机载激光通信设备及其控制方法与流程

本发明创造涉及一种通信设备及其控制方法，尤其是一种机载激光通信设备及其控制方法。

背景技术：

未来战争的主战场将是太空、临近空间、航空、地面、海洋的立体空间，越来越多的国家认识到和掌握空间对打赢未来战争的重要性。目前的航空、航天等侦察平台正向高空间分辨率、高时间分辨率、高光谱分辨率和多传感器复合侦察等方向发展，迫切需要将海量原始数据以无损方式从侦察平台直接传输或中继传输至指控终端，满足现代军事实时性的要求。

当前的主要通信模式是射频通信，其传输速率远远满足不了通信速率要求，不得不采取数据压缩技术，虽然可以保证实时传输，但是图像压缩将引起图像分辨率的降低；另外可以进行大容量存储器缓冲模式进行数据传输，但虽然可以保证局部区域的空间分辨率，但是不能保证宽覆盖和实时传输)，从而制约了信息化水平的整体提高。虽然射频通信速率也在不断提高，但是由于在理论上其通信带宽受取限制，其通信速率已经接近极限。

技术实现要素：

为了解决上述技术问题，本发明创造提供了一种机载激光通信设备及其控制方法，信标光和信源光两种光源通过同一个接收天线进行接收，之后经过分离、处理后传输给控制模块，通过接收到的信标光和信源光信号调整设备的俯仰和方位角度，进行信号的跟踪，反馈的信标光和信源光信号通过两个不同的发射端分别发射出去，由此保证双方信号的交换工作。解决了现有技术中存在的通信速率、图像分辨率不能满足要求，且不能同时保证宽覆盖和实时传输的技术问题。

为了实现上述目的，本发明创造采用的技术方案是：机载激光通信设备，包括有舱内和舱外两部分，舱内为系统的电子处理模块，舱外为光机检测和伺服系统，其特征在于：所述的舱外部分包括有壳体，壳体上的整流罩，在壳体内，整流罩对应位置处安装有光学平台，光学平台通过俯仰轴连接在二维常平台上，实现光学平台的俯仰转动；二维常平台通过上部的方位轴连接壳体和外部的转动机构，实现外壳、二维常平台与光学平台的同步平面转动；光学平台上安装有可见光相机、接收天线、发射天线和红外照相机；

所述的电子处理模块主要包括有通信天线电路，和操控台电路；

通信天线电路中，信源光接收模块和信标光接收模块将接收到的光信号传输到操控台电路中进行分析处理，信源光发射模块和信标光发射模块将接收处理后的光信号发射出去，由此完成双方的精准对准；俯仰轴系和方位轴系接收操控台电路的信号输出，并通过接收信号控制电机转动，调整设备对准位置；

操控台电路中设置有与通信天线电路连接的通信处理单元、与通信处理单元连接的主控单元，主控单元中包括有与上位机连接的人机交换单元和进行控制的外部操纵杆。

所述的光学平台中通过接收天线同时接收信标光和信源光信号，通过滤波器过滤后，通过分光镜分光，之后将信号分别通过设置的粗捕获探测器或精跟踪探测器输出到通信天线电路中的信源光接收模块和信标光接收模块中。

所述的壳体上部设置有阻尼隔振，用于进行被动隔振处理。

所述的通信天线电路中设置有方位轴陀螺和俯仰轴陀螺，作为消除系统抖动影响。

一种机载激光通信设备的控制方法，其特征在于：

1)、信号的接收：

1a)、使用同一个光学的接收天线同时接收对方终端发射的信源光和信标光；

1b)、在接收天线后端中继光路部分通过滤波器经过滤波，之后通过快速倾斜镜将光信号反射到分光镜中，进行信源光和信标光分离；

1c)、分离后的信源光通过滤波器后传输到通信源光探测器中，通信源光探测器将捕捉到的光信号上传至通信天线电路中的信源光接收模块中，进行数据调节处理后上传到操控台电路，进行处理；

分离后的信标光通过滤波器后，一部分的信标光通过分光片传至粗对准探测器，之后通过通信天线电路上传至操控台电路进行粗对准分析控制，另一部分的信标光通过分光片传至精跟踪探测器，之后通过通信天线电路上传至操控台电路进行精对准分析控制；

