本發(fā)明涉及一種可廣泛應用于飛行器、深空探測與地面測控通信領域的激光通信與測距復合系統(tǒng)。

背景技術：

隨著現(xiàn)代衛(wèi)星技術的快速發(fā)展，衛(wèi)星需要傳輸?shù)臄?shù)據(jù)量也在迅猛增長，并且衛(wèi)星朝著更遠距離的深空方向發(fā)展，對其進行距離、角度測量面臨著信號空間衰減大、傳輸時間長、傳播環(huán)境復雜等一系列問題。測控通信系統(tǒng)是地面與飛行器進行信息交互的唯一手段，也是飛行器充分發(fā)揮其應用效能不可或缺的重要保障。傳統(tǒng)的測控通信系統(tǒng)在頻段上采用微波、射頻頻段，數(shù)據(jù)傳輸能力有限，單站測量精度較低，并且星上載荷設備受機、電、熱資源約束，對星上載荷設備體積、功耗提出更高要求。群測控有如下特點:同時測控管理多顆衛(wèi)星；測控站數(shù)量多、分布廣、可能需要全球布站或數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星中繼；對衛(wèi)星的數(shù)據(jù)注入量較大而且比較頻繁；同時接收多顆衛(wèi)星數(shù)據(jù)量大,且要求數(shù)據(jù)處理及時；可能出現(xiàn)各衛(wèi)星任務對測控資源爭用,引起測控沖突等。傳統(tǒng)的方法是采用多天線系統(tǒng)的方式,其缺點是:它們是簡單的單地面測控站組合、設備量大、效率低、數(shù)據(jù)處理時間長,不具備單站測控多星的能力。為解決以上問題，各世界大國均以加大地面、星上天線口徑、提高射頻頻段、采用多天線組陣為主，在光學方面探索主要以獨立的光通信開展研究，在光頻段融合測量與通信的研究鮮有報道，目前為提高數(shù)傳速度與測量精度，測控通信系統(tǒng)國內外采用的主要方法如下：提高射頻頻段與增加天線口徑方面，國外以美國為代表，經歷了從S頻段到X頻段再到Ka頻段的發(fā)展，美國70米口徑深空站以X頻段，34米口徑天線為Ka頻段，以提高數(shù)據(jù)傳輸速度與測量精度。但由于大口徑微波天線易受到熱變形與負載變形影響，且對天線加工及調整精度要求高，后期維護費用昂貴，使其在實際工程中應用面臨較大難度，且由于射頻頻段的限制，其對天線口徑的減小和系統(tǒng)功耗方面的優(yōu)化能力有限。在采用天線組陣技術以提高測控通信速度、接收靈敏度及一定的測量精度方面已開展多年研究，其中美國計劃在2020年左右建成由多達400個12米口徑天線組成的大規(guī)模天線陣，最終實現(xiàn)240米的等效天線口徑，可獲得在X頻段相當于當前70米口徑天線約120倍的通信能力，但該方法是以提升天線數(shù)量，增加功耗及降低效費比為代價獲得接收性能上的提升，且對信號發(fā)射方面提升作用有限。國內在測控通信方面主要以S、C、X頻段為主，已應用成熟，但深空探測天線口徑以35米、66米大口徑為主，且天線組陣等技術剛起步，處于工程實踐階段。

