何 蕓，胡澤主，黎 明，劉 祺，葉賢基

（1. 中山大學(xué) 天琴中心 & 物理與天文學(xué)院，珠海 519082；2. 航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京 100094）

引 言

月球激光測距（Lunar Laser Ranging，LLR）是由地面臺(tái)站向放置于月面的角反射器發(fā)射脈沖激光，通過精確測量激光脈沖往返時(shí)間來測定地月距離。月球激光測距是通過地月系統(tǒng)研究引力的最有效手段[1]，其對基礎(chǔ)引力物理的研究有以下重要的科學(xué)意義：

1）等效原理是從狹義相對論跨越到廣義相對論的臺(tái)階，是廣義相對論的重要基石之一。在現(xiàn)代物理理論中，Nortdtvedt效應(yīng)預(yù)言了由引力自能引起的等效原理存在破缺。地面實(shí)驗(yàn)的引力自能通常都很微弱；月球和地球本身的質(zhì)量都很大，因此是驗(yàn)證Nortdtvedt效應(yīng)的絕佳對象。地球的引力自能是月球的20倍，且兩者的組成成分有很大的差異，地球有一個(gè)很重的鐵鎳核而月球沒有，因此可通過測量地球和月球在太陽引力場中的加速度之差，對強(qiáng)等效原理作出檢驗(yàn)[2-4]。

2）牛頓反平方定律是牛頓萬有引力理論的基礎(chǔ)，已在很大的尺度范圍內(nèi)經(jīng)受住了檢驗(yàn)，但還是有諸如大額外維模型和翹起額外維模型等模型預(yù)言了反平方定律的破缺。高精度的月球激光測距是在月地距離尺度上檢驗(yàn)反平方定律的最佳手段[5-6]。

3）利用月球激光測距還可以進(jìn)行很多其它研究：萬有引力常數(shù)隨時(shí)間的變化的研究，是研究宇宙演化的重要手段[7-8]；后牛頓參數(shù)的精確測量，對探尋新的度規(guī)引力理論具有重要意義[8-9]；地月系統(tǒng)的研究，可以研究月球內(nèi)部的密度分布和月球?qū)Φ厍虻倪h(yuǎn)離趨勢等信息[10-11]。

1 研究進(jìn)展與發(fā)展趨勢

1.1 研究進(jìn)展

20世紀(jì)60年代，第一臺(tái)激光器的問世為人類提供了開展月球激光測距的機(jī)會(huì)，首先出現(xiàn)的是利用月球表面漫反射進(jìn)行的LLR試驗(yàn)。1964年10月，美國國家航空航天局（National Aeronautics Space Administration，NASA）發(fā)射了第一顆帶有后向角反射器的衛(wèi)星“Beacon-B”，并很快實(shí)現(xiàn)了衛(wèi)星激光測距（Satellite Laser Ranging，SLR）。隨后，美國科學(xué)家提出將激光角反射器放置于月球表面，以開展針對合作目標(biāo)的LLR。1969年7月21日，“阿波羅11號”（Apollo 11）登月成功，宇航員Armstrong將第一枚激光角反射器放置在月面上。Apollo 11角反射器為100個(gè)38 mm孔徑的實(shí)體角錐組成的陣列。隨后，美國和前蘇聯(lián)又進(jìn)行了多次載人和無人的登月行動(dòng)，并且陸續(xù)安放了幾個(gè)陣列式的激光角反射器。50年來，當(dāng)時(shí)的科學(xué)實(shí)驗(yàn)大都隨著月面儀器的失效而終止，唯一還在進(jìn)行的是月球激光測距[12]。目前，月球上共有5個(gè)角反射器陣列（如圖1），它們分別是美國的Apollo 11，“阿波羅14號”（Apollo 14）和“阿波羅15號”（Apollo 15），以及前蘇聯(lián)的“月球17號”（Luna 17）和“月球21號”（Luna 21）。不同國家的激光測距臺(tái)站還在利用這些角反射器陣列不斷獲取新的月球激光測距數(shù)據(jù)[13]。2018年1月，中國中國科學(xué)院云南天文臺(tái)成功實(shí)現(xiàn)月球激光測距，成為當(dāng)前國際上為數(shù)不多的擁有月球激光測距能力的臺(tái)站。

