何蕓，劉祺,，田偉，段會宗，葉賢基*，范淑華，李語強(qiáng)

（1. 華中科技大學(xué) 物理學(xué)院，武漢 430074；2. 中山大學(xué) 物理與天文學(xué)院，天琴引力物理研究中心，珠海 510275；3. 中國科學(xué)院 云南天文臺，昆明 650011）

地月第二拉格朗日點衛(wèi)星激光測距技術(shù)研究

何蕓1，劉祺1,2，田偉2，段會宗2，葉賢基2*，范淑華2，李語強(qiáng)3

（1. 華中科技大學(xué) 物理學(xué)院，武漢 430074；2. 中山大學(xué) 物理與天文學(xué)院，天琴引力物理研究中心，珠海 510275；3. 中國科學(xué)院 云南天文臺，昆明 650011）

介紹了月球/中繼星激光測距的科學(xué)意義、研究狀況和發(fā)展趨勢；研究了地月第二拉格朗日點（L2點）純反射式激光測距技術(shù)和任務(wù)設(shè)計，主要包含單體大孔徑激光角錐反射器的設(shè)計與研制，以及基于云南天文臺1.2 m望遠(yuǎn)鏡的月球/中繼星激光測距系統(tǒng)研究。研究結(jié)果表明：采用單脈沖能量3 J和10 ns脈寬脈沖激光器，預(yù)期系統(tǒng)能接收到的單脈沖回波光電子數(shù)約為0.74，單光子測距精度優(yōu)于1 m。

地月第二拉格朗日點；月球激光測距；激光反射器

0 引 言

月球激光測距技術(shù)是研究引力物理、月球內(nèi)部結(jié)構(gòu)和地球物理的重要手段。自從1969年人類首次實現(xiàn)月球激光測距以來，測距精度由最初的米級提高到目前的厘米級，相關(guān)參數(shù)的測量精度也相應(yīng)提高了兩個數(shù)量級。激光測月臺站測距的能力在不斷升級，比如美國的Apache Point臺站標(biāo)準(zhǔn)點數(shù)據(jù)達(dá)到了毫米的（隨機(jī)誤差）精度水平，新臺站的加入（比如將來南半球激光測月臺站的加入）和新一代的月球激光反射器的研制[1-2]將共同促進(jìn)下一代毫米級精度（包含隨機(jī)誤差和系統(tǒng)誤差）的月球激光測距發(fā)展。

毫米級精度的月球激光測距對引力物理的研究（包括等效原理的檢驗、萬有引力常數(shù)隨時間的變化、地月距離尺度的牛頓反平方定律的檢驗、后牛頓參數(shù)的測量等）具有極其重要的價值（見表 1）[3-5]。由于上述引力和相對論檢驗是利用地球和月球質(zhì)心之間的距離進(jìn)行各種物理效應(yīng)的推算，而月球激光測距測量的是月球表面（反射鏡）和地球表面（測距臺站）的兩點間距。因此，月球激光測距數(shù)據(jù)被用于研究地月系統(tǒng)動力學(xué)的同時，也可被用于對地球和月球的非球形和粘彈性等性質(zhì)的研究（包括地月系統(tǒng)動力學(xué)、月球內(nèi)部結(jié)構(gòu)、地球物理/大地測量學(xué)等）[6-7]。

表 1 下一代毫米級月球激光測距實驗在引力物理方面的科學(xué)目標(biāo)Table 1 The scientific objectives in gravitational physics for the next generation of lunar laser ranging experiments with mm-level precision

我國探月工程“嫦娥4號”將在月球背面進(jìn)行著陸探測，并將于2018年發(fā)射一顆通信中繼星。中繼星將圍繞地月系統(tǒng)的第二拉格朗日點（L2點）沿半徑約為1.2萬 km的暈軌道運行，距離地球約45萬 km[8-11]。中繼星將搭載大孔徑空心激光反射器，配合地面激光測距臺站進(jìn)行激光測距實驗；同時檢驗大孔徑激光反射器的性能，也為下一代月球激光反射器提供技術(shù)驗證。

