可展开光学接收器孔径任务将在一颗小型卫星上演示一种新型红外激光通信终端。该终端采用宽视场接收器以降低对指向精度的要求。本文报告了一颗低成本3U立方卫星的研制进展，该卫星将在近地轨道测试此终端，并介绍了计划的在轨测试操作方案。卫星设计通过结合商业与开源子系统，满足了终端5度指向精度要求和最高8瓦的功率需求。在轨测试将在立方星终端与由飞行系统衍生的专用地面终端之间进行。DORA立方星及其终端的研制工作由NASA空间技术项目提供支持。
一、引言
小卫星的一个独特优势在于，其构成的集群有潜力充当高度冗余的多节点分布式传感器网络。大量小卫星还可以协同工作，为雷达、天文成像或导航授时等应用生成合成孔径。节点之间的高带宽通信是许多此类应用的关键要素。同时，在不牺牲数据速率的前提下提升小卫星的通信距离，能够使更多用户参与到地月及行星际尺度的远程网络中。
在轨光学及红外激光通信能够实现许多卫星星座概念所需的高数据速率。然而，它是以极高的前向增益为代价，换取了姿态控制方面更高的复杂性。在发射功率恒定的情况下，数据速率与激光束的立体角成反比。更窄的波束通常能实现更高的数据速率，但也提高了对链路两端指向精度和稳定性的要求。此外，与类似的无线🛜电通信相比，与地面站建立的光学/红外链路对天气和大气湍流更为敏感。地面站网络和便携式地面站可以缓解其中部分问题，但这本身也伴随着一些复杂性，例如需要实现精确校准。
此前已有在立方星平台上尝试激光通信的先例，包括AeroCube光学通信与传感器演示任务以及立方星激光红外交叉链路任务。在更大规模上，Starlink全球『互联网』星座的节点之间也正在部署激光交叉链路。
像射电天文干涉仪这样的新型小卫星星座概念，需要将来自众多节点的高数据速率信号进行互相关处理。因此，传统的相关器处理模式要求建立多条指向中央处理站的链路。研究人员将成为首个在近地轨道运行的多节点天文干涉仪，它将从其六个节点向无线🛜电地面站发送经过高度抽取的信号，以进行相关处理。未来的射电望远镜🔭星座概念旨在实现无需数据抽取的全效率运行，其方法是利用激光通信将信号发送至轨道上的相关处理站。另一种方式是采用分布式处理方法，这可以消除对中央处理器的需求，但代价是需要同时与所有节点建立大量连接。
天文干涉仪星座对航天器提出了相互矛盾的要求：节点必须在保持自身指向天文目标的同时，将其高数据速率的信号流传输至至少另一个节点。因此，任何适用的光学通信解决方案都必须对航天器的姿态变化不敏感。这一要求对于大多数立方星应用来说通常是具有优势的。放宽高速激光通信通常所需的严格指向要求，可以降低任务成本和难度。一个多向激光终端既能放宽对星体指向的要求，又能支持同时建立多个通信连接。
本文介绍了可展开光学接收器阵列项目，这是喷气推进实验室与亚利桑那州立大学的一项合作，通过一次在轨测试来演示远距离全向激光通信方法。DORA由NASA小卫星技术伙伴计划资助，此前已有相关报道。它基于卫星间全向光通信器的开发和相关的星座概念，而这些概念又建立在早期球形光终端的基础上。本文介绍了该项目在迈向飞行任务方面取得的进一步进展，包括完成无线🛜电方案的权衡研究、功率预算计算、姿态控制系统选型，以及一个更详细的操作概念。有关激光有效载荷的建造和测试进展，则在同期发行的刊物中由研究人员等人撰写的配套论文中报告。
二、任务概述
DORA任务的目标是在仅要求平台姿态指向精度为5度的宽松条件下，演示最远1000公里距离上速率达1 Gbps的通信链路。此次演示将把宽视场光学技术的技术成熟度提升至TRL 7级。任务的最终目标是在航天器之间演示交叉链路，但为简化任务设计，计划先从低地球轨道与地球之间的测试开始。
DORA是一颗3U立方星。激光终端安装在星体一端，约占1U空间。包括两台无线🛜电设备、姿态控制系统、中央计算机和电池在内的电子设备堆栈占据了另外1.5U，留有15%的余量。一副超高频折叠天线安装在激光终端的相对端。该天线是一种圆极化四极子天线，其独立线圈元件通过冗余的烧断电阻进行展开。