圖1 月面現(xiàn)有的5個(gè)角反射器陣列[19]Fig. 1 Five corner cube retroreflector arrays on Moon[19]

當(dāng)前，中國有多家單位從事衛(wèi)星激光角反射器的研制。大部分產(chǎn)品與月面上所放置的角反射器的結(jié)構(gòu)類似，都是小型實(shí)體角錐組成的陣列結(jié)構(gòu)。武漢大學(xué)電子信息學(xué)院的李松等[14]對角反射器的理論建模和研制有多年的經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)研制了搭載于中國“海洋二號”衛(wèi)星上的激光角反射器。中國科學(xué)院上海天文臺(tái)自1999年起從事激光角反射器的相關(guān)理論、實(shí)驗(yàn)研究以及衛(wèi)星激光角反射器載荷研制工作：2002年，為“神舟四號”軌道艙研制了激光角反射器；2005 年起，為“北斗”導(dǎo)航衛(wèi)星研制了20多套激光角反射器[15]；2010年，設(shè)計(jì)和研制了“天宮一號”空間交會(huì)對接的激光雷達(dá)合作目標(biāo)。這些激光角反射器大多用于400～36 000 km的地球軌道衛(wèi)星，采用多個(gè)小孔徑實(shí)體角錐組成的球形、半弧形或者平板型的陣列結(jié)構(gòu)。小孔徑實(shí)體角錐的制造難度較低，成熟的商用產(chǎn)品即可滿足需求。

1.2 發(fā)展趨勢

月球激光測距的精度直接決定引力物理參數(shù)的檢驗(yàn)精度，單光子對應(yīng)的測距精度已從最初的幾分米提升到現(xiàn)在的厘米級。若將測距精度提升至毫米級，所有引力物理參數(shù)的檢驗(yàn)精度將提高1個(gè)數(shù)量級[1,13,16-17]，這表明月球激光測距精度的提高將給引力物理的研究帶來巨大的益處。然而，當(dāng)前地面激光測距系統(tǒng)相關(guān)技術(shù)的進(jìn)步所帶來的測距精度提高已達(dá)極限，月面現(xiàn)有激光角反射器的兩大問題限制了月球激光測距的繼續(xù)發(fā)展：

1）月面上現(xiàn)有的5個(gè)角反射器經(jīng)過近半個(gè)世紀(jì)的使用，月塵的積累降低了其光學(xué)面的透過率；反復(fù)的高低溫循環(huán)也導(dǎo)致了角反射器材料光學(xué)性能的退化。根據(jù)相關(guān)研究的報(bào)道，Apollo系列的反射性能已經(jīng)降低了10倍，而Lunakhod系列的退化則更加嚴(yán)重[18]。Apollo 15因反射面積遠(yuǎn)大于其它幾個(gè)角反射器，而提供了超過70%的月球激光測距數(shù)據(jù)；其它反射器因性能退化且反射面積小，得到的測距數(shù)據(jù)逐年減少[19]。