1 研究進(jìn)展與發(fā)展趨勢

衛(wèi)星激光測距技術(shù)始于20世紀(jì)60年代，1964年，美國國家航空航天局（NASA）戈達(dá)德空間飛行中心（Goddard Space Flight Center）第一次成功對裝有角反射器的衛(wèi)星Beacon Explorer B進(jìn)行了激光測距。衛(wèi)星激光測距的基本原理為測量激光脈沖在觀測站和衛(wèi)星之間的往返飛行時間，從而得到觀測站和衛(wèi)星之間的距離。具有對電磁干擾不敏感，測量精度高、測量速度快等優(yōu)點，主要用于對衛(wèi)星軌道的高精度測量。此外，還在地球動力學(xué)、大地測量學(xué)、地球物理學(xué)以及天文學(xué)方面有很多的科學(xué)應(yīng)用，例如參與建立全球大地參考框架、確定地球質(zhì)心和時變重力場、研究大陸板塊構(gòu)造運動機(jī)制等。

1.1 研究進(jìn)展

目前，國際上共有近70個激光測距觀測站。1998年9月，國際激光測距服務(wù)組織（International Laser Ranging Service，ILRS）成立，對所有觀測站的觀測和數(shù)據(jù)應(yīng)用進(jìn)行指導(dǎo)和協(xié)調(diào)[12]。所有的觀測數(shù)據(jù)都可通過網(wǎng)絡(luò)共享。我國共有5個固定觀測站，分別是北京、上海、武漢、昆明和長春站。此外，還有1個位于武漢的流動觀測站，1個位于阿根廷的海外合作觀測站，以及3個北斗專用站。

衛(wèi)星激光測距技術(shù)發(fā)展50多年以來，提高測距精度和觀測數(shù)據(jù)量是兩大主要的目標(biāo)。衛(wèi)星激光測距的精度最初僅有幾米。隨著高能量的短脈寬激光器的發(fā)展，目前的精度已經(jīng)達(dá)到幾毫米。新型固體激光器技術(shù)的不斷發(fā)展，也使得測距頻率從幾十Hz發(fā)展到目前的kHz甚至是10 kHz，從而有效地獲取了更多的觀測數(shù)據(jù)。1994年，美國首先提出了針對近地衛(wèi)星的高重復(fù)頻率測距的SLR2000系統(tǒng)[13]。1999年，奧地利Graz觀測站成為國際上首個實現(xiàn)kHz常規(guī)觀測的臺站[14]。近年來，隨著各種濾波技術(shù)發(fā)展和衛(wèi)星軌道預(yù)報精度的提升，白天衛(wèi)星激光測距技術(shù)得到了長足的發(fā)展，使得基于激光測距的全天時衛(wèi)星精密定軌和針對太陽同步軌道衛(wèi)星的觀測成為現(xiàn)實。兩者相結(jié)合的白天kHz衛(wèi)星激光測距成為了新的熱點和趨勢。2009年以來，我國的激光測距臺站也先后實現(xiàn)了白天kHz的衛(wèi)星激光測距[14]。

目前，衛(wèi)星激光測距主要的觀測目標(biāo)大都集中于距地400 km的低軌到3.6萬 km的地球同步軌道，并采用雙程激光測距技術(shù)（即記錄激光脈沖的往返傳輸時間）。對于中低軌道衛(wèi)星，反射器一般采用球形或者半球形的角錐陣列結(jié)構(gòu)；對于高軌衛(wèi)星，一般采用平面的角錐陣列結(jié)構(gòu)。限于觀測臺站的觀測時數(shù)，國際激光測距組織一般僅選取約50顆搭載激光反射器的飛行器進(jìn)行常規(guī)的激光測距。

圖 1 國際激光測距服務(wù)組織觀測站分布Fig. 1 The distribution of laser ranging stations of International Laser Ranging Service.