2)、设备调整：接收到的光信号传输到通信源光探测器中，通信源光探测器将捕捉到的光信号上传操控台电路，回馈的信息至通信天线电路中的俯仰轴系和方位轴系进行控制，并将控制调整信号输出，从而调整接收设备俯仰角度和方位角度，对信号进行实时跟踪，保证双方的信标光和信源光能够实时收发畅通；

3)、信号的发射：信标光和信源光分别进行发射，输出的信源光首先经过强度调制并放大，然后用中继光学系统准直扩束，再通过快速倾斜镜反射后，采用无焦望远镜进行发射；信号光则直接进行准直扩束并发射。

本发明创造的有益效果在于：

(1)系统应实现多种复杂大气条件下的稳定、可靠通信，高保密性，高的抗干扰能力，具有全双工通信能力。

(2)采用自适应光学技术、合理的控制技术削弱天气因素对通信系统的影响。

(3)将光学平台在扫描过程中的光学瞄准误差降低到最小，同时也将外部气动流的干扰降低到最小。

(4)采用以宽带、低漂移的速率陀螺为核心器件的主动视轴稳定系统，对低频、大幅度扰动进行有效抑制。

(5)为实现高精度动态跟踪，采用粗精复合轴ATP跟踪技术。粗跟踪环具有较大的视场和较低的伺服带宽，以实现快速捕获和稳定粗跟踪；精跟踪环具有较小的动态范围、较高的伺服带宽和高跟踪精度，以保证快速和高精度的对准和跟踪。

附图说明

图1：为本发明结构示意图。

图2：为本发明光学平台工作原理图。

图3：为本发明处理通信系统工作原理图。

图4：为本发明通信天线电路原理图。

图5：为本发明操控台电路原理图。

具体实施方式

机载激光通信设备，包括有舱内和舱外两部分，舱内为系统的电子处理模块，舱外为光机检测和伺服系统，其结构为：所述的舱外部分包括有壳体，壳体上的整流罩1，在壳体内，整流罩1对应位置处安装有光学平台4，光学平台4通过俯仰轴连接在二维常平台6上，实现光学平台4的俯仰转动；二维常平台6通过上部的方位轴连接壳体和外部的转动机构，实现外壳、二维常平台6与光学平台4的同步平面转动；光学平台4上安装有可见光相机5、接收天线3、发射天线2和红外照相机10。

具体的，舱外部分还设置有伺服转塔7，使吊舱能够进行方位旋转和俯仰旋转，可实现系统跟瞄和光学信号收发功能，在机舱升降装配面9和伺服转塔7之间设置有阻尼隔振8，用于进行被动隔振处理。

所述的电子处理模块主要包括有通信天线电路12，和操控台电路11。

通信天线电路12中包括有方位轴系模块、俯仰轴系模块、信源光接收模块、信源光发射模块、信标光接收模块，信标光发射模块。通信天线电路12中，信源光接收模块和信标光接收模块将接收到的光信号传输到操控台电路11中进行分析处理，信源光发射模块和信标光发射模块将接收处理后的光信号发射出去，由此完成双方的精准对准；方位轴系和俯仰轴系接收操控台电路11的信号输出，并通过接收信号控制电机转动，调整设备对准位置。

方位轴系模块中包括有左限位开关、右限位开关、止动器、方位电机和方位旋变器，其中左右限位开关控制旋转轴运动的左右极限位置，当已经转动到极限位置时通过方位轴系模块向上传输信息，并停止转动，方位电机接收通信天线电路12接收到的操控台电路11信息，带动方位轴的转动。

俯仰轴系模块中包括有上限位开关、下限位开关、俯仰电机和俯仰旋变器，其中上下限位开关控制旋转轴运动的上下极限位置，当已经转动到极限位置时通过俯仰轴系模块向上传输信息，并停止转动，俯仰电机接收通信天线电路12接收到的操控台电路11信息，带动俯仰轴的转动。

