激光测卫和激光测月

激光测卫测月是六十年代中期发展起来的研究地球动力 学和大地测量基本问题的一种重要手段。它的迅速发展 的历史和已经取得的成就可以说明它在科学技术上和实 用上的重要性。 六十年代初, 激光技术刚问世不久, 就有科学家把激光 脉冲射向月球表面, 并用大型天文望远镜获得了回波。 1964年10月, 美国发射了第一顺带角反射器的卫星— —探险者22号。不久, 即获得了激光测距数据。其后, 美、法等国又陆续发射了一些带角反射器的卫星。 1969年7月阿波罗11号登月, 在月面安放了一组角反 射器, 为高精度测月提供了条件。随后, 美、苏又各放 上二组角反射器。
激光仪分类
1)按激光类型来分 – 脉冲式：激光波段的电压强度 – 相位式激光测距仪 • 用无线电波段的频率，对激光束 进行幅度调制并测定调制光往返 测线一次所产生的相位延迟； • 再根据调制光的波长，换算此相 位延迟所代表的距离。即用间接 方法测定出光经往返测线所需的 时间。 t=φ/ω， D=1/2 ct=1/2 c·φ/ω =c/(4πf) (Nπ+Δφ)=c/4f (N+ΔN)
激光测月距离改正数
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与地球相关的因素
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测站 大气 月球自转 月球自转轴方向 反射镜潮汐位移 月球内部结构 月球物理特性 月球能量耗散
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与月球相关的因素
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激光测月距离改正数
与月球相关的改正
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月球激光后向反射镜改正
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Байду номын сангаас
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月球坐标系 • 原点取月球质心； • z轴为月球自转轴； • 当月球平黄经等于轨道升交点黄经时，通过地心 的月面子午圈与月球赤道的交点为x轴指向； • 以右手法则确定y轴。 月球激光后向反射镜在月球坐标系中位置通过坐标变 换到太阳系质心坐标系，可求得观测站至反射镜距离； 经过简单推导可得到距离对反射镜位置的偏导数。
激光测卫和激光测月
小组成员：戴伟 宋文涛 范先铮 2013.10
目录


激光测卫测月的发展背景 激光测距的基本原理 激光测卫(Satellite Laser Ranging ,SLR)和激光 测月(Lunar Laser Ranging ,LLR) 激光测卫测月的应用
激光测卫测月的发展背景
激光卫星测量系统
常用卫星：
专用卫星： Lageos卫星 Starlette卫星 非专用卫星： ATS-6 海洋卫星Seasat-1 海洋地形试验卫星Topex/Poseidon 部分GPS卫星等。 这些卫星之所以安装激光反射棱镜，主要是把激光测 距作为一种定轨的手段。
激光卫星测量系统
激光测距的基本原理
用安装在地面测站的激光测距 仪向安装了后向反射棱镜的激 光卫星发射激光脉冲信号； 该信号被棱镜反射后返回测站， 精确测定信号的往返传播时间； 进而求出仪器到卫星质心间的 距离。 目前的测距精度可达1cm左右。 用公式可表示为： d=c*t/2
激光测距系统主要包括： 地面部分 包括了激光发生系统、激光光学发射和接收系 统、光学系统转台、激光脉冲接收处理系统、 时间间隔计数器、时间系统，标校系统、计算 机控制记录系统、基石、电源系统、保护系统， 最后为数据传输系统。 空间部分 空间部分为带后向反射镜的卫星。
激光卫星测量系统
激光测卫站
–中国 • 已经建立固 定站 –武汉、上 海、长春、 北京和昆 明等5个激 光测卫站。 • 流动激光测 卫站 –乌鲁木齐， 拉萨
激光卫星测量系统
激光测卫站
– 国际上 • 目前在工作的SLR站如图所示，图中红色三角形测站表示 正在工作的测站，大约有44个站。 – 观测数据网络：ILS
还有些随机因素的影响, 如发射激光能量的波动, 光 电倍增管电压的波动和触发阂值的波动。其他一些 因素如大气湍流,卫星角反射器阵列的方位还未被完 全认识,来自卫星的相干辐射, 也均可产生随机的影 响。 为了免除这类随机影响, 对数据的预处理来讲, 必须 确定超限差测量成果的探测程序、数据平滑程序和 随后的标准点计算程序。具有高重复率的先进激光 测距系统能有效地减少标准点的误差(即约100个回 波的平均值联合系统误差和偶然误差将产生较高的 统计概率) 。
激光测月距离改正数
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月球轨道改正 • 从距离方程可知，月球轨道运动对所观测的距离产生影响， 而月球质心位置由月球星历给出，其位置不准确必然带来 影响，因此需要将月球轨道相关的参数作为待估参数求解 • 它们包括 • 月球平黄经，平近点角，升交点角距 • 月球轨道偏心率，月球轨道倾角，地月平均距离 • 月球平均运动，日月角距等 • 并作相对论效应改正。
激光测距定轨原理
t o c， c r R 2
M 3 N 3 o c xi p j Ek X lm v （5.3） i 1 xi j 1 p j k 1 Ek l 1 m1 X lm 6
激光测月观测方程
则观测距离在太阳系质心 坐标系可表示为（5-88）； 距离方程线性化后可得观 测方程（5-91）； 注意上式中ρ0′为单程距离， 实际测量为双程距离，且 激光往返地月时间在2.5秒 左右，可以认为这期间偏 导数的变化可忽略； （5-91）式改写为 （592）；
Rp rq （5 88） R p R Re； rq r rm o c pi （5-91） Pi o c 2 pi （5-92） Pi

