一种航天器入轨后相互建立激光链路的姿态规划方法

本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种航天器入轨后相互建立激光链路的姿态规划方法。

背景技术：

在空间三星系统中，三个航天器入轨后，三星编队中的每个航天器需要与其他两颗航天器进行通信。为实现航天器间信息的大容量、高速率、高隐蔽性传输，可以在卫星编队间建立激光链路，而三个航天器的精密编队及激光发射器的精密指向是建立激光链路的基础与保障。

由于航天器间的远距离及空间环境中各种摄动力等因素的影响，航天器间激光信号的捕获及基于捕获信号的姿态规划是激光发射器精密指向及三星间激光链路搭建成功实施的关键。只有空间三星编队激光链路成功实施，才可以确保激光信号从一个卫星发出，然后被另一个卫星精确接收，实现航天器间的激光通信。

针对航天器间激光信号的捕获及姿态调整问题，目前的解决方案为航天器对做阿基米德螺旋线扫描的激光束进行捕获，入射激光信号在激光接收器的ccd视场上的真实物理位置与基于地面轨道数据的预期参考位置有偏移，使得激光链路的搭建精度降低，从而导致激光通信链路的信息传输效率降低。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种航天器入轨后相互建立激光链路的姿态规划方法，以解决由于存在导航误差使得激光发射器无法进行精确指向，进而导致激光通信链路的信息传输效率降低的问题。

本发明采用以下技术方案：一种航天器入轨后相互建立激光链路的姿态规划方法，

包括至少两个航天器，每个航天器上均连接有两个激光发射器和两个激光接收器，即激光发射器a、激光发射器b、激光接收器a和激光接收器b，激光发射器a和激光接收器a同轴设置且与航天器固定连接，激光发射器b和激光接收器b同轴设置且与航天器铰接；

两两航天器相互建立激光链路的方法，包括以下步骤：

步骤s1：确定第二航天器所有可能所处的位置，即不确定区域，并计算该不确定区域的半锥角，第一航天器进行正方形的螺旋线运动，第二航天器对第一航天器的第一激光发射器a的激光束进行捕获，调整第二航天器的目标姿态角，使得第二激光发射器a的发射光束与第一航天器和第二航天器之间的连线重合，

步骤s2：调整第一航天器的第一激光发射器a的发射光束与第一航天器和第二航天器之间的连线重合。

进一步地，步骤s1的具体方法为：

根据影响第一激光发射器a指向的误差因素，确定第二航天器所有可能所处的位置，即不确定区域，并计算该不确定区域的半锥角，其中第一激光发射器a和第一激光接收器a与第一航天器固定连接，

第一航天器进行正方形的螺旋线运动，使得第一激光发射器a的激光束对第二航天器不确定区域进行扫描，

第二航天器对第一激光发射器a的激光束进行捕获，根据光斑在第二激光接收器a的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第二航天器的目标姿态角，第二航天器上固定连接有第二激光发射器a和第二激光接收器a，

运用五次多项式建立导引率模型，调整第二航天器的目标姿态角，使得第二激光发射器a的发射光束与第一航天器和第二航天器之间的连线重合，实现第二激光发射器a的精确指向。

进一步地，步骤s2的具体方法为：

当第二激光发射器a的发射光束与第一航天器和第二航天器之间的连线重合，打开第二激光发射器a，使得第二激光发射器a的激光束指向第一航天器，

第一航天器对第二激光发射器a的激光束进行捕获，根据光斑在第一激光接收器a的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第一航天器的目标姿态角，

运用五次多项式建立导引率模型，调整第一航天器的目标姿态角，使得第一激光发射器a的发射光束与第一航天器和第二航天器之间的连线重合，实现第一激光发射器a和第二激光发射器a的精确指向及激光链路搭建。