信源光接收模块将接收到的信源光通过信源光探测器之后通过信源光收发板发送给操控台电路11。

信标光接收模块将接收到的信标光一部分通过信标光接收光学系统处理后进行成像和定位跟踪，另一部分通过光电转换接头进行光电转换后输出到操控台电路11中进行后续的处理。

信标光发射模块将回馈光信号经过信标光激光器，通过信标光发射光学系统发射。信源光发射模块将回馈的光信号，通过光纤放大器模块放大调整，之后通过信源光发射光学系统发射出去。

通信天线电路12中还包括有方位轴陀螺和俯仰轴陀螺，方位轴陀螺和俯仰轴陀螺的信息传输给信号转换板，之后将信息传输到操控台电路11中进行处理，作为消除系统抖动影响。

操控台电路11中设置有与通信天线电路12连接的通信处理单元、与通信处理单元连接的主控单元，主控单元中包括有与上位机连接的人机交换单元和进行控制的外部操纵杆。

光学平台4中通过接收天线2同时接收信标光和信源光信号，通过滤波器过滤后，通过分光镜分光，之后将信号分别通过设置的粗捕获探测器或精跟踪探测器输出到通信天线电路12中的信源光接收模块和信标光接收模块中。光学平台4上还设置有信源光和信标光分别的发射天线，对传输回馈后的光信号进行分别的发射。

机载激光通信设备的控制方法，其特征在于：

1、信号的接收：

1a、使用同一个光学的接收天线3同时接收对方终端发射的信源光和信标光；

1b、在接收天线3后端中继光路部分通过滤波器经过滤波，之后通过快速倾斜镜将光信号反射到分光镜中，进行信源光和信标光分离；

1c、分离后的信源光通过滤波器后传输到通信源光探测器中，通信源光探测器将捕捉到的光信号上传至通信天线电路12中的信源光接收模块中，进行数据调节处理后上传到操控台电路11，进行处理；

分离后的信标光通过滤波器后，一部分的信标光通过分光片传至粗对准探测器，之后通过通信天线电路12上传至操控台电路11进行粗对准分析控制，另一部分的信标光通过分光片传至精跟踪探测器，之后通过通信天线电路12上传至操控台电路11进行精对准分析控制；

2、设备调整：接收到的光信号传输到通信源光探测器中，通信源光探测器将捕捉到的光信号上传操控台电路11，回馈的信息至通信天线电路12中的方位轴系和俯仰轴系进行控制，并将控制调整信号输出，从而调整接收设备俯方位角度和俯仰角度，对信号进行实时跟踪，保证双方的信标光和信源光能够实时收发畅通；

3、信号的发射：信标光和信源光分别进行放射，输出的信源光首先经过强度调制并放大，然后同终极光系统准直扩束，在通过快速倾斜镜反射后，采用无焦望远镜进行放射；信号光则直接进行准直扩束后进行发射。

本发明通信终端采用对称式结构，一个较大口径的光学天线同时接收对方终端发射的信号光和信标光，并在天线后端中继光路部分完成波长隔离；信标光和信号光分别采用不同波长的激光，信号光和信标光采用独立的发射孔径，信号光发射和接收支路共用一个快速倾斜镜。

在发射支路上，信号光首先经过强度调制并放大，然后用中继光学系统准直扩束，再通过快速倾斜镜反射后用一个无焦望远镜发射；信标光则直接进行准直扩束和发射。在接收支路上，光学主天线同时接收信号光和信标光，依次通过快速倾斜镜和分色棱镜，然后分别对信号光和信标光进行处理。其中信标光通过窄带干涉滤波器后进入捕跟探测器执行捕获和跟踪功能；信号光则通过窄带干涉滤波器后使用APD直接探测并进行信号解调。

信号接收时，信号激光通过光学接收天线，被聚焦在通信探测器APD上。首先经过光检测器转换成射频电流，然后馈入射频检波器，最后由解码器解调出原来的信号。采用自动瞄准系统，以保证当空间信道介质变化引起光斑漂移时，自动调整光学天线，保证双方始终处于对准的状态。光天线接收到光信号后，经过光学分束，信标光的一部分至粗对准探测器，输出信号由粗对准控制、驱动粗对准机构完成粗对准；信标光的另一部分经精对准机构、分光片、分束片至精探测器，由精对准控制器控制精对准机构，完成双方的精确对准与跟踪。

