eo卫星激光反射器的结构设计
星载激光反射器阵列的有效反射面积分布的计算
*星载激光反射器阵列的有效反射面积分布的计算张柯(榆林学院能源化工学院，陕西榆林)摘要：星载激光反射器的有效反射面积直接影响卫星激光测距的回波强度,反射器阵列的形状决定了有效反射面积的分布. 推导了星载不同倾角的角反射器在不同天区的有效反射面积的计算公式, 并以神舟四号轨道舱的类圆台形的激光反射器阵列为例, 给出了有效反射面积分布的数值计算结果.关键词:卫星激光测距激光反射器有效反射面积星载激光反射器一般是由多个角反射器组成的反射器阵列. 角反射器是由3 个相互垂直的反射面和1 个入(出)射面构成的四面体锥状棱镜. 一束激光从四面体棱镜的底面入射, 依次经过3 个直角面的反射后, 出射光与入射光平行, 但方向相反. 如果被测卫星是对地心定向的, 假定星载角反射器的法线指向地心, 对某一测距站, 当卫星位于不同的观测天区时, 角反射器入射角的变化会引起有效反射面积的变化, 直接影响卫星激光测距的回波强度. 当卫星位于测距站的天顶, 激光对角反射器的入射角为零, 有效反射面积最大. 卫星处于低仰角时, 入射角变大, 对应的有效反射面积减小, 甚至不能反射, 给观测带来一定的困难. 所以单个角反射器不能兼顾卫星激光测距的有效观测天区. 为了使低仰角观测时的有效反射面积增大, 需要若干个角反射器, 且使其法线朝测站方向倾斜不同的空间角度, 组成有效的反射器阵列. 因此, 激光角反射器阵列的倾角设计和有效反射面积分布的计算是十分必要的. 本文推导了星载不同倾角的反射器在不同天区的有效反射面积的计算公式, 并以神舟四号类圆台形的激光反射器为例, 给出了有效反射面积分布的数值计算结果.1 角反射器的有效反射面积角反射器的入射角和相对有效反射面积的关系如下式[1h = 2 • (sin -1 m • m • tan i ) • cos i r 0 ð1 sin i 02 1/2 式中 µ (1 2tan i r ) , i r sin ny 示相对有效几何面积, i 0 示光束入射角, i r 示光束折射角, n 示反射器介质的折射率. 通常激光角反射器由熔石 英材料制成, n =1.455. 当 i 0=0 时, y =1.卫星高度角与法线指向地2 心的角反射器的入射角关系图 1 所示是卫星、地心和测量站 的几何关系.在 EOS 中, 有sin i sin(90 el ) . R R h S所以图 1 卫星、地心和测量站的几何关系 E 示地心, O 示测量站, S 示卫星, R 示地球平均半径, 取 6371 km, h S 示卫星轨道高度, el 示卫星的仰角, i 示入射光线对角反射器的入射角R sin i cos el . R h S 由于角反射器法线指向地心, 入射角只是仰角 el 与轨道高度 h S 的函数, 与方位角无关. 图 2 给出了不同卫星轨道 观测仰角与入射角的关系, 卫星仰角从 10°~90°变化时, 轨道高度 330 km 的卫星 对应的入射角变化最大, 约 70°左右, 轨道高度 10000 km 的卫星的入射角变化约 为 20°. 对于 10000 km 以下的卫星, 必须考虑由若干个不同法线方向的角反射器 组成的阵列来满足测量的需要. 同时要求有效反射面积在观测区域内分布对称 且尽可能均匀. 常用的一种选择就是类圆台结构的激光反射器, 如 ERS-1, ERS-2, GFO-1 和 JASON 等卫星的激光反射器. 此种结构的设计已用于神舟四号飞船轨 道舱上的激光反射器. 另外, 中国科学院上海天文台正在为韩国科学技术院卫星 技术研究中心的 STSat-2 卫星设计制造的一套激光反射器, 也采用了相似的设计. 3 类圆台形反射器的结构以神舟四号激光反射器为例, 反射阵列由 9 个角反射器组成, 固定在一个形 状近似圆台的铝合金基座上, 如图 3 所示. 每个角反射器均由熔石英材料加工而图2 不同卫星轨道观测仰角与反射器入射角关系成. 整个结构呈对称分布. 圆台中心的角反射器法线朝向地心, 其余8 块绕中心均匀分布, 其法线方向与中心角反射器法线均为8 角度, 角8 的选取原则是使卫星在有效观测天区内, 有效反射面积比较均匀, 使各点有较强的回波信号, 8 的选取与卫星轨道高度有可参照图2 进行选取. 同时, 考虑到低仰角时大气损关,图3 类圆台反射器阵列示意图耗较大, 设计8 角时, 应尽可能地照顾卫星处于低仰角的有效反射面积.4 类圆台激光反射器有效反射面积分布的计算4.1 不同倾角的角反射器的入射角的计算角反射器法线偏离地心一个空间角度, 就必然带来法线在空间的定向问题, 也就是说必须找到一个参考面, 使得法线与参考面之间有一个可度量的关系.选卫星的轨道面为参考面. 某一角反射器的法线方向做如下规定: 先使反射 器的法线以卫星地心连线为起始方向, 在轨道面内偏离地心方向 角, 然后再在 垂直轨道面内偏离轨道面þ 角. 此时反射器法线方向偏离地心方向一个特定的角 度, 此角度在卫星运行中, 保持不变. 由于法线方向的偏离使得测距站射来的激 光束对反射器的入射角计算变的较为复杂, 要用到 3 个坐标系之间的变换关系. 下面是 3 个坐标系的定义.(ⅰ) 星固坐标系(S-X s Y s Z s ): 卫星 S 为坐标原点, 卫星瞬时运动方向为 X s 轴向 前为正, 卫星与地心的连线为 Z s 轴向地心为正, Y s 轴按右手坐标系取.( ⅱ) 测站地平坐标系(O-X o Y o Z o ):以测站 O 为原点, X o OY o 是测站为中心的地球表面的切平面, Y o 轴指向卫星视轨道的最高点在 X o OY o 平面的投影方向,Z o 轴指向测站天顶的方向.( ⅲ) 地心坐标系(E-X e Y e Z e ): 将地平坐标系的原点移到地心, X e Y e Z e 轴分别与 X o Y o Z o 轴平行. 3 个坐标系的关系 示意如图 4.卫星在空间任意一点, 激光束对角反射器的入射角即为激光光束矢量与激光反射器法线之夹角. 现选取地心坐图 4 3 种坐标系的关系图标系为计算用的坐标系. 将激光光束矢 量从测站坐标系变到地心坐标系, 再将角反射器的法线矢量从星固坐标系变到地心坐标系, 只要求出该法线在地心坐标系中的矢量表示, 就可以很容易地得到 入射角.假定卫星在任意点(az, el), 方位角 az 是激光光束投影在 X o OY o 平面内与 X o 轴的夹角, 应说明此处的方位角与天文学中常用的方位角定义不同. 仰角 el 是激 光与 X o OY o 平面的夹角. 如图 4 所示.激光光束矢量在测站地平坐标系和地心坐标系中的单位矢量同为cos(el ) cos(az )L cos(el )sin(az ) .sin(el ) 在地心坐标系中, 卫星的位置单位矢量为sin(e ) cos(az )S sin(e ) sin(az ) .cos(e ) 这里 e 为卫星的地心角∠SEO , 从 SEO 可得: e arcsin[ q cos(el ) / r s ],式中q 为卫星对 O 站的斜距, r s 为卫星的地心距. 在星固坐标系中,反射器的法线 n x cos þ sin an n y sin þ. ncos þ cos a z 星固坐标系与地心坐标系的变换公式为 x e cos(az ) sin(az ) cos(az ) 0 s in(c ) cos(c ) 0 0 cos(e ) 0 1 0 sin(e ) y e sin(az ) 0 0 0 z e 0cos(c ) 1 cos(e ) 0 x s sin(c ) 0 y s ,1 z s 0 式中 c = arctan[tan(az )*cos(e )].在地心坐标系中, 反射器法线的单位矢量N x cos(az ) sin(az ) cos(az ) 0 0 N N y sin(az ) 0 1 N 0cos(e ) z 0 n x 0 1 sin(e ) cos(c ) sin(c ) cos(c ) 0 0 0 sin(c ) cos(e ) 0 0 n y , 1 n sin(e ) 0 z 激光束对反射器的入射角为 i =arccos(L ·N ). 显然, 入射角是卫星方位、仰角以 及反射器法线偏转角a 和þ 的函数. 所以激光反射器的有效反射面积也是卫星方位、仰角以及反射器偏转角a 和þ 的函数. 在反射阵列中, 将每个不同法线偏 转角的反射器的有效反射面积叠加, 即可求得卫星激光反射器阵列的总有效反 射面积.以神舟四号激光反射器为例的有效反射面积分布的计算结果 4.2 根据上述推导的公式, 以神舟四号轨道舱的激光反射器为例,计算了有效反图 5 卫星有效反射面积的分布图图 6 有效反射面积分布三维立体图射面积的分布. 选择8 为 50°, 轨道高度 h s 为 330 km, 图 5 给出了测站观测时卫星 有效反射面积的分布图. 图中以等高线的形式给出, 等高线所标数值为相对有效 反射面积, 单位为百分数. 