进一步地，步骤s1中确定第二航天器不确定区域的半锥角前，需要建立坐标系，其中建立坐标系的方法为：

选择地心坐标系作为惯性坐标系，每个航天器的本体坐标系oxbybzb的原点位于航天器的质心位置，xb轴沿着两个激光发射器之间的对称轴方向，yb轴位于两个激光发射器轴线定义的平面内且垂直于xb轴且指向xb轴逆时针旋转90°的方向，zb轴由右手定则确定；

两个激光发射器坐标系oxtytzt的原点是激光发射器光束发射的中点，xt轴位于光束轴线且指向光束发射方向，zt轴与zb轴重合，yt轴由右手定则确定，

其中，激光接收器位于激光发射器的xt轴上。

进一步地，步骤s1中确定第二航天器不确定区域的半锥角的方法为：

根据第二航天器的导航误差计算得出第一激光发射器a指向总的误差和不确定区域的半锥角γ，结合两航天器间的距离l计算不确定区域截面的半径为：γ·l。

进一步地，步骤s1中第一航天器进行正方形的螺旋线运动的方法为：

计算出第一航天器的姿态角，

调整第一航天器的姿态角，使得第一激光发射器a对第二航天器的不确定区域进行激光扫描。

进一步地，当设置三个航天器时且需要搭建激光链路时，在步骤s1和s2之后还包括以下步骤：

步骤s3：调整第三航天器的第三激光发射器b的发射光束与第二航天器和第三航天之间的连线重合，

步骤s4：调整第二航天器的第二激光发射器b的发射光束与第二航天器和第三航天之间的连线重合，

步骤s5：调整第一航天器的第一激光发射器b的发射光束与第一航天器和第三航天之间的连线重合，

步骤s6：调整第三航天器的第三激光发射器a的发射光束与第一航天器和第三航天之间的连线重合。

本发明的有益效果是：本发明针对由于存在导航误差使得激光发射器无法进行精确指向的问题，确定了航天器目标姿态角及激光发射器夹角的计算方法，并给出了航天器目标姿态角及激光发射器夹角的规划方法，在现有传感器配置的前提下，显著提高航天器激光发射器的指向精度，增加航天器目标姿态角及激光发射器夹角调整过程的平稳性，实现激光通信链路的精确搭建。

附图说明

图1是本发明三星编队激光链路搭建平面示意图；

图2是本发明航天器平台的平面示意图；

图3是本发明正方形螺旋线扫描示意图。

其中：1.第一航天器；2.第二航天器；3.第三航天器；4.第一激光发射器a；5.第一激光发射器b；6.第二激光发射器a；7.第二激光发射器b；8.第三激光发射器a；9.第三激光发射器b；10.第一激光接收器a；11.第一激光接收器b；12.第二激光接收器a；13.第二激光接收器b；14.第三激光接收器a；15.第三激光接收器b；16.不确定区域。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明公开了一种航天器入轨后相互建立激光链路的姿态规划方法，通过采用基于方位矢量的姿态校正方法来解决偏移问题，首先根据影响激光发射器指向的误差因素，确定不确定区域16的半锥角大小；其次，第一航天器1做正方形的螺旋线运动，让激光束对第二航天器2的不确定区域16进行扫描；然后，第二航天器2对激光束进行捕获，根据光斑在第二激光接收器的ccd成像平面上的真实物理位置计算出目标姿态角，并运用五次多项式建立导引率模型，完成第二航天器2姿态角的调整，最终使激光发射器指向入射光束的方向，实现激光发射器的精确指向及激光链路搭建。

针对航天器间激光信号的捕获及姿态调整问题，目前的解决方案为航天器对做阿基米德螺旋线扫描的激光束进行捕获，入射激光信号在激光接收器的ccd视场上的真实物理位置与基于地面轨道数据的预期参考位置有偏移，而针对该问题，本发明则提出通过航天器对做正方形螺旋线运动的激光束进行捕获得到方位矢量，根据方位矢量建立姿态方程，求解航天器姿态角的目标值及激光发射器夹角的目标值，然后使用五次多项式规划建立姿态角及激光发射器夹角的导引率模型，完成对航天器姿态角及激光发射器夹角的调整，实现激光发射器的精密指向及三星间激光链路搭建。

