达角解算；快速输出专用于通信功能。

　　硅光电倍增管前端电子学设计与雪崩光电二极管相似，唯独特具有双输出通道。输出信号需经电流-电压转换方可由模数转换器或比较器采样。跨阻放大器承担电流-电压转换与信号增益放大的双重功能。在连接跨阻放大器前，各快速输出通道需接入射频合成器。多路信号合成通过提升输出脉冲峰值改善信噪比，同时射频合成器提供的隔离特性可降低并联输出时的累计容性负载。射频合成器输出端连接跨阻放大器，其输出信号经比较器转换为数字信号。每块接收面板配置扁平柔性电缆连接器，用于与数字处理板互联，该超薄线缆方案有效缩减面板厚度。

　　DORA有效载荷采用Trenz Electronic TE0741系统级模块搭载Kintex-7 FPGA管理光通信链路。系统级模块通过三组板对板连接器固定于定制载板，载板集成RS-422驱动器、microSD卡槽、以太网物理层收发器及变压器等多类接口。RS-422总线用于立方星飞行计算机对有效载荷的控制指令传输，以太网接口实现飞行计算机与有效载荷间的文件传输，microSD卡则承担待发射文件存储与接收文件保存功能。载板另配置512Mb Cypress HyperRAM模块，在光链路运行期间作为数据缓冲存储器。

　　FPGA搭载运行FreeRTOS的MicroBlaze软核处理器，通信逻辑、以太网MAC、HyperRAM控制器、UART核及SPI逻辑均通过AXI-4总线与处理器互联。采用Xilinx EthernetLite IP核实现以太网MAC功能，UartLite IP核提供RS-422接口数据链路层。处理器肩负有效载荷文件系统管控、TCP/IP以太网协议栈实现、RS-422指令解析及通信链路管理等多重职责。

　　DORA模块最显著的特征为可展开接收面板。如图3（顶图）所示，这些面板以花瓣形态从立方星本体弹开，为接收地面或其他航天器信号提供大尺寸光学孔径。尽管未在面板上满布二极管，我们仍保留该设计以验证其对到达角测定的影响。各面板通过铰链与立方星本体刚性连接并保持相对位置稳定。铰链采用弹簧加载设计，发射时从初始收拢状态展开至预设70°角，该方案与喷气推进实验室ISARA任务中可展开Ka波段反射器技术相似。铰链同时满足立方星设计规范对本体标准展开结构的厚度要求。

　　该立方星采用3U结构，配备标准子系统，包括电气与电源系统、姿态确定与控制系统、GPS接收机与天线、星载计算机、UHF电台及天线）。电子学子系统融合商用货架产品与定制设计，部分组件仍处于方案比选阶段。机身采用定制机加工设计。电源由两块100×200毫米机身安装太阳能电池板与两块同尺寸可展开太阳能电池板联合供电，轨道平均输出功率总计7.4瓦。所有平台子系统及DORA有效载荷（含效率损耗）的平均功耗预估为3.3瓦，提供120%功率余量。发射状态下有效载荷预估功耗8.5瓦。在轨测试任务占空比为5%（每24小时4次夜间过境），有效载荷轨道平均功耗为0.43瓦。

　　DORA电源系统由电源管理单元、蓄电池组及太阳能电池板构成。我们优先选用与星载计算机已有成功验证史的组件。Pumpkin公司基于Clydespace 3G电源管理单元开发了适配MBM2的PC104堆叠接口定制版本，该模块提供3V、5V、12V及电池电压总线，并可直接兼容Pumpkin太阳能电池板。当前正对Pumpkin BM2电池与Clydespace Optimus电池进行方案比选：前者具备更高容量与放电倍率，后者则采用PC104堆叠内嵌安装且提供多规格选型。此项比选需待实时功率分析完成，以判定是否确需Pumpkin电池的冗余容量与放电性能。

　　DORA立方星将采用近期开源的OpenLST电台。该设计由Planet公司于2018年公开发布，工作于70厘米UHF频段，采用2FSK调频制式，峰值功率1瓦时最高传输速率为7400比特/秒。自制OpenLST电台成本可控制在100美元以内，其局限性在于部分元器件供应受限及开源项目潜在的不稳定性。我们在评估过程中针对原始设计发布后环境变化进行了适应性更新：原始设计功率放大器已停产，现更换为新型直插兼容型号；声表面波滤波器仅单一供应商可提供且替代品稀缺，故已储备充足备件；地面支持软件已从Python 2迁移至Python 3架构。上述更新及多项优化已纳入我们维护的代码仓库分支。

　　光学地面终端的第二个关键特征是发射器，如图9中透镜下方的立方体所示。它是DORA有效载荷上发射器的改进复制品，采用光学偏转反射镜辅助将光信号直接指向在轨DORA航天器。唯一改动是移除星载有效载荷上的烧断电路机构与接收面板，接收面板由光学地面终端最终关键组件替代——即图9中光学地面终端孔径周围绿色显示的20块独立平面接收板。这20块接收板按大二十面体构型排布，使到达角算法能够解算入射光信号角度并重新定向光学地面终端指向来波方向。

　　地面站软件采用Rust语言实现面向应用的设计架构。软件通过基础终端进行指令收发，并配备数据存储与显示扩展应用。遥测数据存储于本地PostgreSQL数据库，利用开源系统Grafana实现可视化。航天器下行日志与遥测数据分离存储于influx数据库，并采用Chronograf进行同类可视化。各应用独立运行以增强故障隔离能力——例如PostgreSQL数据库故障时，指令收发、日志存储及可视化功能均不受影响，仅因新遥测数据无法存储导致Grafana仪表盘停止更新。当前设计支持地面软件开发过程中灵活增删功能模块。

　　本文阐述了广域光学接收有效载荷模块及配套地面终端的设计方案。广域光学接收器为航天器间及轨道对地高速通信开辟新型运行模式，有望赋能地月空间网络新架构。该技术实现通信系统与航天器平台姿态控制的解耦，使其成为小型卫星的独特优选方案。需注意的是，广域接收器相较于窄视场光学系统需更审慎地抑制背景光干扰。DORA有效载荷模块将搭载3U立方星开展空间验证，在低地球轨道与地面终端间演示高速链路。我们预计于2023年实施发射。