1.2 發(fā)展趨勢

近年來，隨著深空探測任務(wù)的增多，深空衛(wèi)星激光測距正成為熱門。對于月球或者超月球距離的空間飛行器，由于距離非常遠(yuǎn)，傳統(tǒng)的雙程激光測距技術(shù)得不到測距信號。為了解決回波光子數(shù)極少的難題，應(yīng)答式的單程激光測距技術(shù)（即測量脈沖的單向飛行時間）正在成為普遍選擇。2009年6月，NASA成功發(fā)射了月球勘測軌道飛行器（Lunar Reconnaissance Orbiter，LRO），10個激光測距站對其進(jìn)行了單程激光測距，標(biāo)準(zhǔn)點數(shù)據(jù)的精度達(dá)到5～10 cm。作為S頻段測軌技術(shù)的參考和補(bǔ)充，激光測距將LRO的徑向測軌數(shù)據(jù)精度提高到了15 cm[16-18]。2016年3月，歐洲航天局（ESA）成功發(fā)射了Exobiology On Mars（ExoMars）火星探測器，其上搭載可進(jìn)行單程激光測距的載荷[19]。2015年4月，日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）成功發(fā)射了“隼鳥2號”（Hayabusa-2）小行星探測飛船，并且在其66萬 km的近地點成功實現(xiàn)了單程激光測距[20-21]。

單程激光測距技術(shù)依靠在軌道飛行器上安裝的光電探測器和時間計時器，需要占用飛行器一定的資源，具有一定的技術(shù)復(fù)雜性。此外，測距精度的提高受限于測站和軌道飛行器的時間同步精度。若在超過地月的距離實現(xiàn)雙程激光測距，深空衛(wèi)星激光測距的精度有望得到顯著提高。2010—2013年期間，美國阿帕奇點觀測站對LRO進(jìn)行了10次雙程激光測距試驗，但沒有收到任何回波信號[22]。原因是LRO搭載的反射器反射截面太小，僅有月面Apollo 11反射器的1/50。搭載大口徑的單體激光反射器，同時提高反射截面和減小反射光發(fā)散角，是實現(xiàn)雙程深空衛(wèi)星激光測距的最優(yōu)方案[23]。

下一代激光測距臺站將采用波長1 064 nm的高功率脈沖激光器取代現(xiàn)有的波長532 nm激光器。主要原因是：1）波長1 064 nm激光的大氣穿透率比波長532 nm的激光更高；2）在其他規(guī)格相同的情況下，波長1 064 nm激光的功率比波長532 nm的激光更大。

2 激光測距任務(wù)設(shè)計

地月系統(tǒng)的第二拉格朗日點（L2點）與地球的平均距離約為45萬 km，距月背的距離小于8萬 km。我國探月工程中的“嫦娥4號”的中繼星將圍繞L2點運行，其軌道為半徑約1.2萬 km的暈軌道，如圖 2所示。針對月球中繼星，本節(jié)介紹了對其進(jìn)行激光測距的設(shè)計方案。

圖 2 地月第二拉格朗日點衛(wèi)星激光測距方案示意圖Fig. 2 The schematic diagram of laser ranging for satellite on the second Lagrange point of Earth-Moon system

中繼星激光測距的基本原理是通過精確測定激光脈沖從地面觀測站到中繼星激光反射器間的往返時間間隔（用?t表示），從而算出地面觀測站至目標(biāo)的距離（用R表示），R和?t的關(guān)系式為：R=c·?t/2，其中c為光速。

激光測距方程如公式（1）所示

其中：Ne為單脈沖回波光電子數(shù)；E0為激光單脈沖能量；Te為發(fā)射系統(tǒng)的光學(xué)效率；Tr為接收系統(tǒng)的光學(xué)效率；Ta為大氣透過率；As為目標(biāo)反射面積；Ar為接收望遠(yuǎn)鏡有效面積；ρt為目標(biāo)反射率；QE為探測器量子效率；α為衰減系數(shù)；R為距離；Div為激光發(fā)散角；Div1為（角反射器）反射光束發(fā)散角；h為普朗克常數(shù)；ν為激光頻率。