深空探測是測控領域的一個重要發(fā)展方向。要想探測更遠更深的距離,需要提高系統(tǒng)的S/N值。一個重要的途徑就是加大接收天線的面積,以增加天線接收到的能量,但目前加大天線口徑已趨于極限,這主要是因為將口徑加大至70m時,天線轉動部分已重達幾千噸(據(jù)報道約3000噸重),會帶來一系列的技術問題,如天線座基的可靠性、風負荷加大、熱力變形、天線反射面加工精度、天線測試技術、成本費用、定期維護等?？梢娎^續(xù)加大天線口徑不再是今后的主要發(fā)展方向,因為即使將天線口徑由70m增加到接近100m,天線面積增加1倍，其帶來的天線增益也僅僅只有3dB,但在天線結構、生產和維護上卻帶來了巨大的困難。由于深空測控的通信距離非常遠,上百億公里以外深空探測器發(fā)回的信號已經十分微弱,因此微弱信號的接收成為深空測控的主要技術難題之一。隨著星座系統(tǒng)的出現(xiàn)和發(fā)展,衛(wèi)星數(shù)量增多,星群測控日益成為航天測控領域的一個突出問題。相對于比較成熟且廣泛應用的射頻測控通信技術相比，激光技術可有望解決以上問題。深空激光通信是未來深空通信技術的重要發(fā)展方向,它在較為復雜的深空環(huán)境中工作,激光通信具備信號光束窄,傳輸距離長,傳輸數(shù)據(jù)量大、便于星載運行等特點,而成為深空探測的重要方法之一,但激光通信同時帶來了激光鏈路的建立與保持的難度,激光鏈路更加可靠的精確控制和保持技術。深空激光通信采用光學頻段作為載波，具有：①通信頻帶寬、信息容量更大，②光學增益大、激光束散角小，測量精度高③抗干擾、抗截獲能力強，④體積小、質量輕、功耗低⑤維護經費較低等特點。在光學頻段，國際上以美國“月球激光通信演示系統(tǒng)(LLCD，The Lunar Laser Communications Demonstration)”為代表，實現(xiàn)了38萬公里月地間622Mbps下行傳輸速度與2厘米測距精度，其采用手段為光通信直接探測通信體制與多光學站定位結合，光學天線口徑為10厘米，但不具備同時測速功能，限制了其對定軌方面的應用，面對實際深空任務能夠提供的信息有限。國內方面，溫冠宇等人和楊紅宇等人對共口徑激光通信與測距一體化技術進行了研究，在一副光學天線中實現(xiàn)通信與測距功能，但其工作模式分別為時分復用與波分復用方式，不能進行同時通信與測距，且不具備在測速與測角功能，工作效率有限，同時采用波分復用的方式增加了系統(tǒng)復雜度與功耗。此外，在測距技術上，目前國內外多采用脈沖式回波測距方法，其功率衰減與作用距離成四次方反比關系，作用距離及精度都受到限制，需采用更優(yōu)的方法提高作用距離。

由上可知，目前國內外測控通信系統(tǒng)的局限性主要集中在以下幾個方面：1、以射頻頻段為主要手段，由于衛(wèi)星激光通信上行鏈路,對背景光、激光大氣傳輸衰減、接收器的接收效率和光強起伏等影響鏈路性能的因素，數(shù)據(jù)傳輸速度受限，單站測量精度較低，設備體積大、質量重、功耗高；2、在射頻頻段上，為提高數(shù)傳速度與測量精度，采用天線組陣及多站定軌等資源疊加手段，費效比不高，后期維護費用高昂；3、基于激光技術的通信與測量方法無法在同一波長上同時完成通信與測量功能，造成設備獨立，載荷無法進行綜合化設計，體積較大等問題。4、在激光鏈路上不具備完整的集測速、測角、測距、通信為一體的功能。隨著無線通信電磁環(huán)境的復雜化和對通信系統(tǒng)性能要求的提升,傳統(tǒng)的單碼通信測距復合系統(tǒng)已經不能滿足實際需求。通信測距復合系統(tǒng)是一種采用擴頻理論與技術,將偽碼擴頻通信與偽碼測距結合為一體,共用一套收發(fā)設備,進行擴頻通信的同時可以完成測距(定位、導航)任務的無線通信系統(tǒng)。相比以往只能完成單一功能(或通信,或測距)的擴頻系統(tǒng),通信測距復合系統(tǒng)可以極大地提高電磁頻譜利用率。

技術實現(xiàn)要素：

為了克服上述現(xiàn)有技術測量精度低，設備體積大、質量重、功耗高的不足，本發(fā)明提供一種集成化程度與鏈路利用率高，能夠提高數(shù)據(jù)傳輸容量和靈敏度與能量集中度，并能降低有效載荷重量、體積和功耗，基于激光鏈路的通信測量復合系統(tǒng)。以解決現(xiàn)有航天器測控與通信設備以微波射頻波段為主，測量精度與通信速率較低、體積與功耗大，在激光鏈路上不具備完整的測速、測角、測距、通信功能等問題。