具体使用时：

工作波长选择：

为使大气激光通信系统有更远的通信距离、更高的安全性，激光通信对激光波长一般选择“大气窗口”频段是首要考虑方面，其次还要避开环境中的高频辐射频段。

影响激光在大气中传输的透过率的主要因素有：大气吸收和大气散射。

如果不采用窄带滤波片，大气激光通信系统的最强噪声源来自太阳光散射形成的背景辐射。为了避开太阳光散射的影响，同时也考虑保密性的要求，红外激光成为可选波段。常用的处于大气窗口的红外通信波段有：810～860nm、980～1060nm、以及1550～1600nm，另外还要避开地球的热辐射，这一波段大致在900～1000nm，因此810～860nm和1550～1600nm是较为合理的频段。

当选择通信窗口时，就水平传输而言，低层大气的主导衰减以米氏散射为主。这时。可以用与能见度有关的经验公式表示，其形式为：

式中，V为能见度，λ为传输波长。q与能见度有关，一般认为：

由上式推断出光的波长越长衰减系数越小。为减轻大气对激光传输的影响，应选择红外波长的激光。

同时，激光在空地传输过程中，为了保证对人眼安全，根据国际标准IEC60825的规定，波长λ>0.4μm的激光是人眼安全的激光波段，1550nm激光的安全功率较常用的830nm波长要高2个数量级。

为了使激光传输损耗最小和满足人眼安全的要求，军用大气激光通信系统的发射波长应选择1550nm波长。同时选择1550nm激光通信技术，可借鉴目前成熟的波分复用技术，其器件、组件己经商品化，使得1550nm大气激光通信技术较其他波长光无线通信系统适用性和扩展性更好。

通信距离：

根据自由空间光通信作用距离计算公式，有

P_r＝L_total+P_t+L_margin (1)

其中，L_total为总损耗光功率，有

L_space为空间几何损耗，L_atmosphere为大气损耗，L_t为发射光学系统的损耗，L_r为接收光学系统的损耗，D_r为接收口径，l为通信距离，θ_t为光束发散角,α为大气衰减系数，取能见度23km，T_t、T_r分别是发射、接收光学系统的透过率，P_t为发射机的发射光功率，P_r为接收机的探测灵敏度，L_margin为系统功率余量。

当机载通信端机为接收端，地面通信端机为发射端时，取设计参数：D_r＝0.08m，l＝40km，θ_t＝0.3mrad，α＝0.1km－1，T_t＝0.9，T_r＝0.6，P_r＝-40dBm，P_t＝33dBm。将设计参数代入上式可得：

在能见度23km的天气条件下，当通信距离为40km时，地面端机对机载端机通信的功率余量为6.4dB，可满足总体指标。

当地面通信端机为接收端，机载通信端机为发射端时，取设计参数：D_r＝0.18m，l＝40km，θ_t＝0.6mrad，α＝0.1km－1，T_t＝0.9，T_r＝0.6，P_r＝-40dBm，P_t＝27dBm。将设计参数代入上式可得:

在能见度23km的天气条件下，当通信距离为40km时，机载端机对地面端机通信的功率余量为1.45dB，可满足总体指标。

传输速率及误码率：

空对地无线光通信属于大气光通信，大气对光束传输的影响主要包括大气吸收、散射造成的能量衰减和大气湍流产生的附加调制，因此可将大气信道分为大气衰减信道和大气湍流信道。通常以大气衰减系数表示大气衰减信道，而大气湍流信道则可以电流噪声的形式描述其效应。

一般地，大气激光通信链路方程为

式中，P_r和P_t分别是接收和发射光功率，D为接收口径，L为通信距离，T_r和T_t分别是接收和发射光学系统透过率，θ_t为激光束散角，α为大气衰减系数，对于1550nm激光波长，有α＝2.14/V，V为能见度。

在实际的激光通信系统中，通信接收端需对光信号进行光电转换，经放大整形后由时钟提取判别电路将信号还原为数字信号，因此接收电路的信噪比不仅决定于接收机内部噪声，还与大气湍流噪声和背景噪声密切相关。