取单个角反射器的反射面积为 100. 大圆是地平圈, 虚 线圆从外向里, 仰角分别为 10°, 30°, 50°, 70°等高圈, 中心是天顶. 图 6 是反射器 阵列的三维立体分布图. 可见, 卫星位于天顶时, 总有效反射面积约为 123. 卫星位于仰角 32°时, 有效反射面积最大, 约为150. 卫星位于仰角10°时, 有效反射面 积大于 70. 应该指出, 实际上神舟四号激光角反射器没有镀高反射膜, 对非镀膜 熔石英角反射器, 入射角大于 16.6°时 1), 角反射器不一定能满足全反射条件, 这 与入射光线的入射方位有关, 由于卫星运行方向的复杂性, 入射方位难以准确计 算. 因此实际的叠加总有效面积将会小于上述计算的值. 通过对神舟四号轨道舱 的激光测距实际观测情况的分析, 表明角反射器阵列的有效面积分布较均匀, 对 不同方位和仰角的轨道舱都能稳定地收到回波.5 结论本文所推导的公式适用于其他角反射器法线不指向地心的卫星激光反射器 阵列的设计和有效反射面积的计算, 可为将来的星载激光反射器阵列设计提供 参考.参 考 文 献1 Minott P O. Design of retrodirector arrays for laser rangi ng of satellites, NASA TM-X-723-74-122. Goddard Space Flight Center, March, 19742 Degnan J J. Millimeter accuracy satellite laser ranging: A review.Geodynamics: Technology Geodynamics Series, AGU,Contribu tions of Geode s y to。
导航卫星激光后向反射器研究
导 航 卫 星 激 光 后 向反 射 器研 究
钟声 远 ， 李长桢 ， 陈念 江 ， 徐广 平 ， 吕华 昌， 吴 健
（ 华北光电技术研究所 ， 京 １０ １ ） 北 ０ ０ ５
摘 要 ： 鉴于设 计 Ｇ ｌｅ ａｉｏ导航 卫 星上 激光 后 向反 射器 的需 要 ， 用 理 论 计算 和 实验 验 证 的 方 ｌ 采
ｌ 引 言
验结 果表 明采 用包 括光行 差角 补偿 在 内和非镀 膜设 计 的 Ｇ ｌｅ 后 向反 射器是 合 理 的。 ａｉ ｏ ｌ
２ 角反射 器 的反射 光特 性及 光行 差补偿 设计 ２ １ 反 射光特 性 ．
在２ ０世 纪 ６ ０年 代末 ， ． ． ｈｎ 和 Ｃ Ｏ Ａ ｌ Ｒ Ｆ Ｃ ａｇ ． ． ｙ ｅ
ｌ ｃｏｒ Ｔｈ ｒ ａ ｅ ｎ ｄ ｎ ｎ ｄｆｅ ｅ ｔｃ ｍ ｒａ ｇｅ ａ ｅ ｒｎｃ ｎ １ ｅｒ —ｅ ｃｏ ｓｗｉｈ ａ ｄ ｗｉｈ ｕｔｆ ｍ．Ｏｕ ｆｅ ｔ ． ｅ ｗｏ ｋ ｈ ｓ ｂ ｅ ｏ ｅ ｏ ｉｆｒ ｎ ｏ ｅ ｎ ｌ ｂ ｒａ ｅ ａ ｄ Ｏ３ｒ ｔｏ ｒ ｆｅ ｔ ｒ ｔ ｎ ｔｏ ｌ ｌ ｉ ｒ ｒ ｅ ｒｈｅ ｎ ｉ ａｅ ｔ ａ ：ｔｉ ｅ ｅ ｓ ｒ ｏ ｔｋｅ ａ ｒａ ｉｎ ｃ ｍｐ ｎｓ ｔｏ ｎ ｏ ａ ｃ ｕｎ ｎ ｔ ｅ ｃ ｍ ｅ — ｕ ｅ ｒｆｅ ｔｒ ｄ — ｅｓ ａｃ ｓｉ ｄ ｃ ｔ ｈ ｔ ｉ ｓ ｎ ｃ ｓ ａ ｔ ａ ｂｅ ｒｔｏ ｏ ｅ ａｉ ｎ ｉｔ ｃ ｏ ｔｉ ｈ ｏ ｙ ｒｃ ｂ ｅ ｃ ｏ ｅ ｌ
中图分类 号 ：Ｎ ４ Ｔ ２９ 文献标 识码 ： ． ＯＩ １ ． ９ ９ ｊｉ ｎ １０ －０ ８ ２ １ ． ８ ０ ３ Ａ Ｄ ：０ ３ ６ ／．ｓ ．０ １５ ７ ．０ １ ０ ．０ ｓ
卫星激光测距光路设计
4
机械结构设计
在进行接收光路机械结构设计时， 首先要满足光学
系统中光学元件的空气间隔和排布要求， 并在此基础上 保证机械结构具有足够的刚度和强度， 保证光学系统在 调试过程中的便捷性， 接收望远系统中， 主光学系统是最重要的组成部 分， 其成像质量的好坏， 直接影响第一像面后各光学系统 ， 的成像质量 而对主光学系统光学元件 （ 即主镜和次镜 ）
第 11 期
韩光宇 等： 卫星激光测距中接收光路光机结构设计
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的机械支撑， 是至关重要的。 为了减小温度梯度对主镜面形精度的影响， 主镜选 用热膨胀系数较小的微晶玻璃， 通光口径是 1 000 mm。 如图 4 所示。在工作过程中， 主镜需要围绕旋转轴 O 相 对于重力场在 俯 仰 角 α = － 90° ～ 90° 范 围 内 作 相 对 运 控制主镜上力的分布， 动。要设计合理的机械支撑结构， 当重力方向相对与主镜发生变化时， 使光学表面变化最 小， 主镜面形精度最好。根据主镜的运动方式， 通常设计 轴向支撑和径向支撑组合的方式； 当 α = 成中心轴定位， 0° 时， 只有轴向支撑起作用， 当 α = 90° （ 或 － 90° ） 时， 只 有径向支撑起作用， 当 α 在其他角度时， 两种支撑同时起 。 作用
当望远系统接收口径选取 1 000 mm 时， 对于 GEO 和 IGSO 卫星， N s = 4． 4 光电子； 对于 MEO 卫星， N s = 18． 5 光电子。 由于 GEO 卫星距离地面的高度为 36 000 km， 从卫 星返回地面的激光非常微弱。所以要求光电接收转换器 件必须具有极高的灵敏度和极快速的响应特性。 目前国 内外常用的是带有时间游动补偿功能的单光子雪崩二极 SPAD 作为光电接收探测器， 管 C通过采取有效抑制背 提高信噪比等措施， 可以满足测距要求。 景噪声， 3． 2 焦距选择 根据三路光学系统所选用的光电探测器接收靶面尺 利用式（ 2 ） 计算各路光学系统的焦距： 寸， f ' = φ / 2tan ω （ 2）
激光雷达扫描反射镜组件设计与分析
激光雷达扫描反射镜组件设计与分析摘要：为满足激光雷达大视场扫描检测实际要求，本文通过对反射镜材料选择和固定安装方法的讨论，设计一种适用于激光雷达检测系统的径向可调反射镜组件。
其结果表明，该组件总体结构设计合理，能满足实际应用要求。
关键词：激光雷达；扫描；反射镜；有限元分析随着光电检测技术的发展，对检测范围及精度要求也越来越高，对激光雷达扫描反射镜设计要求也越来越严格。
为满足大视场扫描检测要求，扫描反射镜的几何尺寸不断增大，提高了反射镜组件装配和调试难度；此外，由于扫描反射镜在工作中处于加速启动-匀速摆扫-减速停止-加速返回状态，因此需按预定速度曲线运动。
除良好的静态面形精度外，还需在运动中保持良好的动态面形精度；还需减少反射镜热变形特性、冲击、振动等对检测精度的影响，所以选择合适的制备材料，合理设计镜体和支撑结构，是提高扫描反射镜整体稳定性的有效途径。
一、相关概述激光雷达是以发射激光束探测目标的位置、速度等特征量的雷达系统。
其工作原理是向目标发射探测信号(激光束),然后将接收到的从目标反射回来的信号(目标回波)与发射信号比较,作适当处理后,就可获得目标的有关信息,如目标距离、方位、高度、速度、姿态、甚至形状等参数,从而对目标进行探测、跟踪、识别。
由激光发射机、光学接收机、转台和信息处理系统等组成，激光器将电脉冲变成光脉冲发射出去，光接收机再把从目标反射回来的光脉冲还原成电脉冲，送到显示器。
按工作方式可分为脉冲、连续波激光雷达；根据探测技术的不同，分为直接探测型、相干探测型激光雷达。
此外，反射镜是一种利用反射定律工作的光学元件。
按形状可分为平面、球面、非球面反射镜；按反射程度，可分成全反、半透半反反射镜(又名分束镜)。
二、扫描反射镜材料的选择在选择反射镜材料时，必须考虑机械特性、工艺特性、热力学特性等因素，这三个参数对检测系统的整体光学性能、力和热耦合下的成像效果与连续工作的可靠性均较为重要。
当前，熔石英、微晶玻璃、碳化硅、铍和铝合金等是最常用的制备材料。
【doc】机载角反射器阵列设计