月球激光測距的距離約為38萬 km，根據(jù)式（1），測距回波光子數(shù)目與距離的4次方成反比關(guān)系，可接收到的光子數(shù)目非常有限，通常達(dá)到單光子甚至亞單光子量級。對于對地球的距離，中繼星比月球遠(yuǎn)約8萬 km，實現(xiàn)激光測距的難度更大。為了進(jìn)一步增加回波光子數(shù)目，我們將從地面激光測距系統(tǒng)和中繼星反射鏡兩方面的設(shè)計考慮。任務(wù)將從以下兩個方面提出解決方案：1）提高激光反射器的反射性能——在中繼星載荷重量要求的范圍內(nèi)設(shè)計反射面積盡量大、反射光發(fā)散角盡量小的激光反射器；2）采用高功率激光發(fā)射和大口徑望遠(yuǎn)鏡接收——利用云南天文臺現(xiàn)有1.2 m望遠(yuǎn)鏡系統(tǒng)和10 ns脈寬的高功率脈沖激光器（單脈沖能量為3 J）。

2.1 激光反射器

2.1.1 激光反射器選型

現(xiàn)有的月球激光測距實驗都是利用美國和前蘇聯(lián)20世紀(jì)70年代初放置于月球表面上的反射裝置。目前月球上共有5個反射器，它們分別是美國“阿波羅登月計劃”過程中安裝的“Apollo 11號”“Apollo 14號”和“Apollo 15號”號反射器，以及安裝在前蘇聯(lián)月球車“Lunakhod 1號”和“Lunakhod 2號”上的法國制造的反射器[24]。這些反射器經(jīng)過近半個世紀(jì)的使用，反射性能已經(jīng)大大降低（Apollo系列下降了10倍左右，而Lunakhod系列退化得更加嚴(yán)重[25]）。各個反射器的主要參數(shù)見表 2，其中Apollo 15反射器因為反射面積最大而貢獻(xiàn)了最多的月球激光測距數(shù)據(jù)，占月球激光測距數(shù)據(jù)總量的77.3%[2]。

表 2 月球上現(xiàn)有的反射器參數(shù)一覽Table 2 The corner cube retroreflectors on the Moon

隨著納秒級高功率脈沖激光技術(shù)的成熟發(fā)展，國際上的月球激光測距臺站利用重復(fù)測量的手段已經(jīng)把測距的統(tǒng)計誤差降低到毫米水平。但是由于月球天平動效應(yīng)的影響，月球上現(xiàn)有反射器的角錐反射鏡陣列結(jié)構(gòu)將會使激光脈沖發(fā)生展寬，導(dǎo)致15～45 mm的測距不確定度[5]，是目前限制月球激光測距精度進(jìn)一步提高的瓶頸。因此，新一代月球激光反射器將采用具有單一光學(xué)反射中心的單體大孔徑角錐反射鏡設(shè)計。

中繼星搭載的激光反射器將采用單體170 mm孔徑的設(shè)計方案，并且選用空心的反射鏡結(jié)構(gòu)（見圖 3）。這個設(shè)計方案有以下4點優(yōu)勢：①相比同孔徑大小的實體激光反射器，其重量僅為實體結(jié)構(gòu)的一半；②入射光在3個反射面通過反射膜反射，而非實體結(jié)構(gòu)則在鏡體介質(zhì)內(nèi)部進(jìn)行折射。因此，環(huán)境溫度的漲落導(dǎo)致的鏡體形變和介質(zhì)折射率變化對光束傳播路徑（光程）的影響更小[26]；③單體結(jié)構(gòu)消除了陣列結(jié)構(gòu)（具有多個反射點）的測距不確定度[1-2,5]；④根據(jù)衍射理論，較大的孔徑將使反射光束的發(fā)散角更小，反射到地面的激光光斑能量更加集中，有利于提高接收的回波光子數(shù)目[27]。