航天器电源由4U的星体安装太阳能电池板和额外的4U展开式电池板提供。至少需要60瓦时的电能存储容量，才能在一次长过境期间为有效载荷供电，且放电深度不超过60%。
下文概述了激光终端，其详细设计由研究人员在同一期卷宗中描述。该终端由四个可展开的1U光电二极管面板和一个集成了额外光电二极管及激光发射组件的1U立方星端面组成。这些面板以一定角度相对于瞄准线展开，从而可以利用光电二极管随角度变化的响应特性来确定入射激光的到达角。有效载荷利用此信息来引导其发射器，以闭合双工链路。在任务计划中，最高优先级是对新型接收机进行特性描述。上行和下行链路测试将重点验证到达角校准、噪声水平以及地基捕获和跟踪的方法。这些测试主要在夜间进行，此时红外背景噪声最低。
任务设计的重点是定义操作概念并确定关键性能参数。这些参数列于表1，并由研究人员在2025年的报告中进行了更详细的描述。发射器设计采用850纳米激光组件，其发散角为20角秒，以2瓦的功率在1000公里距离上实现1 Gbps链路，光斑尺寸为500米。到达角测定和发射器指向精度的目标误差均为5角秒，对应的总指向误差为光斑宽度的50%。影响链路性能的因素包括背景光以及到达角测定的精度。宽视场传感器对背景光尤为敏感，而角度测定的精度则受到面板展开角度重复性的限制。航天器闭合上行链路所需的姿态控制要求是，所有面板都必须暴露在入射激光下。
该项目的另一个目标是在亚利桑那州立大学建立立方星的研发能力，特别是在射电和光学天文应用领域。我们力求尽可能利用他人的成果，使用商用或开源子系统来构建任务。这类组件可能价格昂贵，并带来集成的复杂性，但可以缩短开发时间，组建规模更小、目标更聚焦的任务团队。在系统设计过程中，需要谨慎选择和集成诸如计算机、无线🛜电、姿态控制等商用子系统。因为一旦采购，规格便无法更改，且必须验证子系统间的接口兼容性。这种方法同样适用于激光有效载荷。激光通信仍然是一项相对较新的技术，在专家圈之外的大学中尚未得到常规应用。一个长期的指导原则是开发一个集成难度不比无线🛜电高多少的系统。
其他新颖的设计元素包括使用开源子系统，如无线🛜电、软件系统和超高频天线。有效载荷1 Gbps的数据速率也增加了对激光终端与中央飞行计算机之间1 Gbps链路的需求。这一要求进一步限制了具有飞行历史的商用计算机的选择范围。
01.有效载荷概述
可展开孔径激光终端是一个1U大小的设备，包含四个弹簧加载的面板，面板上覆盖着固态光学接收器，这些面板围绕第五个星体安装的面板布置，后者集成了激光发射器。每个面板都包含硅光电倍增管，这些倍增管通过分级功率合成器连接，该合成器经过调谐以在吉赫兹速度下提供匹配的阻抗。硅光电倍增管还有一个低速输出，每个面板的输出会汇总。低速输出由模数转换器读取，高速线路则由定制信号处理板上的跨阻放大器处理。『数字化』后的信号被馈送到作为有效载荷中央计算机的Kintex 7 FPGA中。
发射激光通过一个3倍双共焦透镜，然后从45度Optotune反射镜反射。该反射镜由音圈驱动，可实现35度的偏转范围和较大的反射面积。
可展开孔径面板在发射时处于收拢状态，紧贴3U星体侧面。面板由有效载荷内部的尼龙线固定，通过给镍铬合金丝通电使其熔断尼龙线来实现展开。面板展开时呈倾斜角度，以增加视场并实现到达角测量。到达角的测定是通过将不同面板之间的信号幅度与传感器响应随角度变化的模型进行比较来完成的。面板展开角度的精度是影响到达角测定准确性的一个因素。与用于可展开反射阵列的设计类似，固定面板的铰链由弹簧加载，其限位器设定在与收拢状态（平行于立方星侧面）成60度的角度。