机载角反射器阵列设计第32卷第5期2011年9月应用光学JournalofAppliedOpticsV o1.32No.5Sep.2011文章编号:1002—2082(2011)05—0835—05机载角反射器阵列设计李建超,高明,苏俊宏(西安工业大学光电工程学院,陕西西安710032)摘要:低轨目标目前流行的类半球状布阵方式的远程角偏小,测距盲区较大.对角锥棱镜进行研究分析,依据角反射器光束入射角度允许变化范围,合理分布角反射器,设计了一机载激光反射器装置,外形尺寸为ll9mm×88.8mm,共有15个角锥棱镜,底面切割成正六边形,底面边长为15.5mm,底面对边距为26.87mm,有效通光口径为25mm,高为19mm.考虑到角反射器的速差效应及其补偿要求,角锥棱镜最大角误差为5",面形最大误差为5.通过合理设计,比较单层角反射器,增加了入射光允许的角度范围,大大减小了低轨目标的测试盲区.关键词:角反射器;激光测距;有效反射区域;角反射器阵列中图分类号:TN202;P228.5文献标志码:AAirbornecubecornerretro'reflectorarrayLIJian—chao,GAOMing,SUJun—hong(SchoolofOpt0electronicEngineering,Xi'anTechnologicalUniversity,Xi'an710032,Chin a)Abstract:Dome—likestructureareextensivelyusedinlOW—orbittargetandithasthedisadvanta—gesofsmallremoteangleandlargeblindzone.Basedontheresearchofthecubecornerprism andtheallowablevariationrangeofincidentangle,wedesignedaairbornelaserretro—reflectordevicewithadimensionof119mm×88.8mm,composingof15cubecornerprisms.Theun—dersurfaceofthecubecornerretro—reflectorwascutintoregularhexagonwith15.5mmside lengthand26.87mmdistanceofoppositeedges.Theclearapertureandtheheightofthecube cornerare25mmand19mmrespectively.Consideringtheeffectofspeeddifferenceandtom —pensationrequirements,thedesignedmaximumangleerrorofcubecornerretro—reflectorwas5,paredwiththesingle—layercornerre —flectors,theallowablerangeofincidentangleswasincreasedandtheblindzoneoflow—orbit targetwasreducessignificantly.Keywords:cubecornerretro—reflector;laserranging;effectivereflectionarea;cubecornerretro—reflectorarray引言角反射器是一个三维光学元件,具有定向反射的特点,因此,在测试过程中为了增加飞行目标表面对信号的反射率,常常在目标表面设置反射器,常采用角反射器阵列形式,也称合作目标laserretroreflectarray.配合激光测距设备,测定激光脉冲从观测点到装有角反射器阵列目标的往返时间间隔,计算出观测点至目标距离,实现精确测距,同时还可以利用激光实时监测其运动速度,加速度,轨道轨迹等参数,进行有效跟踪.角反射器是激光测距系统中的重要组成部分,广泛应用于飞机,导弹,人造卫星等激光测距系统中[】],是实现高精度测距和精密定轨的关键技术.卫星激光合作目标技术研究在我国乃至世收稿日期:2010—1i-29;修回日期:2010—12—20作者简介:李建超(1973一),男,陕西汉中人,讲师,硕士,主要从事光学仪器方面的研究工作.E-mail:****************'836?应用光学2011,32(5)李建超,等:机载角反射器阵列设计界,都是一个较新的前沿课题引,很多研究者为此开展了大量的理论_4和应用研究工作.目前研究角反射器阵列的测试目标多为卫星等高空目标.卫星合作目标多设计为正方形,正六边形,Jt/\边形的阵列,对于低轨卫星,目前流行的类半球状布阵方式的远程角偏小,测距盲区较大.本文以飞机等低空活动目标为对象设计角反射器阵列,采用3层类半球形结构,减小了测试盲区.1角反射器的反射特性角锥棱镜是由3个两两相互垂直的面与一斜面构成的四面体棱镜,相当于正方体切掉的一个角.角反射器的反射特性是:当光线从底面一定范围内入射,经角锥棱镜反射后,出射光从入射光平行方向反向出射,但并非任意位置,任意角度入射都平行反向返回.入射光线位置不同,在角锥棱镜内部的反射顺序也不相同,经角锥棱镜任意一反射面反射后的出射光线与入射光线相对于角锥棱镜顶点相互对称,如图1所示.图l角锥棱镜结构及反射特性示意图Fig.1Schematicdiagramofstructureandreflec- tioncharacteristicofcubecornerprism2角反射器相对有效反射面积分析如上所述,光线从底面入射,经角锥棱镜反射后,并非任意位置,任意角度入射,出射光都平行出射,只有在角锥棱镜底面一定区域入射光才能在棱镜内部经3次反射后由底面平行反向出射,这一区域称为有效反射区如图2剖面线部分.入射光线的入射角不同,有效反射区面积也不等,光线在棱镜的有效反射区内入射是保持棱镜正常工作的必要条件.,图2角锥棱镜的底面有效反射区Fig.2Effectivereflectionareaofprism'Sun- dersurfaee2.1垂直底面入射时角锥棱镜有效反射面积单个角反射器是四面体锥状棱镜,考虑到安装的实际需要,常将底面切割成正六边形或者圆形,以增加角反射器的稳定性.当激光正入射时,正六边形或者圆形角反射器的最大有效反射面积A分别为A一挲Lz厶式中:L为正六边形角反射器底面边长.本机载角反射器设计为,底面切割成正六边形,底面边长为15.5mm,底面对边距为26.87mm,有效通光口径为25ITlm,高为19mm.当入射光垂直底面入射时,单个角反射器最大有效反射面积的理论计算值为624.171Tim0t/\'..C.'●/',图3入射,反射区的有效反射区俯视图Fig.3Topviewofeffectivereflectionareaof incidentandreflectionzones2.2倾斜于底面入射时棱镜有效反射面积[5]入射光线倾斜入射底面时,由于经过顶点所作的与入射光线平行的对称轴位置发生变化,相应的入射孑L径中心以及出射孔径中心位置均发生偏移,且不再重合,有效反射区的位置也发生变应用光学2011,32(5)李建超,等:机载角反射器阵列设计?837? 化,面积减小.图4入射角与底面几何关系示意图Fig.4Relationshipbetweenincidentangleandinci—dentplane式中:是入射光线与棱镜大面法线之间的夹角;是人射光线在大面内的投影与A0之间的夹角(O是棱镜顶点0在大面内的投影).1)当人射光中心与反射光中心距离较小时,有效反射面是六边形,重叠区域面积为√3(W一D)——一实际有效反射面积为√3(.～D.)cosO22)当入射光中心与反射光中心距离较大时,有效反射面是四边形,实际有效反射面积为cosO(W--Dcos9)(2W+Dcosg--~f3sin9).式中:D为人射孔径中心0到出射孔径中心距离;W为正入射有效反射面的正六边形边长.本机载角反射器棱镜设计选用玻璃K9,折射率为1.5163.当角锥棱镜处于3次反射的工作状态时,角越小反射光束宽度愈大,角度越大反射光束宽度愈小.当角锥棱镜处于2次或单次反射工作状态时,反射率虽然比较高,但是其工作条件苛刻,不易控制,因而视其为非工作状态_9].因此,在设计时按有效反射面为六边形时最大入射角设计安排角锥棱镜的位置.3角反射器阵列设计1)角锥棱镜设计理论上,只有当角锥棱镜是理想状态时,入射光进入棱镜经3个直角面反射后,出射光才与入射光平行反向出射.理想的CCR除了材料必须均匀且各向同性外,直角面的面形及直角面之间的9O. 夹角都应该是无误差的.参考以前研究者口]的研究结果,最终设计的角锥棱镜采用K9玻璃,直角最大角误差为5,4个面面形最大误差为5,3个直角面镀内反膜,反射率≥95,底面镀增透膜,透过率≥95.2)角反射器的分布设计被测目标运动时,运动姿态是不断变化的.因此,要保证不同角度角反射器能将测试激光束返回,须安装角反射器阵列.由于是低轨目标,为增加反射面积,减小测试盲点,本机载角反射器阵列设计了3层分布结构,每层5个,共15个角锥棱镜,整个壳体呈类半球体,相邻5面组成5棱锥体,选用航空铝材LY12,外形尺寸为119mm×88.8mm.结构如图5所示.(b)图5角反射器阵列结构图Fig.5Structureofcubecornerretro-reflectorarray3)角反射器光束入射角度允许变化范围角反射器底面与被测目标用3个M5螺钉联接,安装方位及允许的入射角范围如图6所示.依据反射有效面积的计算方法,在一个周期内,方位角越接近6O.,保证有效反射面为六边形所允许的入射角就越小,此时允许的最大入射角为30.36引.因此,入射角度允许变化范围按方位角为6O.时计算,可以得到任意安装方位时入射光的最小允许变化范围.838?应用光学2011,32(5)李建超,等:机载角反射器阵列设计3030.