本发明中至少包括两个航天器，每个航天器上均连接有两个激光发射器和两个激光接收器，即激光发射器a、激光发射器b、激光接收器a和激光接收器b，激光发射器a和激光接收器a同轴设置且与航天器固定连接，激光发射器b和激光接收器b同轴设置且与航天器铰接；当两两航天器需要搭建激光链路时，如图1所示，包括以下步骤：

步骤s1：确定第二航天器2所有可能所处的位置，即不确定区域16，并计算该不确定区域16的半锥角，第一航天器1进行正方形的螺旋线运动，第二航天器2对第一航天器1的第一激光发射器a4的激光束进行捕获，调整第二航天器2的目标姿态角，使得第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合。

其中步骤s1包括以下步骤：

步骤1：根据影响第一激光发射器a4指向的误差因素，确定第二航天器2所有可能所处的位置，即不确定区域16，并计算该不确定区域16的半锥角，其中第一激光发射器a4和第一激光接收器a10与第一航天器1固定连接。

在确定第二航天器2不确定区域16的半锥角前，需要建立坐标系，其中建立坐标系的方法为：

选择地心坐标系作为惯性坐标系，每个航天器的本体坐标系oxbybzb的原点位于航天器的质心位置，xb轴沿着两个激光发射器之间的对称轴方向：yb轴位于两个激光发射器轴线定义的平面内且垂直于xb轴且指向xb轴逆时针旋转90°的方向，zb轴由右手定则确定；两个激光发射器坐标系oxtytzt的原点是激光发射器光束发射的中点，xt轴位于光束轴线且指向光束发射方向，zt轴与zb轴重合，yt轴由右手定则确定，其中，激光接收器位于激光发射器的xt轴上。

确定第二航天器2不确定区域16的半锥角的方法为：

根据第二航天器2的导航误差计算得出第一激光发射器a4指向总的误差和不确定区域16的半锥角γ，结合两航天器间的距离l计算不确定区域16截面的半径为：γ·l。

步骤2：第一航天器1进行正方形的螺旋线运动，使得第一激光发射器a4的激光束对第二航天器2不确定区域16进行扫描，

第一航天器1进行正方形的螺旋线运动的方法为：

计算出第一航天器1的姿态角，调整第一航天器1的姿态角，使得第一激光发射器a4对第二航天器2的不确定区域16进行激光扫描。

步骤3：第二航天器2对第一激光发射器a4的激光束进行捕获，根据光斑在第二激光接收器a12的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第二航天器2的目标姿态角，第二航天器2上固定连接有第二激光发射器a6和第二激光接收器a12。

步骤4：运用五次多项式建立导引率模型，调整第二航天器2的目标姿态角，使得第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，实现第二激光发射器a6的精确指向。

步骤s2：调整第一航天器1的第一激光发射器a4的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合。

步骤5：当第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，打开第二激光发射器a6，使得第二激光发射器a6的激光束指向第一航天器1。

步骤6：第一航天器1对第二激光发射器a6的激光束进行捕获，根据光斑在第一激光接收器a10的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第一航天器1的目标姿态角。

步骤7：运用五次多项式建立导引率模型，调整第一航天器1的目标姿态角，使得第一激光发射器a4的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，实现第一激光发射器a4和第二激光发射器a6的精确指向及激光链路搭建。