终端在接收模式下消耗2.1瓦功率，在发射模式下消耗8.1瓦功率。指令与控制通过RS-422连接进行，高速数据传输则通过1 Gbps以太网实现。有效载荷拥有多种工作模式，这些模式是围绕预期的在轨操作顺序（包括应急情况）而设计的。工作模式包括：被动捕获模式（在此模式下，读取遥测和高速数据，但发射器不工作）、主动上传模式（在此模式下，从上行链路捕获数据并存储在高速存储器中）以及双向环回模式（在此模式下，接收到的数据被重新发射出去）。这些模式满足了最低任务要求，但未能实现完整的数据接口。实现完整的双向数据接口是一个延伸目标。有效载荷通过串行位编码和应用程序接口接受命令，该接口使用JavaScript对象表示法格式的关键变量对。遥测输出将采用类似的格式。串行和以太网接口都将通过相同的程序接口进行通信。
有效载荷由五块电路板堆叠而成，安装在一个提供热稳定性和机械稳定性的铝制外壳中。电路板互连采用插针式接头和电缆的组合。可展开接收板通过扁平柔性电缆连接。
02.光学地面站
光学地面站的设计与飞行系统类似，但针对地面使用进行了调整，并旨在运行期间提供一个灵活的工具。地面终端将使用一个与飞行系统相同的2瓦激光发射器，其发散角为20角秒，偏转范围为±15度。接收器将使用一个直径为20厘米的透镜，将光线聚焦到单个硅光电倍增管接收器上。该透镜提供的集光面积与轨道器上的可展开面板相当，但由于减少了硅光电倍增管的数量，成本大大降低。然而，这是以牺牲视场为代价的。在40厘米焦距下，其视场将为0.8度。为弥补这一限制，在透镜周围增加了额外的20个硅光电倍增管传感器，以提供粗略的到达角信息，用于引导安装在万向架上的望远镜🔭。地面站设计得小巧以便于携带。我们将在第4节讨论该站的操作。
背景光是一个显著的制约因素，尤其对于宽视场红外接收机而言。阳光、月光、地球和月球的热辐射☢️、人造光源以及大气发射谱线都会对背景噪声产生影响。硅光电倍增管对可见光和近红外光谱的大部分波段都有宽带响应。窄带滤波可以消除大部分背景光，同时保留单色激光信号。然而，滤波器对视场施加了限制。这类滤波器是谐振四分之一波长结构，因此具有强烈的入射角依赖性，导致通带随入射角变化而偏移。一个中心波长为850纳米、带宽75纳米的带通滤波器能够在40度视场内实现透射。即使使用滤波器，也只有在夜间才能运行。这一限制影响了航天器的姿态控制，因为它排除了将太阳敏感器作为控制系统潜在输入的可能性。一个尚不确定的因素是光污染可能带来的背景噪声。目前这是一个活跃的研究领域。在远离大城市的黑暗地点进行地面站操作，将最大限度地减少航天器上宽视场光学接收器接收到的人造光。
长期以来，天气、光污染以及类似因素促使激光地面站通常选址于天文台，这些地方预先经过挑选，具备优良的视宁度、干燥气候和低光污染。地面站通常是永久性的，但也有便携式的。便携性虽然增加了后勤和校准的难度，但也使得临时利用更多地点成为可能，这些地点可能具有季节性变化，或者建造永久设施的成本过高。
三、系统设计
DORA飞行系统是一颗3U立方星，包含一个航天器电子设备堆栈和激光终端模块。航天器电子设备堆栈包含星载计算机、电源系统、姿态确定与控制系统、全球定位系统、超高频无线🛜电以及单工GlobalStar无线🛜电。部件的选择旨在满足最低任务要求，同时也要实现可持续立方星发展的第二个目标。我们避免选用成本高、软件封闭或带有重大法律合同限制的部件，而优先选用那些拥有开源软件和接口的部件。
01.机械结构
该结构是一套定制加工的导轨和支架，类似于为Phoenix立方星制造的结构。根据以往经验，我们进行了一些改进。Phoenix使用了滚轮式开关，在集成过程中存在对准问题。这些开关将被替换为压入式触发开关。航空电子设备将采用带螺纹隔离柱的单一堆栈安装方式，并使用PC104作为互连总线。这种互连方式对参与的所有子系统提出了兼容性要求，以避免引脚使用冲突。PC104接口上的引脚没有标准用法，引脚分配因供应商而异。GlobalStar、GPS和OpenLST无线🛜电的尺寸都远小于PC104板。它们将被安装到定制的PC104板上，并带有各自的插针接口和调试器连接。所有这些设备都需要将各自的同轴电缆连接到天线上。如果在无线🛜电发射兼容性测试中观察到交叉干扰，可能会增加一个定制屏蔽外壳。