一b图6测量方向投影与航线投影共线时入射角度允许变化范围Fig.6Allowablevariationrangeofincidentanglewhenmeasuringdirectionprojectionandroutesprojec—tionarecoilinear图6设计结构中,1～8分别表示了8个不同位置的角锥棱镜,当测量方向投影与航线投影共线时,O.～9O.范围主要由角锥棱镜2和3反射,假设此时光线恰以60.方位角入射,则入射光线的允许变化范围为O.～84.35;9O.～180.范围主要由角锥棱镜1,7和8反射,由于角锥棱镜7和8允许的入射角方向在一锥体范围内,故角锥棱镜1在19.23范围内不能反射的激光光束由角锥棱镜7,8 反射.由上述分析可以得出,当测量方向投影与航线投影共线时,入射角度允许变化范围为0.～84.27和95.25～180..当0为0.时,允许的最大入射角为61.10.l.因此,将角锥棱镜的投影与壳体底面垂直方向安装,入射角度允许变化范围为O.～180.,即被测目标在O.～180.范围内无测试盲点.4)圆周方向入射角度允许变化范围由于每层角锥棱镜按正五边形分布,有效反射面是以六边形计算的,棱镜任意方位入射的最大入射角为3O.36.(30.21),故圆周方向有5个I1.18的盲区.但由于激光入射时光束照射到被测目标的角锥棱镜4和6,此时角锥棱镜5同时被照射,可以在仰角大于19.23范围内反射,补偿了角锥棱镜4和6在1lO18范围内的盲区.由上述分析可以得出:入射光仰角大于19.23时,圆周方向360.无盲区,仰角小于19.23时,每隔108.有11.18 的盲区.角锥棱镜单层分布入射角度允许变化范围为锥体30.21,盲区较大.图7圆周方向入射角度允许变化范围Fig.7Allowablevariationrangeofincidentanglealongthe circumferencedirection4结论设计了一机载角反射器阵列,阵列将角锥棱镜分3层分布.当测量方向投影与航线投影共线并合理安装时,有效反射范围为0～180.,无盲区;当测量方向投影与航线投影不共线时,仰角大于19.23时,360.范围无盲区,仰角小于19.23时每隔108.有11.18的盲区.由此可见,设计的机载角反射器阵列大大减小了低轨目标的测试盲区.参考文献:[1]卫丕昌.计算机辅助激光合作目标的研制[J].光学精密工程,1996,4(6):7-12.WEIPi—puteraideddevelopoflasercoop—erativetargets[J].OpticsandPrecisionEngineering,1996,4(6):7-12.(inChinesewithanEnglishab—stract)[2]胡冰,熊耀恒.嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计口].天文研究与技术,2008,5(2):156—160.HUBing,XIONGY ao—heng.Thedesignofthecube cornerretro—.reflectorarrayonChangElunarexplo—' rationsatellite[J].AstronomicalResearch&Tech—应用光学2011,32(5)李建超,等:机载角反射器阵列设计?839? 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嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计
[doc] 嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计Vol_5No.2Jun.,2008天文研究与技术(国家天文台台刊)ASTRONOMICALRESEARCH&TECHNOLOGY第5卷第2期2008年6月CN53—1189/PISSN1672—7673嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计胡冰,熊耀恒(中国科学院国家天文台云南天文台,云南昆明650011)摘要:分析了探月卫星激光测距的必要性和可行性,提出了安装在其上面的角反射器阵列的设计方案,并介绍了角反射器的有效反射面积,发散角,分布设计,安装和环境适应性.关键词:激光测距;角反射器中图分类号:P228.5文献标识码:A文章编号:1672—7673(2008)02—0156—05 激光测距是一项综合技术,它涵盖激光,光电探测,自动控制,空间轨道等多个学科领域.1964年10月,美国NASA发射了第一颗带有角反射器的卫星”Beacon—B”,并很快实现了对它的激光测距.经过40多年的发展,激光测距技术在各方面都取得了很大的进步.它的原理是:通过精确测定激光脉冲从地面观测点到装有角反射器卫星的往返时间间隔,从而算出地面观测点至卫星的距离.这种为了增加对信号的反射率而在目标表面设置的反射器,称为合作目标(LaserRetro—reflectArray,简称LRA),通常采用角反射器阵列_1].角反射器是一种高精度的光学元件,它的应用可以增大激光脉冲回波能量,增加仪器的测程,提高测距精度等.用角反射器阵列作为合作目标,不但可以减小合作目标的尺寸和重量,提高合作目标视场角,还可对激光传输中因大气非均匀性引起的畸变进行光学补偿(准相位共轭作用),减小光束发散角.目前,国际上对角反射器阵列的设计,针对低轨卫星,通常采用半球或半圆台结构;而对于高轨卫星,一般只能采取平面布阵,又分为正六边形密接布阵和圆形平面布阵两种形式.本文根据探月卫星在高空中运行的一些特点,拟采用正六边形密接布阵的形式,这样既可以减轻角反射器阵列的重量,又可以减少角反射器阵列所占面积,由此而很好的解决了飞行器上的负载和空间有限的问题.1探月卫星激光测距的必要性分析“嫦娥一号”探月卫星目前应用VLBI(VeryLongBasetineInterferometry)技术精密定轨.VLBI是一种射电干涉技术,它通过无线电干涉的方法,将间隔数百乃至数千千米的一些射电望远镜,合成为巨大的综合孔径望远镜阵,其等效直径为望远镜之间的最长间隔即基线长度.通过延长基线,VLBI能获得极高的分辨率,是目前分辨本领最高的天文观测技术,也是目前测角精度最高的定轨方法.中科院VLBI网测角精度可以达到百分之几角秒,甚至更高,为”嫦娥一号”探月卫星的精密定轨做出了贡献.但是,单一的依靠VLBI技术精密定轨还存在一些缺陷,如果能够配合其它的定轨方法将会获得更好的结果,激光测距技术就是很好的选择.激光测距技术在测距精度上,由最初的米量级发展到今天的厘米量级,正在向毫米量级发展.到目前为止,精确到厘米量级的地月间的激光测距是对月球测距精度最高的定轨方法.同样,对探月卫星的激光测距也是测距精度最高的定轨方法.因此,将激光测距观测到的数据与VLBI技术观测得到的数据相结合,定能比单一的使用一种方法定轨的精度高得多.收稿日期:2007—11—19;修定13期:2007—12—19作者简介:胡冰,女,硕士,研究方向:激光测距2期胡冰等:嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计目前,月球激光测距技术仍面临很大的困难,它的最大问题是:地面观测站接收到的从月面角反射器反射而回的激光光子数太少,只达到单光子探测的程度.而影响探测回波光电子数的因素很多,有些是既定因素,无法改变;有些因素是可以改变,但局限于当前的技术水平和观测站的物质条件,目前也只能维持现状.但有些因素还是可以改变的.因此,对激光测距技术做进一步的研究,为将来进行激光测月做好前期准备,是中国探月工程的需要.2探月卫星激光测距的可行性分析传统的且目前广泛采用的激光测距回波光电子数方程为:7r式中,?为在接收器件光敏面上产生的平均光电子数;E.为每个激光脉冲能量(532nm);N为每焦耳激光光子数;A为目标上角反射器有效面积;A,为接收镜面有效面积;Ta 为大气对激光的透过率;为发射系统光路的透过率;Tr为接收系统光路的透过率;77为接收器件的量子效率;O/为衰减因子(包括反射器效率,大气抖动,湍流等影响);R为地面测站与目标之间的距离;0为经过整个系统后的激光发散角;0为角反射器发散角.将云南天文台1.2m望远镜激光测距系统的参数值代人上式,取可利用的最大有效反射面积为15836.8ram(激光从不同方向入射时,可利用有效反射面积的最小值),以”嫦娥一号”探月卫星的轨道变化为参考,计算得到激光能量,探月卫星高度不同时,探月卫星激光测距的回波光电子数,具体数值参见表1(0.5J/脉冲为现有激光器所能达到的能量,2J/脉冲为预计达到的能量).