当本发明中的航天设置有三个时，三个航天器的激光链路搭建方法还包括以下步骤：

步骤s3：调整第三航天器3的第三激光发射器b9的发射光束与第二航天器2和第三航天之间的连线重合，

步骤s4：调整第二航天器2的第二激光发射器b7的发射光束与第二航天器2和第三航天之间的连线重合，

步骤s5：调整第一航天器1的第一激光发射器b5的发射光束与第一航天器1和第三航天之间的连线重合，

步骤s6：调整第三航天器3的第三激光发射器a8的发射光束与第一航天器1和第三航天之间的连线重合。

实施例1

本实施例中设置三个航天器，分别为第一航天器1、第二航天器2、第三航天器3，如图2所示，每个航天器上连接有两个激光发射器，即第一航天器1的两个激光发射器为第一激光发射器a4和第一激光发射器b5，第一航天器1的两个激光接收器为第一激光接收器a10和第一激光接收器b11，第二航天器2的两个激光发射器为第二激光发射器a6和第二激光发射器b7，第二航天器2的两个激光接收器为第二激光接收器a12和第二激光接收器b13，第三航天器3的两个激光发射器为第三激光发射器a8和第三激光发射器b9，第三航天器3的两个激光接收器为第三激光接收器a14和第三激光接收器b15。

当三个航天器需要搭建激光链路时，

步骤s1：调整第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，

步骤s2：调整第一激光发射器a4的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，

步骤s3：调整第三激光发射器b9的发射光束与第二航天器2和第三航天之间的连线重合，

步骤s4：调整第二激光发射器b7的发射光束与第二航天器2和第三航天之间的连线重合，

步骤s5：调整第一激光发射器b5的发射光束与第一航天器1和第三航天之间的连线重合，

步骤s6：调整第三激光发射器a8的发射光束与第一航天器1和第三航天之间的连线重合。

在步骤s1中：根据第二航天器2的导航误差计算得出第一激光发射器a4指向总的误差，确定第二航天器2所有可能所处的位置，即不确定区域16，并计算该不确定区域16的半锥角。

步骤s1-1：建立坐标系

选择地心坐标系作为惯性坐标系，每个航天器的本体坐标系oxbybzb的原点位于航天器的质心位置，xb轴沿着两个激光发射器之间的对称轴方向，yb轴位于两个激光发射器轴线定义的平面内且垂直于xb轴且指向xb轴逆时针旋转90°的方向，zb轴由右手定则确定；两个激光发射器坐标系oxtytzt的原点是激光发射器光束发射的中点，xt轴位于光束轴线且指向光束发射方向，zt轴与zb轴重合，yt轴由右手定则确定，其中激光接收器位于激光发射器的xt轴上。

步骤s1-2：计算不确定区域16的半锥角

根据第二航天器2的导航误差计算得出第一激光发射器a4指向总的误差和不确定区域16的半锥角γ，结合两航天器间的距离l计算不确定区域16截面的半径为：γ·l。

步骤s1-3：对不确定区域16进行扫描

第一航天器1进行正方形的螺旋线运动，使得第一激光发射器a4的激光束对第二航天器2不确定区域16进行扫描。

第一航天器1进行正方形的螺旋线运动的方法为：

计算出第一航天器1的姿态角，调整第一航天器1的姿态角，使得第一激光发射器a4对第二航天器2的不确定区域16进行激光扫描。

第一激光发射器a4的激光束通过第一航天器1的正方形螺旋线运动去扫描第二航天器2的不确定区域16，如图3所示。

任取第一航天器1正方形螺旋线上一点(ys,zs)，则第一激光发射器a4的坐标是(l,ys,zs)，由此可求出激光指向该点的面内角α与面外角β：

由于第一航天器1的第一激光发射器a4与第一航天器1固连，故需通过对第一航天器1姿态角的规划来实现第一激光发射器a4的激光指向变化。采用z-y-x欧拉角，设第一航天器1当前偏航角ψ1b0、俯仰角θ1b0、滚转角φ1b0，则，第一航天器1的姿态矩阵为：

r1b0＝rz(ψ1b0)ry(θ1b0)rx(φ1b0)

同时可设第一航天器1姿态变换后偏航角ψ1b1、俯仰角θ1b1、滚转角φ1b1，且第一航天器1的本体坐标系与第一激光发射器a4的坐标系的x1t1轴夹角为则第一航天器1姿态变换前后有如下关系：