02.计算机
对星载计算机提出的核心任务要求是，能够接收来自有效载荷的1 Gbps以太网数据流，同时管理遥测、指令与控制以及任务脚本。BeagleBone Black单板计算机具有1 Gbps以太网接口，并已被Pumpkin公司改编为飞行计算机，作为其"MBM2"飞行计算机上的一个子模块。BBB是一种开源计算机设计，符合我们的可持续性要求。MBM2使用了BBB的定制制造版本，所选部件能够适应更宽的温度范围。MBM2还配备了一个微型标准数字卡插槽用于额外存储，以及一个硬件看门狗，可在必要时重置计算机。据供应商称，MBM2已成功在轨使用。
MBM2通过PC104接口和一个额外的25针物理层连接器，充当BBB与航天器其余部分之间所有其他连接的接口。PC104接口是航天器堆栈的主接口，而物理层连接器将直接与有效载荷通信。BBB的以太网接口已被适配为使用Hirose插针和插座连接器。
03.软件
BBB是KubOS操作系统支持的多种计算机之一。Kubos是一个定制的Linux操作系统，增加了提供进程管理、进程间通信和基本硬件接口的软件层。该Linux构建版本使用Busybox，它提供了标准Linux程序的精简版本，以及用于管理硬件接口的设备树系统。Kubos软件层主要用Rust编写，这是一种类似于C/C++的编程语言，但增加了容错和错误处理层。Kubos由同名公司开发，此后被多个项目采用，部分原因是Pumpkin将其作为套件产品的非实时操作系统选项之一。尽管Kubos公司的开发似乎在2025年初停止了，但仍有几个分支版本持续接收更新，其社区围绕着"Kubos保护小组"和Pumpkin特定的分支。
04.电源
电源系统由三个主要部分组成：转换与分配板、电池和太阳能电池板。转换与分配系统将采用Clydespace第三代电源系统，Pumpkin已对其进行适当修改以确保与MBM2的兼容性。电池将采用Clydespace 30瓦时电池包，包含独立的充放电管理电路。选择这两款产品是基于其兼容性和飞行历史。太阳能电池板包括八块固定板（航空电子设备堆栈的2U侧面各两块）和八块展开板（额外的两块双面2U板）。太阳能电池板由Pumpkin提供。这些电池板每圈轨道可产生23.5瓦时的电能。
激光终端是一个高功率设备，但将以低占空比运行。功率预算总结于表2。在正常操作下，激光终端消耗8.1瓦。它只会在夜间飞越美国西南部地面站期间的短时间内运行。因此，有效载荷每天最多只运行一两次，每次约15分钟。为避免明亮月光而增加的额外操作限制将进一 步限制其使用。在其余时间，航天器将处于待机充电模式，发送周期性健康信标，并跟踪太阳以将太阳能电池板指向太阳，同时将有效载荷指向地面。此模式会停用有效载荷，消耗约6瓦功率。在充分日照下，它可产生高达18瓦的功率。典型的待机轨道功率收支为正，可为电池增加约5瓦时的能量。包含有效载荷测试过境的轨道功率收支也为正，但为电池增加的能量少于3瓦时。当电池放电深度低于预设阈值时，将进入安全模式，该模式会禁用指向、GPS和其他非关键服务。
表2. DORA系统功率预算。假设为90分钟的低地球轨道，每圈轨道日照时间为45分钟。
05.指向
DORA系统的目标之一是降低激光通信所需的指向要求，从而最大限度地降低成本和复杂性。接收器面板以优化测量激光到达角的角度展开。这种优化需要平衡传感器视场、有效收集面积和其他因素。该角度目前是实验室测试的主题，也将是在轨测试中评估的关键变量之一。本次飞行中，该角度固定为偏离瞄准线30度。每个面板的视场取决于传感器和通带滤波器的响应。如果应用窄带滤波器（这仍是一个待定选择，取决于实验室测试结果），面板仅在偏离法线40度范围内敏感。这导致接收器的工作视场为20度。这与发射激光±15度的扫描范围非常匹配。因此，为了确保能很好地被地面站照射，并增加两倍的安全系数，我们提出了仅使用星载传感器实现±5度指向精度的要求。避免背景光的需求进一步增加了夜间操作的要求。这个要求介于需要星跟踪器的高精度跟踪和通过磁力、重力梯度或大气阻尼叶片提供的粗略对准之间。考虑到已经包含了大量可展开部件，增加额外的重力杆或阻尼叶片机制被认为会引入不期望的风险。