表1探月卫星激光测距回波光电子数Table1Laserrangingechooptoelectronicnumbersofthelunarexplorationsat ellite由表1可以看出,探月卫星激光测距是完全可以实现的,但由于大气湍流的影响,激光回波方向光行差的影响以及探月卫星白天激光测距时天空背景的影响,使得实际激光测距时的回波光电子数要比理论计算值少,所以安装在其上面的角反射器阵列的合理,实用的设计与分布就显得尤为重要.3角反射器的设计3.1角反射器的有效反射面积单个角反射器是由三个相互垂直文研究与技术(国家天I文台台刊)5卷77=n-t/.t一taniT)COS式中=(1一:2tani),i:sin(sini./n).77为相对有效几何面积,.为光束入射角,i为光束折射角,n为反射器介质的折射率.探月卫星上空间有限,所以安装在其上面的角反射器尺寸受到了一定的限制.根据这样的要求,该设计拟采用底面为正六边形的角反射器,这样可以在尺寸受限的前提下获得最大的有效反射面积.角反射器的参考尺寸:底面对边距为31.5mm,有效通光口径为30.0mm,高为25.0mm.假设激光正入射,计算得到单个角反射器的最大有效反射面积为700.0mm.3.2角反射器的发散角在理想情况下,一束激光从底面入射,相继经过三个直角面的反射后,出射光束将以与入射光束平行的方向反向射出.但由于角反射器反射面的面形误差(表面不平度),两面直角的角度误差以及通光口径的衍射效应等因素的影响,出射光束将相对于入射光束发生一定角度的偏离,从而引出了角反射器发散角的问题.角反射器的物理光学性能分析较为复杂,其远场衍射能量分布是远距离激光测量中最重要的一项参数.在理想的角反射器中,出射光的远场能量分布与一般光学系统一样,同样受光的衍射的支配.内接圆切割角反射器的前向视图以及入射偏振光方向示意如图1所示.三条棱以及它们在相应侧面的投影将圆底面分割为6部分,相当于6个子孔径,在正入射情况下,从某一部分(No.1)入射的光线,将从对面的部分(No.4)出射.如果不考虑入射光线的偏振性,而且是全反射(反射后光线的振幅和相位都不变),则整个角反射器在夫琅和费衍射下的光强分布和相同大小的圆孔一样,是爱里斑图1圆切割角反射器的前向视图以及入射偏振光方向示意Fig.1Schematicofthefrontfacepartitionandincidencepolarizedlight 根据不同的需要,角反射器加工精度的要求是不同的,对于用在探月卫星上的角反射器加工精度要求较高,对其面形误差和角度误差的要求也将是较高的.我们知道随着面形误差和角度误差的增加,角反射器发散角的发散程度将增加.结合云南天文台1.2m望远镜激光测距系统的实际情况,在加工过程中将引入合适的面形误差和角度误差,将角反射器的发散角控制在2,3.,3.3角反射器的分布设计,安装和环境适应性探月卫星从发射到进入轨道前直至在轨道上运行,其运动姿态是不断变化的,要保证在各个方向上都有激光可以射到角反射器上,必须在其上安装角反射器阵列.以”嫦娥一号”探月卫星为参考,它的星体形状是2000mm×1720mm×2200ram的立方体,两侧各有一个太阳帆板,该设计将角反射器阵列分别装置在立方体每个面的四个角上,共装置24个角反射器阵列,如图2所示,这样不管卫星2期胡冰等:嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计159如何运动,都可以保证有激光束射到角反射器阵列上.(b)图2角反射器阵列分布.(a)整体,(b)局部每个角反射器阵列又由8个角反射器单元构成,紧密地安装在角反射器阵列的基座上.基座的尺寸为98mm×118mmx28mm,采用铝合金材料,经整体加工而成,具有重量轻,刚度好的特点,能适应星际环境温度的剧烈变化,使得每个角反射器在独立安装时能获得良好的稳定性.角反射器阵列的基座设计见图3.图3角反射器阵列基座,尺寸为98mm×118mm×28mm4结论本文的工作主要集中在两方面:首先是对角反射器的设计,其材料选用熔石英玻璃,以适应星载环境的激烈变化;底面切割成正六边形结构,以减轻角反射器自身的重量和占地面积.其次是角反射器阵列在探月卫星上的合理,实用分布,将24个角反射器阵列分别装置在立方体每个面的4个角上,l6O天文研究与技术(国家天文台台刊)5卷以满足激光从任何方向入射,都可以射到角反射器上.致谢:本文的工作得到了云南天文台1.2m望远镜激光测距团组全体老师和同学的大力支持,在此表示衷心感谢!参考文献:[1][2][3][4][5]万强,郭延龙等.卫星激光测距合作目标技术现状和进展[J].激光与光电子学进展,2005,42(5):20,23.王绍民,赵道木.矩阵光学[M].北京:高等教育出版社,2000.160,168.扈荆夫,李鑫等.星载激光反射器阵列的有效反射面积分布的计算[J].中国科学G辑,2004,34(1):114,120.王古常,王小兵,孙斌等.卫星激光合作目标中角反射器的密接布阵设计[J].中国激光,2004,31(6):673,676.叶叔华,黄碱.天文地球动力学[M].山东:山东科学技术出版社,2000.103.TheDesignoftheCubeCornerRetro—ReflectorArrayonChangELunarExplorationSatelliteHUBing,XIONGYao—heng(NationalAstronomicalObservatories/YunnanObservac0ry,ChineseAcad emyofSciences,Kunming650011,China)Abstract:TheneedandthefeasibilityoftheLaserRangingusingthelunarexpl orationsatellite.andthe designproposalofthemountedcubecornerretro—reflectorarrayarepresent edinthispaper.Theeffectivereflectionarea,beamdivergence,distributiondesign,mountingandthecircu mstanceadaptabilityofthecubereflectorarealsointroduced. cornerretro—Keywords:LaserRanging;cubecornerretro—reflector。
基于有限元的某卫星通信天线反射体的设计
基于有限元的某卫星通信天线反射体的设计卫星通信天线的设计是基于有限元方法的反射体设计。
在设计该天线反射体时，首先需要了解有限元方法以及其在反射体设计中的应用。
有限元方法是一种数值分析方法，广泛应用于工程领域中的结构分析、声学分析和电磁场分析等问题。
该方法将被研究的结构划分为有限数量的网格单元，称为有限元。
通过对每个有限元的特性进行计算，再将它们组合起来进行整体性能分析，从而获得结构的行为和性能。
在卫星通信天线反射体的设计中，有限元方法可以用于优化反射体的形状和尺寸，并确定其在电磁场中的响应。
以下是该反射体设计的一般步骤：1.初步设计反射体：通过经验或基于理论的方法，确定反射体的大致形状和尺寸。
2.建立有限元模型：将反射体划分为有限数量的网格单元，并确定每个单元的适当尺寸和形状。
通常，在中心和边缘区域需要更多的单元来更好地表示复杂的形状。
3.定义边界条件：为有限元模型定义适当的边界条件。
这些条件一般包括电磁场的入射波和边界上的电磁辐射条件等。
4.求解有限元问题：利用有限元软件求解有限元问题，得到电磁场的分布和反射体的响应。
5.优化设计：根据求解结果，根据反射体的电磁场分布和性能要求，进行反射体的形状和尺寸的优化。
这可以通过改变有限元模型中的参数来实现。
6.验证设计：通过验证设计的反射体模型，验证其性能是否满足设计要求。
可以使用实验测量和数值仿真来验证。
在进行卫星通信天线反射体设计时，有限元方法能够帮助设计者进行反射体的优化设计，提高对电磁波的反射效果和通信性能。
通过对反射体形状和尺寸的优化，可以获得更高的反射效率和增益，从而提高天线系统的性能。
总之，基于有限元方法的卫星通信天线反射体设计可以通过逐步优化反射体的形状和尺寸，实现对电磁波的高效反射和天线系统的高性能设计。
该方法在天线工程中具有广泛应用前景，可以满足不同应用领域对天线性能的要求，为卫星通信提供更好的服务。
卫星角反射器的设计
卫星角反射器的设计
周辉;李松;石岩;翁兴涛;胡克伟
【期刊名称】《光电工程》
【年(卷),期】2005(032)011
【摘要】以角反射器远场衍射理论为依据,提出了利用角反射器参数补偿速差的技术方案.即通过改变角反射器参数的大小,使得接收光斑的极值中心刚好回到测站位置,以弥补速差效应的影响.采用角反射器衍射光学理论与采用传统理论所得的卫星角反射器补偿角之间存在差异,这种差异随着轨道高度的不同而发生变化.以德国Champ卫星上角反射器为例,运用角反射器衍射光学理论进行了设计,设计所得的单角误差-3.70″与Champ卫星提供的-3.8″非常相近,而且按两者结果模拟得到的接收强度仅相差0.6%,从而验证了设计方法的正确性和可靠性.