本發(fā)明所采用的技術方案是：一種激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)，包括光學天線、二維轉臺、目鏡、快反鏡1、快反鏡2、分束鏡1、分束鏡2、分束鏡3、精跟瞄模塊、粗跟蹤模塊、自適應光學模塊、通信與測量處理模塊和地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，其特征在于：光學天線將接收的遠距離發(fā)出的攜帶調制信息、粗跟蹤信標與精跟蹤信標的綜合光信號，通過發(fā)射端二維轉臺窗口前端的目鏡送入快反鏡1，反射光通過分束鏡1將綜合光信號的粗跟蹤頻段的光束分束成兩路，一路經過分束鏡1透射入分束鏡2將粗跟蹤頻段的光束透射入粗跟蹤模塊，粗跟蹤模塊提取目標位置粗脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對二維轉臺施加控制電壓，控制二維轉臺在俯仰與水平方向轉動；另一路綜合光信號通過分束鏡1將目標引入精跟蹤模塊視場范圍內，將綜合光信號透射入精跟蹤模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對快反鏡1施加控制電壓，控制精視場光斑的整體偏移，并將該光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息，粗跟蹤模塊和精跟蹤模塊將提取的目標位置精脫靶量送入地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，完成目標捕獲與瞄準功能和建立通信鏈路。

本發(fā)明相比于現(xiàn)有技術具有如下有益效果。

本發(fā)明重點針對航天測控通信領域，利用激光鏈路，改變了傳統(tǒng)以微波射頻頻段為主構建系統(tǒng)設計方法與思路，設計出基于激光鏈路的通信測量復合系統(tǒng)，其優(yōu)點體現(xiàn)為：

集成化程度與鏈路利用率高。本發(fā)明將綜合光信號透射入精跟蹤模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對快反鏡1施加控制電壓，控制精視場光斑的整體偏移，并將該光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息；進行通信時，發(fā)射端發(fā)出攜帶測距信息的自定義幀格式信號，并以測距幀作為發(fā)送端本地計時觸發(fā)信號開始計時，經過一段時間，接收端接收并檢測到該測距幀后，再將該信息幀轉發(fā)至發(fā)送端，如此反復，以得到激光測距幀的飛行時間，從而利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距離值，進而通過計算公式得到飛行器速度信息。與同類系統(tǒng)相比，無需空間波分復用即可在相同載荷條件下，在同一波長與光學天線上實現(xiàn)同時測速、測角、測距、通信一體的功能降低了有效載荷的重量、體積、功耗。

提高了數(shù)據(jù)傳輸容量。本發(fā)明以激光鏈路主要手段進行通信，激光頻段工作頻率與微波頻段相比高3至4個數(shù)量級，具有頻率高、帶寬大、相干性強、單色性好等特點，并利用相位調制與零差相干解調通信體制，與非相干體制相比，可提升接收機靈敏度約20dB，從而大大提高了數(shù)據(jù)傳輸容量。

提高了系統(tǒng)靈敏度與能量集中度。本發(fā)明將綜合光信號透射入精跟蹤模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對快反鏡1施加控制電壓，控制精視場光斑的整體偏移，并將該光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息，具有實時光學波前畸變校正功能，提高了通信測量復合系統(tǒng)靈敏度與能量集中度。

降低了有效載荷重量、體積和功耗。本發(fā)明采用粗跟蹤模塊和精跟蹤模塊，將提取的目標位置精脫靶量送入地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，完成目標捕獲與瞄準功能和建立通信鏈路利用激光鏈路，實現(xiàn)在同一波長與光學天線上實現(xiàn)集測速、測角、測距、通信為一體的功能，減少了設備數(shù)量，同時具有通信速率高、測量精度高、高集成度、低功耗、高可靠、強擴展性的特點。