通常选用雪崩光电二极管和PIN光电二极管作为通信光电探测器，光电探测器的信号电流与探测器响应度和接收光功率有关，有i_s＝rP_r。i_s为信号光电流，r为探测器响应度。对于强度调制/直接探测方式，输出噪声功率P_n为

式中，和分别是信号光电流、背景光电流、暗电流、电阻温度产生的噪声功率谱。它们分别表示为

式中，q＝1.601×10^-19C；对于PIN光电二极管，F＝1；BW_f和Δf分别为滤光片线宽和探测器带宽；H_b为背景辐射亮度；θ_r为接收视场角；i_d为探测器暗电流；k_B为波尔兹曼常数；用表示大气湍流导致的探测器靶面上的光强起伏，称其为大气闪烁指数，取为归一化光强起伏方差，有

和分别是比特1和比特0的方差，指信号为不完全调制，通常取调制深度η为90％，则有

系统的误码率可由下式给出：

式中，I_th为阈值，当信号采样值大于I_th时，系统判定为1，否则为0。

取波长1550nm，发射功率500mW，束散角0.6mrad，接收口径180mm，接收灵敏度-40dBm，发射、接收光学系统的透过率分别为0.9、0.6，代入上式，对不同能见度天气条件下的最大通信速率进行了计算。当能见度为20km时，155Mbps通信速率的最大通信距离为45km；能见度为10km时，该速率的最大距离为27km,能见度为5km时，该速率的最大距离为16km。

实际中大气湍流对于误码率的劣化具有相当严重的影响，随着的增大，系统误码率急剧增大，当大于0.4时，变化曲线趋于平稳。当大气闪烁指数分别是0.11和0.07时，可达到的最小误码率为10-6和10-9。

从器件选型的角度分析，通信信号的光源采用主振功放(MOPA)结构，本振光光源选择分布反馈式(DFB)半导体激光器，调制方式为直接调制，调制驱动电路的最大带宽为500MHz，则光源可满足155Mbps数据传输速率的要求。

接收信号光的探测器采用雪崩光电二极管集成前放组件，其响应带宽为470MHz，则接收电路能够满足155Mbps数据传输速率的数据接收。

根据上述分析，可知空对地无线光通信系统设备可以实现155Mbps的传输速率。

光源选型：

光源为MOPA结构，本振光光源为输出功率2dBm的DFB半导体激光器，功率放大级采用大功率光纤放大器模块，工作波长为1550nm，单模光纤耦合输出，其最大输出光功率为27dBm～33dBm。采用MOPA作为光源，既可满足高调制带宽的要求，又可实现大功率信号光输出，满足远距离通信的需要。

空中平台选型：

可选的空中平台类型包括：固定翼无人飞机、旋转翼无人直升机、直升机和侦察运输机。选择空中平台的依据包括：有效载荷、飞行高度、巡航速度、云高、续航时间和应用特点，云高根据不同地域、不同季节和天气有所不同，一般地云高约为3～4km。各平台的指标如下所示。

针对空对地无线光通信的应用，空中平台应具有以下特点：

(1)具有一定的定速巡航能力；

(2)有效载荷大；

(3)飞行高度低于云高，避免云层对无线光通信的影响；

(4)巡航时间长。

比较上表，可以发现运八是无线光通信空中平台的最佳选择。因此，建议前期加装平台可以以运八平台为主，逐步拓展到其它如无人机、直升机等多种平台。

保精度跟踪角速度：

取地面通信端机与机载通信端机的最小通信距离为1km，直升机航速为300km/h，则ATP系统最大跟踪角速度为

即ATP系统的保精度跟踪角速度应大于4.74°/s，因此，机载通信端机的保精度跟踪角速度为5°/s，地面通信端机的保精度跟踪角速度为10°/s。

ATP系统最大响应频宽：

ATP系统的最大响应频宽由激光发散角、最小航路和平台最大相对速度决定。其关系式如下：

地面通信端机的激光发散角为0.3mrad，代入式中得到B＝277.7Hz。因此，地面通信端机ATP系统的最大响应频宽为277.7Hz。

机载通信端机的激光发散角为0.6mrad，代入式中得到B＝138.8Hz。因此，地面通信端机ATP系统的最大响应频宽为138.8Hz。

2、组成子系统：

舱外子系统：

如图1所示，舱外子系统具体为吊舱结构，其位于平台飞机的机身的底部机翼前沿部位，吊舱能够进行正负190度的方位旋转和进行+10到－90度的俯仰旋转，以给终端提供大于半球的可视区域。吊舱玻璃窗口应该镀上符合军用标准的增透膜，其玻璃窗口的曲率要和吊舱相匹配，并且要能够做到近乎零光焦度。这种设计能够将光学平台在扫描过程中的光学瞄准误差降低到最小，同时也将外部气动流的干扰降低到最小。