【总页数】5页(P25-29)
【作者】周辉;李松;石岩;翁兴涛;胡克伟
【作者单位】武汉大学,测绘科学与技术学院,湖北,武汉,430079;武汉大学,电子信息学院,湖北,武汉,430079;武汉大学,电子信息学院,湖北,武汉,430079;武汉大学,电子信息学院,湖北,武汉,430079;武汉大学,电子信息学院,湖北,武汉,430079
【正文语种】中文
【中图分类】TH761
【相关文献】
1.卫星激光角反射器的远场衍射光强研究 [J], 钟声远;徐广平;吴键
2.卫星激光测距角反射器阵列的设计 [J], 洪韬
3.嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计 [J], 胡冰;熊耀恒
4.辽宁省国家卫星导航定位基准站角反射器的设计与安装 [J], 卜兵
5.辽宁省国家卫星导航定位基准站角反射器的设计与安装 [J], 卜兵
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卫星激光反射器有效反射面积的计算与测试
Ｃａ ｃ ａ ｉ ｎ ｎ ｍ ｅ ｓ ｅ ｅ ｆｔ ｆｅ ｔｖ ｅ ｅ ｔｖｅ ｌｕｌ ｔｏ ａ ｄ ａ ｕｒ ｍ ｎｔｏ ｅ ｆ ｃ ｉ ｅｒ ｆ ｃｉ ｈｅ ｌ
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理论计 算及 实测结果表 明，当卫星 高度低于 １６ ５ ｍ 时，为保证在卫星的可观测 区域 内，反射 器均有较 大的反射 ４２ ｋ
面积，应对 角反射 器镀 以 高反射膜 ，使反射 器的有效反射面积不受反射 器位置 角的影响 。 关键 词：卫 星激 光测距 ；激光反射 器；有效反射 面积
中 图 分 类 号 ：Ｔ ７ ４５ Ｎ２ ８ Ｈ ４ ．，Ｔ ４ 文 献标 志码 ：Ａ
ｐ ｓｔ ｎ ａ ｇ ｅ ｏ ｔｏ ｒ ｆｅ ｔ ｒａ ｄ ｔ ｅ Ｅ ｏ ｉ ｏ ｌ ｆｒ ｒ －ｅ ｃｏ ｎ ＲＡ， ｎ ａ ｃ ｌ ｔｄ ｔ ｅ ｒ ｌｔ ｅ ａ ｅ ｆｓ ａ ｅ ｂ ｒ ｅ ｒ ｔｏ ｒ ｆｅ ｔ ｒｉ ｉ ｅ ｎ ｉ ｎ ｅ ｌ ｈ ａ ｄ ｃ ｌｕ ａｅ ｅ ａｉ ａ ｏ ｐ ｃ － ｏ ｎ ｅ ｒ －ｅ ｃｏ ｄ ｆ ｒ ｔ ｈ ｖ ｒ ｌ ｎ ｅ
Ｋｅ ｏｄ ：ｓｔｌｅ ａｅ ｎ ｉｇ（Ｌ ）ｒｔ － ｆ ｃｏ；ｆ ｃ ｖ ｆ ｃｉｅ ｒａ Ｅ ） ｙｗ ｒ ｓ ａｅ ｉ ｓｒａ ｇｎ Ｓ Ｒ ；ｅ ｏｒｌ ｔｒｅ ｅｔ ｅ ｅ ｅｔ ｅ （Ｒ ｌｔｌ ｒ ｒ ｅｅ ｉ ｒｌ ｖ ａ Ａ
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第 ３ 第 １ 期 ４卷 ０
２０ ０ ７年 ｌ ０月
光 电工 程
Ｏｐｔ Ｅｌｃ ｒ ｎｉ ｏ— ｅ ｔｏ ｃＥｎｇ ｎ ｅ ｉ ｇ ｉ ｅ ｒｎ
Ｖｏ ．４， ｏ．０ １３ Ｎ １
区域观测卫星激光反射器有效反射面积的设计
收 稿 日 期 ：２０１５—０６—２４： 修 订 日期 ：２０１５—０９—２７ 基 金 项 目 ：国 家 自然 科 学 ＝ｔ￣ （Ｕ１２３１１０７，１１３０３０７４） 作 者 简 介 ：程 志 恩 （１９８８一），男 ，博 士 生 ，主 要 从 事 卫 星 激 光 测 距 技 术 与 应 用 方 面 的 研 究 。 Ｅｍａｉｌ：ｃｚｅ＠ｓｈａｏ．ａｃ．ｃｎ 导 师 简 介 ：张 忠 萍 （１９６ｏ一），男 ，研 究 员 ，博 士 生 导 师 ，主 要 从 事 卫 星 激 光 测 距 技 术 与 应 用 方 面 的 研 究 。Ｅｍａｉｌ：ｚｚｐ＠ｓｈａｏ．ａｃ．ｃａ
（１．中 国科 学 院上海 天文 台，上 海 ２０００３０；２．中 国科 学 院大学 ，北 京 １０００４９； ３．中国科 学院上 海光 学精 密机械 研 究所 ，上 海 ２０１８００）
摘 要 ：卫 星激 光反射 器阵列 结构 决定有 效反 射 面积 分布 ，进 而影 响激光 回波强度 。在 某 些小 型卫 星 应 用 中，地 面 台站 只 需对 卫 星局 部 天 区过 境观 测 ，但 激 光反射 器 需数 十 平 方厘 米的 有 效反射 面积 。且 对质 量和 尺寸有 限 制 ，需合理 设计 激光 反射 器 阵列排 布指 向以满足 大的有效 反射 面积 应 用需求 。推导 了不 同指 向 角反 射 器有 效反射 面积 计 算模 型 ，并 以某一局 部 天 区观 测 的低 轨 卫 星激光反 射 器为例 ，给 出了有 效反 射 面积 的仿 真结 果 ，并进行 了实验 室测试 。结果表 明 ，局部 天 区观测 卫星激 光反射 器的有 效反射 面积设计 与 测试 结果相 符 ，为 区域观 测卫 星激光反 射 器应 用奠 定 了基 础 。 关键 词 ：光 学设 计 ； 有 效反射 面积 ； 激光 反射 器 中 图 分 类 号 ：ＴＮ２４９ 文 献 标 志 码 ：Ａ ＤｏＩ：１０．３７８８／ＩＲＬＡ２０１６４５．０２２９００５
卫星激光测距角反射器阵列的设计
卫星激光测距角反射器阵列的设计
洪韬
【期刊名称】《地理空间信息》
【年(卷),期】2012(010)006
【摘要】论证了角反射器单体无法满足低轨道大跟踪弧段轨道卫星全观测范围内的激光测距任务要求,针对半球形类圆台结构的角反射器阵列进行了模拟计算,得出阵列的角反射器单体个数为9的结论和阵列中单体的排布方式。
【总页数】3页(P44-46)
【作者】洪韬
【作者单位】华中光电技术研究所武汉光电国家实验室,湖北武汉430074
【正文语种】中文
【中图分类】P228.5
【相关文献】
1.旋转角反射器阵列对SAR-GMTI的无源遮蔽干扰方法 [J], 周阳;房明星;毕大平;沈爱国
2.机载光学角反射器阵列的结构设计 [J], 李亮;孙华燕
3.嫦娥探月卫星上角反射器阵列的设计 [J], 胡冰;熊耀恒
4.机载角反射器阵列设计 [J], 李建超;高明;苏俊宏
5.一种X波段全向雷达角反射器阵列设计 [J], 赵虎辰
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OMEGA型空间太阳能电站聚光镜与光电转换系统设计
OMEGA型空间太阳能电站聚光镜与光电转换系统设计OMEGA型空间太阳能电站聚光镜与光电转换系统设计一、引言随着全球能源需求的不断增长以及传统能源资源的日益枯竭，太阳能作为一种无污染、可再生的清洁能源逐渐受到人们的重视。
而太空中的太阳辐射强度更高，且不受大气层等因素的限制，因此开发利用太空太阳能具有巨大的潜力。
本文主要介绍了一种OMEGA型空间太阳能电站聚光镜与光电转换系统的设计。
二、OMEGA型空间太阳能电站聚光镜设计OMEGA型空间太阳能电站聚光镜具有多个反射面，能够将太阳辐射聚光到太空太阳能电池的表面，提高光电转换效率。
首先，我们需要确定聚光镜的形状和尺寸。
为了提高聚光效果，采用了抛物面反射器的设计。
通过光学设计软件进行模拟和优化，确定了合理的抛物面曲率和直径，使聚光镜的反射能力最大化。
接下来是选择材料，由于太空环境的恶劣条件，聚光镜需要具备耐高温、耐辐射和耐腐蚀等特性。
常用的材料有石英玻璃、铝薄膜和耐高温塑料等。
根据实际需求，我们选择了石英玻璃作为聚光镜的材料。
然后，对石英玻璃进行表面处理，增加其反射能力和耐腐蚀性能。
在聚光镜的安装过程中，需要考虑到太空环境的真空和温度等因素对材料性能的影响，确保聚光镜的稳定性和可靠性。
同时，为了减小材料的重量和尺寸，减轻卫星的负载，可选用薄膜聚光镜，将其叠层在硬质基底上。
三、OMEGA型空间太阳能电站光电转换系统设计光电转换系统是将聚光镜聚集的太阳能转化为电能的关键部分。
此处，我们采用了高效率太阳能电池作为光电转换组件。
为了提高系统的效率和可靠性，采用了多级串联的方式。
首先，通过多级串联的结构，可以提高整体的电压输出，进一步提高电池的工作效率。
其次，每个电池模块之间采用并联的方式，以保证整个系统的工作稳定性，降低单个电池模块失效的影响。
此外，为了保证光电转换效率，需要选择合适的太阳能电池材料。
近年来，多结太阳能电池的研究取得了显著进展，如硅基多结太阳能电池、高效率砷化镓太阳能电池等。
卫星激光反射器质心改正的概率模型
卫星激光反射器质心改正的概率模型赵群河;王小亚;何冰;张忠萍;陈婉珍;陈宏宇;蒋虎;胡小工【摘要】卫星激光测距通过测量激光脉冲在地面观测站和卫星之间的往返时间来计算卫星到测站的距离。
激光反射器位置到卫星质心的距离即质心改正(C oM)需要精确标定，以提高卫星测距精度。
卫星激光反射器的质心改正误差主要由角反射器分布效应引起，质心改正与激光束的入射角、角反射器排列结构和地面测距站位置有关。
卫星角反射器对光子的反射概率与反射器的有效雷达截面积成正比，本文对角反射器的有效雷达截面面积进行拟合，建立以入射角为随机变量的概率模型，计算了球形LAGEOS‐1/2的质心改正值，基于长期观测数据使用不同质心改正值进行了精密定轨，分析了其加权残差变化。
同时，对BeiDou‐M3的角反射器为平面阵列的情况进行了讨论，计算了质心改正值，用一个月的数据进行精密定轨。
试验结果表明，基于概率理论的模型在精密轨道中与国际激光测距服务(I LRS)公布的结果相当，说明概率模型适用于球型卫星或非球型卫星。