本發(fā)明由1:1冗余備份的兩塊宇航級CPU+FPGA板卡組成的地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，負責飛行器或地面電子系統(tǒng)管理控制指令的接收、解譯，提供處理、接口互連與等資源，通過上層軟件實現(xiàn)對整星電子系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)控、資源監(jiān)控、熱控管理等基本的管理控制等功能，并為外部遙測、遙控、任務調度、通信測量復合系統(tǒng)重構等功能提供支持。

附圖說明

下面結合具體實施例對本發(fā)明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。下面結合附圖對本發(fā)明進一步說明。

圖1為激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)構造示意圖。

圖2為圖1的通信與測距時序示意圖。

圖3為激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)的工作流程示意圖。

具體實施方式

參閱圖1。在以下描述的實施例中，一種激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)，包括光學天線、二維轉臺、目鏡、快反鏡1、快反鏡2、分束鏡1、分束鏡2、分束鏡3、精跟瞄模塊、粗跟蹤模塊、自適應光學模塊、通信與測量處理模塊和地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，其中，自適應光學模塊、粗跟蹤模塊、精跟蹤瞄準模塊、通信與測量處理模塊與地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊互連，由地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊對上述模塊的工作狀態(tài)與信息進行控制和傳輸，光學天線將接收的遠距離發(fā)出的攜帶調制信息、粗跟蹤信標與精跟蹤信標的綜合光信號，通過發(fā)射端二維轉臺窗口前端的目鏡送入快反鏡1，反射光通過分束鏡1將綜合光信號的粗跟蹤頻段的光束分束成兩路，一路經過分束鏡1透射入分束鏡2將粗跟蹤頻段的光束透射入粗跟蹤模塊，粗跟蹤模塊提取目標位置粗脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對二維轉臺施加控制電壓，控制二維轉臺在俯仰與水平方向轉動；另一路綜合光信號通過分束鏡1將目標引入精跟蹤模塊視場范圍內，將綜合光信號透射入精跟蹤模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)內置控制算法對快反鏡1施加控制電壓，控制精視場光斑的整體偏移，并將該光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息，粗跟蹤模塊和精跟蹤模塊將提取的目標位置精脫靶量送入地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，完成目標捕獲與瞄準功能和建立通信鏈路；綜合光信號中的通信頻段光束經過分束鏡2反射進入自適應光學模塊，先后經變形鏡與快反鏡2反射后進入分束鏡3，分束鏡3將攜帶通信頻段的信號光透射入波前傳感器，計算出光斑質心，得到光斑斜率誤差，并將斜率誤差送入波前控制器計算出控制電壓量，并分別送入變形鏡與快反鏡2進行閉環(huán)控制，通過波前控制器對光束整體傾斜與畸變進行校正后，由分束鏡3透射的攜帶通信頻段的信號光進入通信與測量模塊，經解調后得到信息與測距數(shù)據(jù)，后續(xù)經通信與測量處理模塊計算后得到飛行器速度信息，完成通信數(shù)據(jù)接收與測量過程，并將信息幀轉發(fā)至地面站接收端，地面站接收端通過測量信息幀中的特定字符寬度與特定字符數(shù)目N，獲取時間差t，并通過公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距離信息R，其中c為光在介質中的傳播速度，進而在地面站接收端求出飛行器速度。

進行通信時，發(fā)射端發(fā)出攜帶測距信息的自定義幀格式信號，并以測距幀作為發(fā)送端本地計時觸發(fā)信號開始計時，經過一段時間，接收端接收并檢測到該測距幀后，再將該信息幀轉發(fā)至發(fā)送端，如此反復，得到激光測距幀的飛行時間，從而利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距離值，進而通過上述計算公式得到飛行器速度信息。由光學天線將綜合光信號發(fā)射至接收端的發(fā)射過程為接收過程的逆向過程。