因此，变换后，第一航天器1的姿态矩阵为：

由于只考虑激光束的指向，因此可以设φ1b1＝φ1b0，从而：

其中：

把rz(ψ1b1),ry(θ1b1)代入得：

根据上式可得为满足第一激光发射器a4指向时，第一航天器1本体姿态角的目标值：

随着点(ys,zs)在正方形螺旋线上变化，第一航天器1的姿态角进行变化，从而实现第一航天器1的第一激光发射器a4对第二航天器2的不确定区域16进行正方形螺旋线激光扫描。

步骤s1-4：第二航天器2对第一激光发射器a4的激光束进行捕获，根据光斑在第二激光接收器a12的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第二航天器2的目标姿态角。

在第一航天器1做螺旋线扫描过程中，在某一时刻第二航天器2的第二激光接收器a12的ccd上将接收到激光信号。但由于存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏移，根据光斑中心的真实物理位置可计算出方位矢量，第二航天器2根据方位矢量计算出第二航天器2的目标姿态角，消除对准偏差，使其视线方向对准第一激光发射器a4入射激光束的方向。

设ccd上光斑的像素坐标为(u,v)，根据光斑在第二航天器2的第二激光接收器a12的ccd上的像素坐标(u,v)，得到第一航天器1在第二航天器2对应相机坐标系下的方位矢量^tl21：

其中f为第二激光接收器a12对应针孔相机模型的焦距，cx、cy为第二激光接收器a12对应针孔相机模型的主点，即主光轴在物理成像平面上的角点。

根据方位矢量^tl21，可以计算出面内角α2t2与面外角β2t2如下所示：

由于第二航天器2的第二激光发射器a6与第二航天器2固连，没有自由度，因此为消除光斑的物理位置与预计的参考位置之间的偏移，需要通过调整第二航天器2体姿态来消除该偏差。设此时第二航天器2在惯性系下的偏航角ψ2b0、俯仰角θ2b0、滚转角φ2b0，同时可设第二航天器2姿态调整以后的偏航角ψ2b1、俯仰角θ2b1、滚转角φ2b1，则第二航天器2姿态调整前后有如下关系：

因此可得第二航天器2姿态调整后的姿态矩阵：

因此，根据第二航天器2姿态调整后的方向余弦矩阵r2b1可求得第二航天器2的目标姿态角：

ψ2b1＝atan2(r2b1(2,1),r2b1(1,1))

φ2b1＝atan2(r2b1(3,2),r2b1(3,3))

步骤s1-5：运用五次多项式建立导引率模型，调整第二航天器2的目标姿态角，使得第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，实现第二激光发射器a6的精确指向。

根据第二航天器2姿态调整前偏航角ψ2b0、俯仰角θ2b0、滚转角φ2b0及姿态调整后偏航角ψ2b1、俯仰角θ2b1、滚转角φ2b1，通过五次多项式建立第二航天器2的姿态角导引率模型：

ψ(t)＝a0+a1t+a2t²+a3t³+a4t⁴+a5t⁵

θ(t)＝b0+b1t+b2t²+b3t³+b4t⁴+b5t⁵

φ(t)＝c0+c1t+c2t²+c3t³+c4t⁴+c5t⁵

其中，姿态角的导引时间t设为100s，姿态角的导引率系数a0、a1、a2、a3、a4、a5由ψ(0)＝ψ2b0、ψ(100)＝ψ2b1、确定。同理，b0、b1、b2、b3、b4、b5由θ(0)＝θ2b0、θ(100)＝θ2b1、确定，c0、c1、c2、c3、c4、c5由φ(0)＝φ2b0、φ(100)＝φ2b1、确定。

第二航天器2的各姿态角根据导引率模型，完成姿态角的调整，然后第一航天器1回到做正方形螺旋线运动前的初始姿态。

步骤s2：当第二激光发射器a6的发射光束与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，打开第二激光发射器a6，使得第二激光发射器a6的激光束指向第一航天器1。