在对几个商用货架产品选项进行权衡研究后，我们选择了CubeADCS系统。该系统将使用太阳敏感器来确定位置，每个敏感器在轨道的日照部分的数据表精度为<10度。结合多个传感器，在阳光下的精度优于1度。CubeADCS表明，尽管在阴影期间精度会下降，但仅使用惯性传感器和磁力计的解算结果会缓慢降级，足以在阴影操作期间实现±1度的指向精度。GPS将增加轨道位置信息，进一步提高目标跟踪的精度。GPS采用的是Hexagon OEM719，这是一种多频无线🛜电导航接收器，在小巧的封装内包含了所有现代信号。
06.无线🛜电设备
主无线🛜电链路用于发送遥测数据和接收指令或软件更新。它也是当激光仅处于接收模式时，通过激光上行传输的数据的一个备用下传通道。这种激光到无线🛜电的环回模式为激光终端的验证提供了第三层冗余，仅次于双向激光链路和用于评估误码率的星载哈希计算。因此，尽管高数据速率是理想的，但它们并不驱动超高频设计。该无线🛜电还与亚利桑那州立大学现有的超高频地面站兼容。使用多种调制方案，在超高频频段轻松实现9600波特的数据速率。我们选择了"Open LST"无线🛜电，这是一种开源超高频数据无线🛜电，使用可编程的TI CC1110『芯片』和其他商用货架产品部件。我们已经更新了设计，以适应部件可用性的变化和软件更新。
超高频天线是一种四极子圆极化折叠天线，采用镍钛诺线元件。每个元件通过释放由单丝线固定的舱门独立展开。烧断机制使用高温焊料连接的表面贴装电阻。该系统正在由墨西哥墨西卡利的Cetys Universidad的一个学生团队设计。一个工程样机目前正在测试中，以表征其展开特性和电磁特性。
一个单工GlobalStar无线🛜电将提供一个额外的备用健康信标系统。该单工系统将信息广播至GlobalStar卫星星座，然后可通过门户网站访问。这将作为一种从外部监视航天器健康状况并提前规划短时过境操作的方法。
07.热模型
航天器的热建模对于防止损坏至关重要，同时也是保持有效载荷校准稳定性的必要手段。我们将热管理分为三个区域：航空电子设备堆栈、有效载荷堆栈和有效载荷可展开面板。航空电子设备和有效载荷堆栈的目标是根据其组件的极限温度，将所有电路板维持在0至50摄氏度之间的温度范围内。对于可展开的有效载荷面板，硅光电倍增管具有与温度相关的运行输出，这增加了一项额外要求：任意两个硅光电倍增管之间的可接受温差为10摄氏度或更低。
图1. DORA立方星在轨展开状态的渲染图。底部的接收器面板将朝向地面终端。所有四个长侧面上的固定面板（包括另一侧未显示的部分）可在大多数朝向下提供电力。由姿态确定与控制系统（ADCS）调整朝向太阳时，可展开式太阳能电池板可提供100%的功率提升。可展开磁力计对于在阴影期间获得高质量的解算结果至关重要。顶部是定制的可展开超高频（UHF）折叠天线。
我们对可展开有效载荷面板进行了分析计算，采用了面积平均的光学特性，以初步估计面板之间的热变化。在辐射☢️因子方面，假设航天器朝向处于最坏情况，即一些可展开接收面板处于完全日照下，而其他面板处于完全阴影中。面向太阳的电路板与阴影中的电路板之间的温差为20摄氏度，超过了10摄氏度的可接受阈值。对有效载荷和航空电子设备堆栈的分析计算也显示，电路板超过了60摄氏度的温度上限。
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为了进行更完整的分析，我们构建了一个Thermal Desktop模型，如图2所示。该模型未包括有效载荷铝制外壳，但代表了完整的航天器设计。内部热负荷基于从操作模型得出的各个子系统的工作周期。每个硅光电倍增管都被赋予了自己的表面，以提高有效载荷可展开面板的分辨率。航空电子设备和有效载荷堆栈的PCB（印刷电路板）是根据已知的热物理特性建模的。太阳能电池板是根据面积平均的光学特性建模的。