所述的光學天線為U形架、L臂或潛望式結構望遠鏡，負責光束發(fā)射與接收；所述的分束鏡1對激光通信與粗跟蹤頻段的光束透射，對精跟蹤頻段光束反射；

所述的分束鏡2對粗跟蹤頻段的光束透射，對通信頻段光束反射；

所述的分束鏡3對通信頻段光束進行1:1透射與反射；所述的粗跟蹤模塊包含窄帶濾光片、粗探測器、控制器，粗探測器為低幀頻CCD或COMS相機，對目標位置粗脫靶量進行探測，并根據(jù)控制算法，對二維轉臺施加控制電壓，控制二維轉臺在俯仰與水平方向轉動，將目標引入精跟蹤模塊視場范圍內；所述的精跟蹤瞄準模塊包含窄帶濾光片、精探測器、控制器，精探測器為中幀頻CCD或COMS相機，精跟蹤瞄準模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)控制算法，控制精視場光斑的整體偏移，并將光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息；自適應光學模塊包含窄帶濾波片、波前探測器、波前控制器、變形鏡，對光束整體偏移與畸變實施閉環(huán)校正，波前探測器為高幀頻CCD或COMS相機，變形鏡為基于壓電陶瓷驅動或液晶結構的空間光調制器；

所述的地面/衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊由1:1冗余備份的兩塊宇航級CPU+FPGA板卡組成，負責飛行器或地面電子系統(tǒng)管理控制指令的接收、解譯，提供處理、接口互連，通過上層軟件實現(xiàn)對整星電子系統(tǒng)的狀態(tài)監(jiān)控、資源監(jiān)控、熱控管理等基本的管理控制等功能，并為外部遙測、遙控、任務調度、系統(tǒng)重構等功能提供支持。

激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)分為衛(wèi)星終端與地面終端，兩者進行一體化設計，組成相同。在該實例中，上行激光通信波長采用1550nm波長的通信光，下行激光通信波長采用1558nm波長的通信光，粗跟蹤采用800nm的粗信標光，精跟蹤采用532nm的精信標光。光學望遠鏡設計為消色差的折返式望遠鏡，光學望遠鏡和后續(xù)鏡片組安裝在粗跟蹤二維轉臺上。通過地面站設備根據(jù)星歷表和相關軌道信息計算衛(wèi)星可能出現(xiàn)的區(qū)域，并捕獲不確定區(qū)域，隨后發(fā)送信標光至被測量目標，對不確定區(qū)域進行掃描，捕獲衛(wèi)星，待粗跟蹤過程閉環(huán)后，進入精視場范圍，精跟蹤功閉環(huán)，得到飛行器角度信息，此時建立激光通信鏈路，即可加載數(shù)據(jù)傳輸功能，通過定義信息幀格式的手段對飛行器進行測距、測速。