%Satellite laser ranging system calculates the distance from ground‐based observatories to satellites using the round‐trip travel time of laser pulse.The position of retro‐reflectors o n satellites needs to be corrected which is helpful to improvie the measuring precision of satellite laser ranging.The correction errors of center‐of‐mass(CoM)are mainly caused by the distribution effects of retro‐reflectors on satellites. CoM is related t o incident angle,structural alignment of retro‐reflectors and ground‐based position.Based on the reflecting probability of photons for retro‐reflectors is proportional to the cross sections of retro‐reflectors,the cross section area of corner reflectors is fitted and the probabilistic model is established using incident angle asthe random variable.The corrections of CoMs of spherical satellite such as LAGEOS‐1/2 are calculated and different CoMvalues are applied for SLR precise orbit determination using lo ng‐term full rate observation data with different WRMS results analyzed.At last,for the planar array ret‐ro‐reflectors,the CoMs of BeiDou navigational satellite such as BeiDou‐M3 are also calculated and analyzed using one month SLR full rate data.The result shows that the calculated CoMs based on probability theory have the comparative precision in SLR precise orbit determination.【期刊名称】《测绘学报》【年(卷),期】2015(000)004【总页数】7页(P370-376)【关键词】卫星激光测距(SLR);精密轨道确定;质心改正;北斗卫星导航系统;laser geodetic satellite (LAGEOS)【作者】赵群河;王小亚;何冰;张忠萍;陈婉珍;陈宏宇;蒋虎;胡小工【作者单位】中国科学院上海天文台，上海 200030; 中国科学院研究生院，北京100049; 宇航动力学国家重点实验室，陕西西安710043;中国科学院上海天文台，上海 200030; 宇航动力学国家重点实验室，陕西西安 710043;中国科学院上海天文台，上海 200030; 中国科学院研究生院，北京 100049; 宇航动力学国家重点实验室，陕西西安 710043;中国科学院上海天文台，上海 200030;中国科学院上海天文台，上海 200030;上海微小卫星工程中心，上海 201203;上海微小卫星工程中心，上海 201203;中国科学院上海天文台，上海 200030; 宇航动力学国家重点实验室，陕西西安 710043【正文语种】中文【中图分类】P225.21 引言卫星激光测距（satellite laser ranging，SLR）利用人卫激光测距仪测得的激光脉冲往返于测站和卫星之间的时间换算为两者之间的距离［1］。
试验卫星激光反射器的设计和试验
第47卷第2期Vol.47 No.8红外与激光工程Infrared and Laser Engineering2012年2月Aug.2018试验卫星激光反射器的设计和试验吕华昌，陈念江，钟声远，李楠楠，李长桢，郭丽娜，吴健，耿园园(固体激光技术重点实验室，北京100015)摘要：M S1和M S2试验星是我国首批设计寿命10年的中高轨导航卫星，为提高在轨精度和实现卫星精密定位，作为舱外有效载荷，两颗卫星均标配搭载了激光反射器。
卫星激光反射器光学设计应考虑远场衍射等物理光学影响，不能仅考虑几何光学理论设计。
以试验星反射器为例，基于角反射器光学远场衍射能量分布理论为基础，采用最大雷达截面法进行反射器尺寸优化，利用角度补偿法进行速差补偿角设计，对反射器表面加工精度、反射表面特性、切割方式等光学参数进行优化分析计算，并通过合理的机械结构和材料设计，解决了高量级力学环境、330 !高低温度交变、10年空间辐照寿命等环境适应性问题。
试验星光学测试结果表明：参数设计合理，可实现远场环带能量在预定观测区域的最大化，在轨观测数据表明反射器工作正常，测距精度、测距范围等指标满足预期设计，理论设计和实践相符，这对今后同类激光反射器的设计具有借鉴和指导意义。
关键词！激光反射器；卫星激光测距；光机设计；环境适应性中图分类号：TN249 文献标志码：A DOI：10.3722/IRLA201247.0206005Design and test of laser reflectors for test satellitesLv Huachang, Chen Nian j iang, Zhong Shengyuan, Li Nannan, Li Changzhen,Guo Li"na@Wu Jian, Geng Yuanyuan(Science and Technology on Solid-State Laser Laboratory, Beijing 100015, China)Abstract: Lives of MS1 and MS2 are 10 years, they are first high orbit navigation satellites of China. In order to improve orbit accuracy and realize the precise positioning of satellites, the two satellites were equipped with laser retro-reflectors. For the optical design of laser retro-reflector, the far-field diffraction of physical and optical properties should be considered besides the design theory of geometrical optics. Taking the test satellite reflector as an example, based on the corner reflector optical far field diffraction energy distribution theory, the reflector size was optimized by using the maximum radar cross section method, the laser retro-reflector aberration was compensated by the angle compensation method, the optical parameters, such as the reflector surface machining accuracy, surface reflection characteristics, cutting mode were optimizated and analyzed, and environment adaptability problems, for example, the high level mechanical environment, 330 !high temperature, alternating 10 years life space radiation, were solved through the rational design of the mechanical structure and materials. Optical test results show that the parameters are reasonable, can realize the far field energy maximization in predetermined observation area, at the same time, observation data on orbit shows that the reflector works properly,收稿日期：2012-03-11"修订日期：2012-04-20作者简介：吕华昌(1972-),男，髙级工程师#主要从事激光器及其激光应用领域光机结构设计方面的研究。
激光器及其驱动器电路原理与光模块核心电路设计
激光反射镜原理及应用激光反射镜是利用激光光束在反射镜上的反射来实现光束的传输、聚焦和定位的光学元件。
它主要由反射镜片和反射腔组成。
反射镜片通常采用金属镜片或光学玻璃，具有高反射率和耐激光功率密度的特点。
反射腔则是指将激光光束反复地在反射镜片之间来回反射，从而形成稳定的工作模式。
激光反射镜的原理基于光的反射定律，即入射角等于反射角。
当激光光束照射到反射镜表面时，由于反射率的高，光束几乎全部被反射，而只有极小部分被吸收。
同时，激光的能量密度会导致反射镜发热，对反射镜材料和镀膜产生一定的影响。
激光反射镜有着广泛的应用。
首先，激光反射镜可以用作激光传输和聚焦的光学元件。
通过反射角的选择，可以实现对激光光束的传输和聚焦，有效控制激光的能量和方向性。
其次，激光反射镜也可以用于激光定位和测量。
通过反射镜的布置和调整，可以精确地控制光束的方向和位置，实现对物体的定位和测量。
此外，激光反射镜还可以用于激光切割、焊接和打标等工业应用中。
通过激光的聚焦和定位，可以实现高精度和高效率的激光加工。
除了以上的应用，激光反射镜还广泛应用于科研领域。
例如，在光谱分析中，激光反射镜可以通过改变反射角来选择特定波长的激光光束。
在激光实验中，激光反射镜可以用于调整激光的路径和干涉装置的构建。
此外，激光反射镜还可以用于激光雷达和光纤通信等领域的研究和应用。