在第二航天器2完成姿态调整后打开第二激光发射器a6指向第一航天器1，此时，第一航天器1的第一激光接收器a10的ccd上将接收到激光信号，但由于存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏移，根据光斑中心的像素坐标计算出第一航天器1与第二航天器2之间的方位矢量^tl12，第一航天器1根据方位矢量^tl12按照步骤s1-4中的方法计算出第一航天器1的目标姿态角，并按照步骤s1-5中的方法运用五次多项式规划的方法建立姿态角的导引率模型，完成第一航天器1姿态角的调整，消除ccd上光斑的实际物理位置与预计参考位置之间的偏差，使第一激光发射器a4的视线方向与第一航天器1和第二航天器2之间的连线重合，实现第一航天器1与第二航天器2间激光链路的搭建。

步骤s3：

根据第三航天器3的导航误差计算得出第二激光发射器b7指向总的误差和不确定区域16的半锥角γ，结合两航天器间的距离l计算第三航天器3不确定区域16截面的半径为：γ·l，第二航天器2进行正方形的螺旋线运动，使得第二激光发射器b7的激光束对第三航天器3不确定区域16进行扫描。

根据第三航天器3的导航误差计算得出第二激光发射器b7指向总的误差和不确定区域16的半锥角γ，并结合两航天器间的距离l计算不确定区域16截面的半径大小为：γ·l。激光束通过第二航天器2按照步骤s1-3中的方法，做正方形螺旋线运动，对第三航天器3所在的不确定区域16进行扫描，如图3所示，然后，第二航天器2恢复做正方形螺旋线运动前的初始姿态。

第三航天器3对第二激光发射器b7的激光束进行捕获，根据光斑在第三激光接收器b15的ccd成像平面上的真实物理位置计算出第三航天器3的目标姿态角，运用五次多项式建立导引率模型，调整第三航天器3的姿态角及第三激光发射器b9与第三航天器3的夹角，使得第三激光发射器b9的光轴与第二航天器2和第三航天器3之间的连线重合。

在第二航天器2做正方形螺旋线扫描过程中，某一时刻第三航天器3的ccd成像平面上将捕获到第二航天器2发射的激光信号。但由于存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏移，根据光斑中心在ccd上的位置即可计算出第二航天器2与第三航天器3之间的方位矢量^tl32，第三航天器3根据方位矢量^tl32按照步骤s1-4中的计算方法得到第三航天器3的目标姿态角，并建立步骤s1-5中的姿态角导引率模型来完成姿态角的调整，消除ccd上光斑的物理位置与预计参考位置之间的偏差，使第三激光发射器b9的入射光束与第二航天器2和第三航天器3之间的连线重合。

步骤s4：

在第三航天器3完成姿态调整后打开第三激光发射器b9指向第二航天器2，此时，第二航天器2的第二激光接收器b13的ccd上将捕获到第三激光发射器b9发射的激光信号。由于第二航天器2的第二激光发射器b7存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏移，设此时光斑的像素坐标为(u′,v′)，得到第三航天器3在第二航天器2对应相机坐标系下的方位矢量^tl23：

其中f为第二激光接收器b13对应针孔相机模型的焦距，cx、cy为第二激光接收器b13对应针孔相机模型的主点，即主光轴在物理成像平面上的角点。

根据当前第二航天器2的偏航角ψ2b1、俯仰角θ2b1、滚转角φ2b1及与第二激光接收器b13夹角可计算出惯性系下第二航天器2的方位矢量l23：

第二航天器2与第一航天器1已建立激光链路，因此，第二航天器2的第二激光发射器a6指向了方位矢量l21：

为实现第二航天器2和第一航天器1与第三航天器3之间激光链路的搭建，第二航天器2的第二激光发射器a6需指向方位矢量l21、第二激光发射器b7需指向方位矢量l23，因此可先求满足该约束下的第二激光发射器a6在惯性系下的各轴指向：

y2t2＝z2t2×x2t2

此时，第二航天器2的第二激光发射器a6在惯性系下的姿态矩阵为：

r2t2＝[x2t2y2t2z2t2]