1976年5月4日, 美国发射了一颗专供激 光测距用的“ 激光地球动力学卫星” (Lageos )。它的密度很大, 轨道高约 5900公里,偏心率很小, 倾角110度, 表 面密布了426块角反射器, 轨道稳定, 几 乎不受地球重力场的干扰, 因而可以获 得极高的预报精度和测距精度。
它的发射成功, 使激光测卫工作进入了一个新 的阶段。
激光测月距离改正数
与月球相关的改正
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月球天平动改正
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一般称月球旋转速率的变化为经度方向上的自由天平动； 旋转轴绕它的Cassini位置和惯量主轴的运动称为纬度方 向上的自由天平动； 它们类似于地球运动中的岁差和章动现象； 另外月球非对称性产生的受迫天平动都会对反射镜位置 带来影响，需要加以改正； 相关参数也可作为待估参数求解。
激光卫星测量系统
激光仪分类
2）根据其构造及精度分 – 第一代： 脉冲宽度在10～40ns， 测距精度约为1—6m。多数采用 带调Q开关的红宝石激光器。 – 第二代：脉冲宽度2～5ns，测距 精度为30～100cm,多数采用了脉 冲分析法 ； – 第三代：脉冲宽度为0.1～0.2ns, 测距精度为1～3cm，多数采用锁 模Nd:YAG激光器 。能在计算机 控制下实现对卫星的自动跟踪和 单光子检测技术。
激光测月
激光测月观测方程


由于地球和月球轨道星历是以太阳系质心坐标系给出的，因 此激光测月的观测方程常在太阳系质心坐标系中建立； 右图给出了激光测月技术中的几何关系。



S为太阳系质心 Oe为地球质心 Om为月球质心 P为观测站 Q为月球激光后向反射镜 R为地球质心至太阳系质心距离； r为月球质心至太阳系质心距离 Rp为观测站至太阳系质心距离 rq为激光反射镜至太阳系质心距离 Re为观测站至地球质心距离 rm为激光后向反射镜至月球质心距离 ρ为观测站至月球激光后向反射镜距离，即观测距离；
激光测卫
激光卫星测距原理
D=C.⊿t/2+ ⊿D ⊿D为测距改正数
激光卫星测量系统
激光测距系统
主要包括地面部分和空间部分 空间部分为带后向反射镜的卫星 地面部分则包括： 激光发生系统、激光光学发射和接收系统、光学系统转 台、激光脉冲接收处理系统、时间间隔计数器、时间系 统； 标校系统、计算机控制记录系统、基石、电源系统、保 护系统； 最后为数据传输系统。
激光测卫改正数
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激光测距观测值误差改正 测距仪仪器常数改正 • 不同仪器之间的常数改正 • 地面大气延迟改正 观测时间改正△t= △t1+ △t2+ △t3 • △t1为工作钟与标准时间之间的差异； • △t2为工作钟取样时刻和激光脉冲信号的发射时刻之间 的差异，也称为触发延迟改正； • △t3为信号传播时间改正，从激光脉冲离开测距仪至到 达卫星间的时间，△t3=S/c 大气延迟改正 卫星上的反射棱镜偏心改正 潮汐改正 相对论改正
激光测距定轨原理
已知卫星和测站到地心的距离 R，r; r是通过卫星的运动方程积分得到的，由于 卫星绕地球的运动受到多种摄动力的作用， 而与之相应的摄动力学模型并不完善，加 上积方运动方程所需的卫星初始状态和算 法上带来的误差，使得计算的卫星星历表 不准确; 另外，测算的空间位置矢R是由台站的大 地坐标转转换到空间坐标系中，这就要考 虑到大地坐标的准确与否及地球极移、地 球自转、章动、岁差等。 因此，理论计算的距离值ρc与相应时刻的 观测值ρo是不会完会相同的。