圖 3 單體空心激光反射器原理圖（左）和實物原型圖（右）Fig. 3 The schematic diagram（left）and prototype（right）of single and hollow laser retroreflector

2.1.2 激光反射器技術(shù)參數(shù)

為使地面臺站得到足夠的回波光子數(shù)目，需要使中繼星激光反射器與月球上最大的Apollo 15反射器有接近等效的反射性能。根據(jù)公式（2）的估算，170 mm孔徑的反射器可以滿足這個要求。選取了反射率為0.6的中空反射器（理想Apollo 15反射器為0.9），原因為：與中空反射器相比，陣列反射器的角錐數(shù)目雖然較多，但是由于大孔徑反射器具有較小光束發(fā)散角的優(yōu)勢，其綜合結(jié)果是單一170 mm角錐反射器的反射效率等同于具有300個38 mm角錐陣列的Apollo 15反射器。

中繼星激光反射器的具體參數(shù)如表 3所示。鏡體的材料為3片來自康寧公司的極低熱膨脹玻璃（ULE 7972），其熱膨脹系數(shù)優(yōu)于1×10–7/K，采用堿性催化粘結(jié)技術(shù)將3片玻璃粘接在一起（Hydroxide Catalysis Bonding）[28-29]。

表 3 激光反射器技術(shù)參數(shù)Table 3 Technical specifications of corner-cube retroreflector

2.1.3 激光反射器二面角精度

反射器的發(fā)散角可用以下公式計算：θ = 3.26nδ。其中n為折射率，對于空心反射鏡可取1。若要使激光反射器的反射光束發(fā)散角小于2″，則其二面角相對90°的允許偏差δ為0.6″。如圖 4所示，我們計算二面角偏差為0.6″時的夫瑯和費遠(yuǎn)場衍射圖案，從而定量評估地面激光測距臺站可以接收到的相對光強(qiáng)。

圖 4 3個二面角相對90°偏差均為0.6″的遠(yuǎn)場衍射圖案Fig. 4 The far field diffraction pattern of the CCR retroreflector for dihedral angle offsets of 0.6 arc-second

我們計算了不同二面角時的地面回波相對強(qiáng)度（見表 4），并以二面角偏差為0.6″情形下的云南天文臺的強(qiáng)度做歸一化。當(dāng)二面角較小時，由于遠(yuǎn)場衍射接近艾里斑，光行差效應(yīng)導(dǎo)致臺站在衍射光斑的能量中心外。隨著3個二面角同時增大，遠(yuǎn)場衍射光斑開始擴(kuò)大，大部分光強(qiáng)集中于由6個衍射分量組成的環(huán)狀帶上。當(dāng)二面角偏差為0.3″時，臺站可接收到的光強(qiáng)最大。二面角偏差為0.6″時，測距回波強(qiáng)度是最優(yōu)情況（二面角偏差0.3″）的大約1/4；二面角偏差為0.8″時，遠(yuǎn)場衍射光強(qiáng)相比0.6″時下降2個數(shù)量級；如果二面角補(bǔ)償超過0.8″，完全無法得到測距回波信號。

表 4 不同二面角偏差時遠(yuǎn)場衍射光斑在臺站位置的相對強(qiáng)度Table 4 The variation of relative intensity of far field diffraction pattern at ranging station with different offsets of dihedral angle