图2. 针对冷工况的初步热模型。蓝色和红色分别代表冷区和热区。热接触以灰色显示。在此冷工况下，结构底部附近的有效载荷FPGA处理器周围热梯度最强。占据立方星上半部分的航电设备堆栈中的热量，则通过电路板之间以及电路板与框架之间的多个热接触而保持均匀。
我们运行了热工况和冷工况案例，以评估温度上下限。对于热工况，轨道设置为beta角为30度，最大面积面向太阳；对于冷工况，轨道设置为有效载荷指向天底点。在冷工况模拟中，有效载荷、航空电子设备堆栈和有效载荷可展开面板均保持在0摄氏度以上。在如图3所示的热工况中，有效载荷电子设备最初超过了上限。我们在航空电子设备堆栈的中心与航天器框架之间添加了一个接触，这将有效载荷的最高温度降低到了允许范围内。然而，同样的解决方案不适用于必须通过铰链散热的有效载荷面板。在热工况下的直射阳光中，这导致最热硅光电倍增管与最冷硅光电倍增管之间出现15摄氏度的梯度。这些在图3中标记为“日照侧”。
图3. 初步热模型针对热工况得出的关键温度（展示了几个轨道周期的情况）。除处于阳光下的可展开有效载荷面板外，所有区域的温度均满足运行限制。正如正文所述，正在研究对可展开有效载荷面板设计的改进措施。
我们预计，将有效载荷外壳添加到热模型中会显著增加该模块的热质量和接触效率。即使使用了目前尚不完整的模型，航天器的大部分部件仍保持在限制范围内。接收器面板在阳光下温度过高，并且存在强梯度，这可能会影响其校准。这种最坏情况的梯度仅在航天器处于阳光下时发生，但梯度会持续到夜间进行有效载荷测试时。需要进一步的工作来评估辐射☢️冷却的稳定速率。我们计划提高该模型的精度，以减少电池模型、ADC（模数转换器）系统和太阳能电池板的不确定性。我们将通过审查被动的热管理选项来解决可展开有效载荷面板中硅光电倍增管的温差问题。选项包括为可展开面板使用带有热层的多层PCB，以增加到铰链连接的热导率；在PCB上使用高反射涂层；或采用外部的机械方案，例如连接到航天器框架的热带。
四、在轨操作与测试计划
任务操作概念是围绕一系列针对表1所列激光终端关键性能参数的顺序测试来构建的，并留有裕度以应对设计挑战领域的风险。这些测试定义了向下落实到航天器要求的任务要求。这仍是一个活跃的研究领域。为了推进任务设计，我们提出了一个由表1中关键性能参数驱动的测试计划。最新的技术，因此也是最高优先级的，是测试宽视场接收器面板的有效性，包括成功锁定航天器上的上行链路光束、确认光束检测，以及评估精确的到达角测定、通信速率和误码率。设计风险包括高于预期的硅光电倍增管噪声、与温度相关的灵敏度以及背景光。
表1. DORA系统的性能指标
01.部署与设置
在飞行的第一阶段，通信天线和太阳能电池板将通过定时器展开。在这些部署之后，姿态控制系统将立即进行消旋并进入太阳跟踪模式。健康心跳信号将通过Globalstar和超高频链路发送。在飞越亚利桑那州坦佩的亚利桑那州立大学校园上空时，将尝试进行地面无线🛜电联系。一旦建立联系并验证了整个系统的健康状况，激光终端接收器面板将被展开，指向校准将开始。
02.上行链路光接收器测试
需要测量的一个关键参数是到达角测定，其精度必须优于20角秒（96微弧度）。高质量的到达角测定要求所有面板都能看到入射的激光功率。考虑到面板展开角度为30度以及两倍的安全系数，航天器必须将接收器指向回地面站，精度要求为±15度。在过境开始时，航天器将进入开环捕获模式，将有效载荷接收器指向地面站，并通过超高频链路广播接收到的功率水平。同时，光学地面站将进入捕获循环，并在过境前已将其指向地平线上升点。光学地面站将引导其激光发射器扫描预期区域，并通过超高频地面站监听信号幅度报告。考虑到激光光斑大小、往返环路时间以及用于报告接收功率水平的超高频数据速率，我们预计能够以每分钟至少约1平方度的速度进行搜索。当检测到信号时，地面站将进入闭环跟踪。地面激光发射器的可操控Optotune反射镜将提供高频调整，而地面站的万向架将随着立方星在天空中的移动提供粗略漂移跟踪。