总的来说，激光反射镜作为激光技术的重要组成部分，具有着广泛的应用。
通过反射镜材料和结构的选择，可以实现对激光光束的传输、聚焦和定位。
激光反射镜在工业和科研领域都具有着重要的作用，推动了激光技术的发展和应用的拓展。
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·激光应用技术·
Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏ 卫星激光反射器的结构设计
吕华昌， 陈念江， 钟声远， 李楠楠， 耿园园
（ 固体激光技术重点实验室， 北京 １ ０ ０ ０ １ ５ ）
摘㊀要： 卫星激光反射器的结构设计是激光反射器设计的重要内容， 本文以 Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏ 卫星激光 反射器为例， 阐述了中高轨导航卫星激光反射器结构设计所需解决的问题和措施途径， 包括结 构总体布局、 角反射器组件结构、 材料设计、 减振缓冲、 静电防护、 热控技术等； 并针对航天环境 载荷（ 结构装配、 恒加速度、 振动、 冲击、 热循环等） ， 对激光反射器的机械和光学性能影响进行 了分析、 计算和讨论， 以此验证结构设计的可行性； Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏ 卫星实际测距效果理想进一步表明 Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏ 反射器结构设计的合理。 关键词： 激光反射器； 结构设计； 环境应力； 机械和光学性能 中图分类号： Ｔ Ｎ ２ ４ ９ ㊀㊀文献标识码： Ａ ㊀㊀Ｄ Ｏ Ｉ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ ５ ０ ７ ８ ． ２ ０ １ ８ ． ０ ７ ． ０ ０ ７
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第４ ８卷㊀ 第 ７期㊀ ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀激 光 与 红 外 ㊀２ ０ １ ８年 ７月㊀㊀㊀ ㊀ ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｌ Ａ Ｓ Ｅ Ｒ ㊀＆ ㊀Ｉ Ｎ Ｆ Ｒ Ａ Ｒ Ｅ Ｄ
Ｖ ｏ ｌ ４ ８ ， Ｎ ｏ ７ Ｊ ｕ ｌ ｙ ， ２ ０ １ ８
Hale Waihona Puke １ ０ ０ １ ５ ０ ７ ８ （ ２ ０ １ ８ ） ０ ７－ ０ ８ ３ ８ ０ ６ ㊀㊀文章编号：
（ Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎ ｃ ｅａ ｎ ｄＴ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙｏ ｎＳ ｏ ｌ ｉ ｄ Ｓ ｔ ａ ｔ ｅＬ ａ ｓ ｅ ｒ Ｌ ａ ｂ ｏ ｒ ａ ｔ ｏ ｒ ｙ ， Ｂ ｅ ｉ ｊ ｉ ｎ ｇ １ ０ ０ ０ １ ５ ， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ ） Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ｔ ｈ ｅｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎｏ ｆｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅｌ ａ ｓ ｅ ｒｒ ｅ ｔ ｒ ｏ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒｉ ｓａ ｎｉ ｍ ｐ ｏ ｒ ｔ ａ ｎ ｔｐ ａ ｒ ｔｏ ｆｌ ａ ｓ ｅ ｒｒ ｅ ｔ ｒ ｏ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ Ｔ ａ ｋ ｉ ｎ ｇ ｔ ｈ ｅ Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅ ｌ ａ ｓ ｅ ｒ ｒ ｅ ｔ ｒ ｏ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ａ ｓ ａ ｎｅ ｘ ａ ｍ ｐ ｌ ｅ ， ｔ ｈ ｅ ｐ ｒ ｏ ｂ ｌ ｅ ｍ ｓ ａ ｎ ｄｓ ｏ ｌ ｕ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ｉ ｎｈ ｉ ｇ ｈｏ ｒ ｂ ｉ ｔ ｎ ａ ｖ ｉ ｇ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅｌ ａ ｓ ｅ ｒ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎｗ ｅ ｒ ｅｄ ｉ ｓ ｃ ｕ ｓ ｓ ｅ ｄ ， ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｉ ｎ ｇｔ ｈ ｅｏ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｌ ｌ ａ ｙ ｏ ｕ ｔ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ， ｃ ｏ ｒ ｎ ｅ ｒ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ａ ｓ ｓ ｅ ｍ ｂ ｌ ｙ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ， ｍ ａ ｔ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ， ｄ ａ ｍ ｐ ｉ ｎ ｇ ， ｅ ｌ ｅ ｃ ｔ ｒ ｏ ｓ ｔ ａ ｔ ｉ ｃｐ ｒ ｏ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎａ ｎ ｄｔ ｈ ｅ ｒ ｍ ａ ｌ ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｔ ｅ ｃ ｈ ｎ ｏ ｌ ｏ ｇ ｙ Ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅｓ ｐ ａ ｃ ｅｅ ｎ ｖ ｉ ｒ ｏ ｎ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｌ ｌ ｏ ａ ｄ （ ａ ｓ ｓ ｅ ｍ ｂ ｌ ｙ ， ｃ ｏ ｎ ｓ ｔ ａ ｎ ｔ ａ ｃ ｃ ｅ ｌ ｅ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ， ｖ ｉ ｂ ｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ， ｓ ｈ ｏ ｃ ｋ ， ｔ ｈ ｅ ｒ ｍ ａ ｌ ｃ ｙ ｃ ｌ ｉ ｎ ｇ ， ｅ ｔ ｃ ） ， ｔ ｈ ｅｉ ｎ ｆ ｌ ｕ ｅ ｎ ｃ ｅｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｍｏ ｎｍ ｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ ａ ｎ ｄｏ ｐ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｐ ｒ ｏ ｐ ｅ ｒ ｔ ｉ ｅ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｌ ａ ｓ ｅ ｒ ｒ ｅ ｔ ｒ ｏ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｗ ｅ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ， ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄａ ｎ ｄｄ ｉ ｓ ｃ ｕ ｓ ｓ ｅ ｄ ， ａ ｎ ｄａ ｃ ｔ ｕ ａ ｌ ｒ ａ ｎ ｇ ｉ ｎ ｇ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｏ ｆ Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏｓ ａ ｔ ｅ ｌ ｌ ｉ ｔ ｅｆ ｕ ｒ ｔ ｈ ｅ ｒ ｓ ｈ ｏ ｗｔ ｈ ｅｒ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｉ ｔ ｙｏ ｆ Ｇ ａ ｌ ｉ ｌ ｅ ｏｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ Ｋ ｅ ｙｗ ｏ ｒ ｄ ｓ ： ｌ ａ ｓ ｅ ｒ ｒ ｅ ｆ ｌ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｓ ； ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ａ ｌ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ； ｅ ｎ ｖ ｉ ｒ ｏ ｎ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｌ ｓ ｔ ｒ ｅ ｓ ｓ ｅ ｓ ； ｍ ｅ ｃ ｈ ａ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ ａ ｎ ｄｏ ｐ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ ｐ ｒ ｏ ｐ ｅ ｒ ｔ ｉ ｅ ｓ