吊舱用两个角度指示器来确定吊舱的水平和俯仰角度位置，由安装在两个轴上的齿轮和直流电机驱动。

光学平台子系统：

光学子系统包含两个小口径的信号光和信标光发射天线、一个较大口径(直径150mm)的光学接收天线以及相应的光学中继系统，完成光束的准直/聚焦、扩束/缩束，发射/接收功能。光学天线应保证接近衍射极限的光学成像质量要求。

每个光学部件都安装在一个复合结构上，这个复合结构可以由低伸缩率的碳合成物制造，并用殷钢来固定各种光学固件。

为了降低成本和适应机载平台，光学天线可采用卡塞格伦式望远镜，主镜采用抛物面反射镜，次镜采用双曲反射镜。并可增加折轴光路以进一步压缩终端的体积。

ATP子系统：(ATP为Acquisition，Tracking and Pointing，ATP子系统即为捕获、跟踪及瞄准子系统)

捕跟机构的主要功能是通过调整终端自身姿态，配合光学天线以改变光束传播方向的方式实现通信终端激光通信链路的建立。这种光束传播方向的动态改变是为了满足终端瞄准、捕获及跟踪的性能要求，具体要求如下：

瞄准：在该模式下，终端光轴指向预定的方向(对方终端出现的不确定区域的中心)，瞄准精度应小于信标光的信号展宽的一半，以确保瞄准状态时对方终端的信标光在己方终端的捕获视场内。

捕获：捕获到对方终端的信号光(捕获探测器上有信号输出)，并进行误差校正直至通信探测器上有信号输出。捕获过程首先需要通过一条有足够长时间来交换飞机位置、速度和GPS时间的RF数据链路来共享来自GPS和惯性传感器的位置数据。一旦信标光的跟踪丢失，将自动开始重新捕获。一旦粗跟踪信标光被观测到，立即开始计算信标光在粗跟踪探测器上的重心，重心即代表了目标飞机的视轴方向，粗跟踪伺服机构开始跟踪目标飞机的激光通信终端视轴，直至信标光进入精跟踪探测器。

跟踪：以本终端计算出来的误差信号跟踪对方终端的通信光束。目标激光通信终端的视轴(重心)与通信接收光路的视轴的差值将被应用于驱动快速倾斜镜，使目标激光通信终端的视轴趋于通信接收光路的视轴方向。该伺服机构的闭环带宽大于数百赫兹，具体值取决于跟踪误差和平台的振动频谱。

通信子系统：

通信子系统的主要功能是完成信号光的发送与接收。主要由激光器模块，接收机模块，调制解调模块、光学模块和机械封装构成。

在通信发射支路上，信号调制电路控制调制器对信号激光进行直接强度调制，然后将调制后的信号光进行放大至约500mW，以获得足够的发射激光功率。同时光学系统应以较高光学质量完成信号激光的扩束和整形，使其发散角控制在小于100微弧度。

在通信接收支路上，信号激光依次通过光学接收天线，快速倾斜镜，分色镜，窄带干涉滤光器，然后被聚焦在通信探测器上。从通信探测器上转换的电信号被判决解调成信号码流，并对该码流进行解码和误码率评估。

终端控制器：

终端控制器是终端系统电子处理模块的核心部件，其主要功能包括三部分：实现瞄准、捕获和跟踪功能；实现终端顶层控制功能(终端工作模式切换以及各子模块之间的信息调度)；对系统状态数据进行监测。