这种扫描方法需要一个包含许多子系统的环路。有效载荷、飞行计算机、无线🛜电和超高频地面系统之间的处理延迟可能会引入不稳定性。涉及精细反射镜和粗略万向架控制的跟踪环路也容易出现类似的不稳定性。这些挑战可以通过利用星载Novatel GPS的实时位置来缩小地面站必须搜索立方星的范围来部分缓解。AeroCube项目使用的首选方法是在经过激光终端前几个轨道，通过一个辅助地面站获取位置修正，然后利用该信息对地面站指向进行精确的轨道预测。在没有足够间隔距离以使得此策略切实可行的多个地面站的情况下，另一种选择是在过境开始前激活GPS，然后定期广播当前位置，作为通过超高频发送的反馈信息的一部分。链路角度可以直接根据两端地面站的实时GPS坐标计算出来，并用作螺旋跟踪模式的中心。
一旦上行链路闭合，将监测到达角和接收功率的稳定性。如果链路稳定，将增加数据上行链路调制，逐步测试更高的数据速率，首先使用编码的顺序模式，最后上传实际数据。数据文件将从有效载荷传输到飞行计算机，并使用星载安全哈希算法计算进行检查。航天器还将具备缓冲并通过（低速）超高频无线🛜电链路传输由有效载荷接收的文件的能力，以便在地面进行分析。
03.下行链路光发射器测试
一旦成功的激光上行链路得到验证，将增加下行链路以验证剩余的下行链路关键性能参数和到达角性能。由于地面和飞行终端在功能上相似，下行链路过程与上行链路类似，但方向相反。粗略指向由充当万向架作用的姿态确定与控制系统提供。唯一的区别是，来自接收器的角度信息已经可用。第一步将是调整航天器姿态，使有效载荷的瞄准线直接指向地面站，直到到达角报告偏移量为0±5角秒。在飞行前，有效载荷激光发射器将在实验室中针对与到达角系统的对准进行校准。在下行链路测试期间，它将进入一个捕获循环，围绕预期目标方向进行螺旋搜索扫描，以应对对准误差。
在两个系统中，有两个视场广泛重叠的跟踪回路可用。地面站万向架或航天器姿态确定与控制系统提供全天空每秒数度的粗略指向速率，而激光终端中的精细跟踪反射镜则以高精度扫描30度。需要进一步的工作来设计运行两个同步跟踪执行器并充分利用GPS位置和角度测量的跟踪系统。
04.天气
天气是激光通信的一个重要限制因素。云层不仅不透明，大气视宁度也会进一步限制大气传输通量。也许更重要的是背景光的问题。如上所述，我们正在开发一种低成本、便携式的地面站，这将能够在备用的黑暗地点进行操作。
05.法规
激光通信不像无线🛜电传输那样受到严格监管。窄光束激光传输共享更多的无线🛜电频段，但在发射点具有更高的功率密度，这需要遵守联邦安全规定。DORA计划使用的2瓦红外激光属于最高的4级类别，要求在实验室测试和在轨操作期间采取严格的安全措施。户外激光使用必须与联邦航空管理局协调，后者要求确定地理空域限制、配备飞机观察员以及采取类似措施以确保安全运行。操作还将与管理潜在冲突的国防部激光信息交换处协调。
五、结论
DORA项目目前正处于开发的第二年，预计于2023年发射。激光终端已完成设计，原型组件目前正在进行台架测试。卫星平台所需的工程级组件已完成设计并下达订单，部分组件已收到。已收到的部件已完成验收测试，准备进行集成。一个由学生团队基于Kubos构建的软件系统初版原型已经完成，目前正用于台架集成测试。
该项目在COVID-19疫情爆发后不久启动。持续一年多的限制措施阻碍了重要的实验室测试。这迫使我们修改了最初计划，即原本希望通过迭代设计进行早期测试，转而采用更传统的需求驱动流程。在远程工作模式下，我们专注于软件设计、方案权衡研究以及背景光等领域的调研。尽管项目的某些方面不可避免地落后于原定计划，但这种转变也促使我们形成了本文所述的目标明确的任务方案。
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