2.2 地面月球/中繼星激光測距臺站

2.2.1 測距系統(tǒng)設(shè)計

地面臺站主要包括望遠(yuǎn)鏡、激光器、跟蹤控制系統(tǒng)、激光發(fā)射系統(tǒng)、回波接收系統(tǒng)、時間頻率系統(tǒng)、測距控制系統(tǒng)、目標(biāo)成像系統(tǒng)、環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)、中繼星激光測距軟件系統(tǒng)等，測距系統(tǒng)示意圖如圖 5所示。通過各分系統(tǒng)協(xié)調(diào)工作，最終完成中繼星的精密跟蹤、精確指向，激光發(fā)射、回波探測等任務(wù)。

中繼星激光測距系統(tǒng)將基于云南天文臺1.2 m口徑望遠(yuǎn)鏡來設(shè)計，主要光路如圖 6所示，表 5給出了激光測距系統(tǒng)的主要參數(shù)選取情況。云南天文臺1.2 m口徑的望遠(yuǎn)鏡經(jīng)過改造（重新鍍膜），系統(tǒng)光路的效率得到了顯著的提高，是進(jìn)行中繼星激光測距的理想選擇。此外，將選用脈沖寬度為10 ns，單脈沖能量為3 J的532 nm波長脈沖激光器，確保首先取得米級精度的中繼星激光測距數(shù)據(jù)。然后，再將脈沖激光升級為脈寬小于100 ps的激光器（脈沖能量減少為100 mJ），用它進(jìn)行月球與中繼星激光測距，目標(biāo)是使測距數(shù)據(jù)達(dá)到毫米精度。這些技術(shù)參數(shù)的具體分析詳見2.3.2節(jié)。

圖 5 中繼星激光測距系統(tǒng)示意圖Fig. 5 The schematic diagram of laser ranging mission for relay satellite

圖 6 1.2 m望遠(yuǎn)鏡中繼星激光測距系統(tǒng)光路圖Fig. 6 The optical path of relay satellite laser ranging system based on 1.2 m aperture telescope

表 5 激光測距系統(tǒng)主要參數(shù)Table 5 The major parameters of laser ranging system

2.2.2 系統(tǒng)激光測距能力分析

根據(jù)激光測距方程可以計算激光反射器發(fā)散角為2″時的激光測距回波光子數(shù)目，并與國際上已實現(xiàn)月球激光測距的臺站的測距回波光子數(shù)進(jìn)行了對比，結(jié)果見表 6。激光測距回波強(qiáng)度。

表 6 不同測站對Apollo 15進(jìn)行月球激光測距與云南天文臺對中繼星激光測距的回波光子數(shù)對比Table 6 Comparison of received photons between lunar laser ranging to Apollo 15 by other ranging stations in the world and relay satellite laser ranging by Yunnan ranging station.

2.2.3 測距誤差分析

激光測距的誤差來源包括系統(tǒng)誤差和隨機(jī)誤差，如表 7所示。隨機(jī)誤差可以利用重復(fù)測量（積累更多數(shù)據(jù)）進(jìn)一步降低；但是系統(tǒng)誤差無法利用統(tǒng)計方法消減，而必須依靠更準(zhǔn)確的（誤差）模型進(jìn)行修正。

表 7 中繼星激光測距誤差表Table 7 Error budget of laser ranging to relay satellite

誤差主要來源于主波探測器以及激光器脈寬。系統(tǒng)接收單個光子的總隨機(jī)誤差為754 mm，因此，系統(tǒng)內(nèi)符精度優(yōu)于1 m。系統(tǒng)誤差可通過地靶測量獲得激光測距系統(tǒng)的精確延遲，地面靶常規(guī)標(biāo)校誤差約為2 mm。在激光測距領(lǐng)域中，普遍采用Marini-Murray于1973年提供的大氣延遲修正模型，對于中繼星處于仰角20°以上時由該模型的修正所帶來的系統(tǒng)誤差為3～10 mm[30]。