控制器可用几个数字信号处理器承担核心功能。总体控制DSP(数字信号处理Digital Signal Processing，简称DSP)接收微处理控制器产生的所有命令，当命令完成或者命令有错误时提示微处理器做出响应。总体控制同时处理来至于惯性传感器和GPS(全球定位系统)单元以及RF数据链路的信息，并通过它的全局共享存储把信息传给捕获和吊舱DSP。

负责吊舱伺服系统的DSP对捕获过程进行控制。它从两个激光通信终端接收GPS/INS位置、速度和飞机自身的高度信息，然后计算出目标飞机位置，这些数据用来驱动吊舱完成捕获功能。除此之外吊舱伺服DSP还对吊舱姿态进行定位和监测。

粗捕获伺服DSP对粗捕获伺服环路作出响应，该环路包括粗跟踪接收机，陀螺稳定器和常平架定位执行单元。该粗伺服DSP控制着粗跟踪接收机的相机增益和重心阈值。它还从粗跟踪接收机的象素灰度值计算常平架的方位轴和俯仰轴方向。在目标终端的重心出现在精跟踪接收机的视场中以后，粗伺服DSP将常平架陀螺和执行单元的控制权转交给精跟踪伺服DSP。

精跟踪伺服DSP对精跟踪环路的状态作出响应，该环路主要包括：精跟踪接收机，陀螺稳定器，常平架定位执行单元和快速转镜。在接收到粗伺服DSP转交的信号后，精伺服环路实现稳定跟踪来至目标飞机的信标光，确保信号光能被稳定地接收。该精伺服DSP控制着精跟踪重心定位相机的相机增益和重心阈值。

所有DSP返回的诊断数据被标记上时间，序列号和源头身份识别号码。这些信息通过微处理控制器传输到局域网上，并存储在一个诊断计算机的硬盘上，以及传到飞行测试设备系统的存储器上。其他用户也可以通过飞机上的局域网来访问这些数据。诊断数据的数量和类型由用户来控制，该诊断计算机具有显示包括从相机获得的原始帧数据以及全部中间数据的能力。

辅助子系统：

辅助子系统为机载激光通信终端的正常工作提供电源和进行热控。确保激光通信终端必须能在-62度到+55度的温度范围内运行，并能适应在湿度从接近零到大雨的变化。

3、工作模式：

休眠模式：

通过关闭终端电源来降低功耗(P<1W)，终端平台热控保持终端温度在安全工作范围内，只有终端控制器处于待机模式。

待机模式：

终端维持在低功耗状态，终端控制器和热控子系统开始工作，等待命令输入。

预备模式：

除了功率放大器和驱动电机，其余的终端部件都开始上电，终端可以随时切换到工作状态。

捕获模式：

终端全部部件都进入工作状态，天线指向目标终端以获得对方的信号光，并进行误差校正直至己方的精跟踪探测器有信号输出。

通信模式；

终端始终稳定跟踪对方终端的信标光，保持通信连接状态。

诊断模式：

终端能够诊断系统的工作状态，并能有处理预设错误。

具体使用时，吊舱玻璃窗口应该镀上符合军用标准的增透膜，其玻璃窗口的曲率要和吊舱相匹配，并且要能够做到近乎零光焦度。这种设计能够将光学平台在扫描过程中的光学瞄准误差降低到最小，同时也将外部气动流的干扰降低到最小。为了降低成本和适应机载平台，光学天线采用卡塞格伦式望远镜，主镜采用抛物面反射镜，次镜采用双曲反射镜，并采用折轴光路以进一步压缩终端的体积。热控设计采用被动热控设计和主动热控设计想配合的方法，尽量将跟踪机构、电子部件和光学部件三个部分实施热隔离，并分别对其采取相应的热控措施。为实现视轴的稳定，采用主被动抑制措施对视轴进行稳定，无角位移特种橡胶实现被动减振，抑制平台的高频振动分量对视轴的影响；采用以宽带、低漂移的速率陀螺为核心器件的主动视轴稳定系统，对低频、大幅度扰动进行有效抑制。为实现高精度动态跟踪，采用粗精复合轴ATP跟踪技术。粗跟踪环具有较大的视场和较低的伺服带宽，以实现快速捕获和稳定粗跟踪；精跟踪环具有较小的动态范围、较高的伺服带宽和高跟踪精度，以保证快速和高精度的对准和跟踪。