在望遠鏡光路上，攜帶調制信息的通信、粗跟蹤信標與精跟蹤信標的綜合光信號首先經過快反鏡1反射，進入分束鏡1，分束鏡1設計為對685-1600nm波長光透射，對400-633nm波長光反射率，透射率與反射率分別為85％與90％，即入激光通信與粗跟蹤頻段的光束經過分束鏡1透射，進入分束鏡2，分束鏡2設計為對420-900nm波長光透射，對990-1600nm波長光反射率，透射率與反射率分別為85％與90％，分束鏡2將粗跟蹤頻段的光束透射，進入粗跟蹤模塊，粗跟蹤模塊提取目標位置粗脫靶量，并根據(jù)控制算法，對二維轉臺施加控制電壓，控制二維轉臺在俯仰與水平方向轉動，將目標引入精跟蹤模塊視場范圍內，綜合光信號經過分束鏡1的透射，進入精跟蹤模塊，精跟蹤模塊提取目標位置精脫靶量，并根據(jù)控制算法，對快反鏡1施加控制電壓，快反鏡1采用PZT壓電陶瓷驅動結構，控制精度優(yōu)于1u rad，控制精視場光斑的整體偏移，并將光斑引入精跟蹤視場的中心，獲得目標角度信息，并送入衛(wèi)星平臺綜合電子管理與處理模塊，完成目標捕獲與瞄準功能，建立通信鏈路。綜合光信號中的通信頻段光束經過分束鏡2反射，進入自適應光學模塊，先后經變形鏡與快反鏡2反射后進入分束鏡3，分束鏡3設計為透射率50％，反射率50％，即入射1550nm波長光通信能量的50％透過該分束鏡透射入波前傳感器中窄帶濾光片，該窄帶濾光片中心波長為1550nm，截止帶寬為10nm，波長為1550nm的激光通信通信光可透過該濾光片，進入波前傳感器中的幀頻為2000Hz，靶面大小為512像素×512像素的CCD相機，進而計算出光斑質心，得到光斑斜率誤差，并將斜率誤差送入波前控制器計算出控制電壓量，并分別送入變形鏡與快反鏡2進行閉環(huán)控制，其中變形鏡驅動單元數(shù)為3000，驅動結構為MEMS方式，對光束整體傾斜與畸變進行校正后，剩余50％能量的通信光由分束鏡3反射的攜帶通信頻段的信號光進入通信與測量處理模塊中窄帶濾光片，該窄帶濾光片中心波長為1550nm，截止帶寬為10nm，波長為1550nm的激光通信通信光可透過該濾光片進入通信與測量處理模塊電路，經解調后得到信息與測距數(shù)據(jù)，經后續(xù)計算后得到飛行器速度信息，完成通信數(shù)據(jù)接收與測量過程，并將信息幀轉發(fā)至地面站，地面站通過測量信息幀中的特定字符寬度與特定字符數(shù)目N，獲取時間差t，并通過公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/22解算出距離信息R，其中c為光在介質中的傳播速度，進而在地面站求出飛行器速度。裝置的發(fā)射過程為接收過程的逆向過程，最終由光學天線將綜合光信號發(fā)射至接收端。

參閱圖2、圖3。進行通信時，發(fā)射端發(fā)出攜帶測距信息的自定義幀格式信號，并以測距幀作為發(fā)送端本地計時觸發(fā)信號開始計時，經過一段時間，接收端接收并檢測到該測距幀后，再將該信息幀轉發(fā)至發(fā)送端，如此反復，以得到激光測距幀的飛行時間，從而利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2解算出距離值，進而通過計算公式得到飛行器速度信息。

激光鏈路通信測量復合系統(tǒng)實現(xiàn)同時通信與測量功能的方法步驟如下：

步驟S1：地面站設備向飛行器發(fā)送遙控指令，飛行器平臺綜合電子管理與處理模塊接收并解析地面站發(fā)送的指令，判斷工作模式為接收或發(fā)射，使飛行器裝置處于待命狀態(tài)，若為接收模式，則跳轉至步驟S2，若為發(fā)射模式，則跳轉至步驟S5；

步驟S2：在接收模式下，地面站設備根據(jù)星歷表和相關軌道信息計算衛(wèi)星可能出現(xiàn)的區(qū)域，并捕獲不確定區(qū)域，隨后發(fā)送信標光至飛行器，對不確定區(qū)域進行掃描，捕獲飛行器；

步驟S3：待粗跟蹤過程閉環(huán)后，飛行器進入精視場范圍，精跟蹤功能閉環(huán)，得到飛行器角度信息，此時建立激光通信鏈路；

步驟S4：綜合信號光依次經過快反鏡、分束鏡、變形鏡進入通信與測量處理模塊，通過定義信息幀格式提取時差t，利用公式R＝(c×t)/2＝(c×N×t)/2對飛行器進行測距，并根據(jù)測距信息，通過計算公式對距離信息取微分，進行后處理得到速度信息，完成數(shù)據(jù)接收與測量數(shù)據(jù)解算；

步驟S5：綜合信號光依次經過變形鏡、分束鏡、快反鏡，進入光學天線，發(fā)射至接收端，接收端通過定義信息幀格式的手段對飛行器進行測距，并根據(jù)測距信息進行后處理得到測速信息，完成數(shù)據(jù)接收與測量數(shù)據(jù)解算，結束發(fā)射模式的過程。