4 結(jié)束語

月球/深空衛(wèi)星激光測距技術(shù)是進(jìn)行基礎(chǔ)物理學(xué)和地月系統(tǒng)研究的重要工具，目前我國還沒有月球和深空探測器激光測距的成功先例。開展地月L2點激光測距研究，其成果不僅可以在空間環(huán)境下檢驗下一代“單體大孔徑”月球激光反射器的性能與技術(shù)成熟度，同時帶動我國地面激光測距臺站的升級和測距能力的進(jìn)一步發(fā)展。下一代月球激光測距將利用高功率高重頻的先進(jìn)脈沖激光器，配合單體大孔徑角錐反射器，將激光測距精度提高至少一個數(shù)量級。我國科學(xué)家應(yīng)當(dāng)把握國家月球探測快速發(fā)展的契機(jī)，盡快將相關(guān)工作推進(jìn)到國際先進(jìn)水平，未來能在月球/深空衛(wèi)星激光測距研究領(lǐng)域發(fā)揮相應(yīng)的國際影響力。

利用云南天文臺改造后建成的1.2 m望遠(yuǎn)鏡月球/中繼星激光測距系統(tǒng)對中繼星進(jìn)行測距時，經(jīng)探測器接收轉(zhuǎn)換后的平均光電子數(shù)僅有0.74，不考慮噪聲情況下探測器被觸發(fā)的概率為52%，每秒鐘探測器被信號觸發(fā)的次數(shù)為5.2，高于Grasse與McDonald測站的月球

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通信地址：湖北省武漢市珞瑜路1037號華中科技大學(xué)物理學(xué)院（430074）

電話：（027）87542391

E-mail：heyun2008@hust.edu.cn

劉祺（1981– ），男，副研究員，主要研究方向：精密扭秤。

通信地址：廣東省珠海市香洲區(qū)中山大學(xué)物理與天文學(xué)院（510275）

電話：（0756）3668092

E-mail：Louis_liuqi@hust.edu.cn

葉賢基（1965– ），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向：精密測量物理。

通信地址：廣東省珠海市香洲區(qū)中山大學(xué)物理與天文學(xué)院（510275）

電話：（0756）3668092

E-mail：yexianji@mail.sysu.edu.cn

Study on Laser Ranging for Satellite on the Second Lagrange Point of Earth-Moon System

He Yun1，Liu Qi1,2，Tian Wei2，Duan Huizong2，Yeh Hsienchi2*，F(xiàn)an Shuhua2，Li Yuqiang3
（1. School of Physics，Huazhong University of Science and Technology，Wuhan 430074，China；2. Tianqin Research Center for Gravitational Physics，School of Physics and Astronomy，Sun Yat-Sen University，Zhuhai 510275，China；3. Yunnan Observatory，Chinese Academy of Science，Kunming 650011，China）

The background and scientific goals of lunar/relay-satellite laser ranging is introduced. The current status and development trends of laser ranging is presented. The mission design is discussed，mainly including the manufacture of a single 170-mm-aperture Corner-Cube Retroreflector（CCR）a the laser ranging system based on a 1.2-m telescope installed at the Kunming station of Yunnan Observatory. A pulse laser with pulse width of 10ns and pulse energy of 3 J is used. The

photon number of 0.74 is expected，and the ranging precision is better than 1 meter.

second Lagrange point of Earth-Moon；lunar laser ranging；laser retroreflector

P184.5

A

2095-7777（2017）02-0130-08

10.15982/j.issn.2095-7777.2017.02.005

何蕓（1987– ），男，博士后，主要研究方向：激光測距。

[責(zé)任編輯：楊曉燕，英文審校：朱魯青]

何蕓，劉祺，田偉，等. 地月第二拉格朗日點衛(wèi)星激光測距技術(shù)研究[J]. 深空探測學(xué)報，2017，4（2）：130-137.

Reference format: He Y，Liu Q，Tian W，et al. Study on laser ranging for satellite on the second lagrange point of Earth-Moon system [J]. Journal of Deep Space Exploration，2017，4（2）：130-137.

2017-03-13

2017-04-10

國家自然科學(xué)基金應(yīng)急管理項目和青年基金（11655001，11605065）