由于第二航天器2与第二激光发射器a6为固定连接关系，因此，第二航天器2在惯性系下的姿态矩阵为：

因此，满足第二航天器2的第二激光发射器a6指向方位矢量l21、第二激光发射器b7指向方位矢量l23约束的目标姿态角为：

ψ2b2＝atan2(r2b2(2,1),r2b2(1,1))

φ2b2＝atan2(r2b2(3,2),r2b2(3,3))

第二激光发射器b7与第二航天器2的x2b轴的目标夹角为：

根据当前第二航天器2的姿态角及第二激光发射器b7夹角：ψ2b1、θ2b1、φ2b1、及目标姿态角及第二激光发射器b7的夹角：ψ2b2、θ2b2、φ2b2、α2t，通过步骤s1-5中五次多项式的方法，建立姿态角导引率模型及激光发射器夹角导引率模型，完成姿态角的调整及第二激光发射器b7夹角的调整，实现第二航天器2和第一航天器1与第三航天器3之间激光链路的搭建。

步骤s5：

根据第一航天器1的导航误差计算得出第三激光发射器a8指向总的误差和不确定区域16的半锥角γ，结合两航天器间的距离l计算第一航天器1不确定区域16截面的半径为：γ·l。第三激光发射器a8的激光束通过第三航天器3按照步骤s1-3中的方法做正方形螺旋线运动，扫描第一航天器1所在的不确定区域16，如图3所示；然后，第三航天器3恢复做正方形螺旋线运动前的初始姿态。

在第三航天器3做正方形螺旋线扫描过程中，在某一时刻第一航天器1的第一激光接收器b11的ccd上捕获到第三激光发射器a8的激光信号。但由于存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏移，根据光斑中心的像素坐标计算出第一航天器1与第三航天器3之间的方位矢量l13。同时，第一航天器1的第一激光发射器a4指向了方位矢量l12。根据方位矢量l12及方位矢量l13，按照步骤s4中的方法得到第一航天器1的目标姿态角：ψ1b2、θ1b2、φ1b2及第一航天器1的第一激光发射器b5夹角α1t。在保持第一航天器1与第二航天器2之间激光链路连接的条件下，通过步骤s1-5中五次多项式的方法，建立姿态角导引率模型及第一激光发射器b5夹角导引率模型，完成姿态角的调整及第一激光发射器b5夹角的调整，消除ccd上光斑的物理位置与预计参考位置之间的偏差，使第一航天器1的第一激光发射器b5的发射光束与第一航天器1和第三航天器3之间的连线重合。

步骤s6：

在第一航天器1完成姿态调整后打开激光束指向第三航天器3，此时，第三航天器3的第三激光接收器a14的ccd上将接收到激光信号。但由于存在初始对准偏差，ccd上光斑的物理位置与预计的参考位置之间有偏差。根据光斑中心的像素坐标计算出第三航天器3与第一航天器1之间的方位矢量l31。同时，第三航天器3的第三激光发射器b9指向了方位矢量l32。根据方位矢量l31及方位矢量l32，按照步骤s4中的方法得到第三航天器3的目标姿态角：ψ3b2、θ3b2、φ3b2及第三航天器3的第三激光发射器b9的夹角α3t。在保持第三航天器3与第二航天器2之间激光链路连接的条件下，通过步骤s1-5中五次多项式的方法，建立姿态角导引率模型及第三激光发射器b9夹角导引率模型，完成第三航天器3姿态角的调整及第三激光发射器b9夹角的调整，消除ccd上光斑的物理位置与预计参考位置之间的偏差，使第三航天器3的第三激光发射器a8的发射光束与第一航天器1和第三航天器3之间的连线重合，实现第三航天器3和第一航天器1与第二航天器2之间激光链路的搭建。

以上仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。