2）受限于20世紀(jì)60年代的角錐生產(chǎn)水平，月球表面現(xiàn)有反射器采用多個(gè)小孔徑角錐組成的陣列結(jié)構(gòu)，每個(gè)角錐都是一個(gè)獨(dú)立的反射中心。月球軌道的擾動(dòng)，使得地球中心位置相對月球有緯向 ± 8.2°和經(jīng)向 ± 6.9°的天平動(dòng)。如圖2所示，月球天平動(dòng)使入射的測距激光傾斜于角反射器所在平面，平面前部和后部的角錐之間有幾個(gè)厘米的距離差，使得反射回的激光脈沖在時(shí)間上產(chǎn)生展寬，引起多達(dá)幾個(gè)厘米的測距隨機(jī)誤差[19]。根據(jù)美國阿帕奇點(diǎn)（Apache Point）月球激光測距系統(tǒng)的誤差分析，主要的隨機(jī)誤差源于月面的角反射器[20]。因此，現(xiàn)有角反射器的陣列結(jié)構(gòu)已成為月球激光測距精度進(jìn)入毫米級的最大瓶頸。

圖2 陣列式角反射器導(dǎo)致激光脈沖展寬Fig. 2 Broadening laser pulse caused by corner cube retroreflector with array structure

為了解決月面角反射器性能退化，同時(shí)實(shí)現(xiàn)毫米級精度的月球激光測距，設(shè)計(jì)新型的激光角反射器替換原有角反射器成為最好的選擇。新一代的月球激光角反射器必須采用單體的角錐反射鏡結(jié)構(gòu)（僅有唯一的反射中心），以消除月球天平動(dòng)帶來的測距隨機(jī)誤差。為了使單體角反射器的性能接近或等效于月面的角反射器陣列，需要增大孔徑，同時(shí)減小反射光發(fā)散角[19,21-22]。根據(jù)激光測距方程，測距回波光子數(shù)目與距離的4次方成反比；地月平均距離約為38萬km，這要求角反射器的發(fā)散角需要被壓制至接近衍射極限的水平，相應(yīng)的二面角的直角精度需要達(dá)到亞角秒。根據(jù)Ostubo等[23]的模擬，孔徑100 mm的角反射器在二面角精度優(yōu)于0.3"時(shí)，最優(yōu)反射性能可達(dá)Apollo 11的15%～20%；孔徑200 mm的角反射器在二面角精度優(yōu)于0.4"時(shí)，最優(yōu)反射性能可達(dá)Apollo 11的2.7倍。

2 新型單體角反射器設(shè)計(jì)

2.1 激光反射鏡選型和參數(shù)

單體的大孔徑角反射器有實(shí)心和空心角錐兩種設(shè)計(jì)方案，兩者在超過100 mm孔徑下實(shí)現(xiàn)亞角秒的二面角精度都具有一定難度。對大孔徑實(shí)體角反射器來說，限制是大體積的光學(xué)材料的均勻性。經(jīng)過實(shí)體角錐內(nèi)部的光路會(huì)產(chǎn)生彎折和色散，使光程發(fā)生變化，導(dǎo)致反射光發(fā)散角發(fā)生變化。對空心角反射器來說，由于光線不經(jīng)過介質(zhì)內(nèi)部，不受材料均勻性的影響，制造難度僅在于3片玻璃的高精度調(diào)裝和粘結(jié)。此外，空心角反射器的孔徑是相同質(zhì)量的實(shí)體反射器孔徑的1.6倍（假設(shè)空心角反射器鏡片厚度為15 mm）。若解決高精度的調(diào)裝難題，空心角反射器將是實(shí)現(xiàn)新一代月球激光測距的更好選擇。

美國和意大利的科學(xué)家在2011年聯(lián)合提出21世紀(jì)地月反射器計(jì)劃，采用孔徑100 mm的實(shí)體角錐反射鏡來替代Apollo計(jì)劃中的38 mm角錐陣列。他們對反射器的光學(xué)性能、熱性能和機(jī)械性能進(jìn)行了模擬和分析，提出二面角精度為0.2"，反射性能達(dá)到Apollo 11的25%設(shè)計(jì)方案[21,24]。Preston和Merkowitz[25-26]曾用兩種方法研制孔徑40 mm的空心角反射器。其中，環(huán)氧樹脂粘接時(shí)在固化過程中容易產(chǎn)生形變；堿性催化粘結(jié)的空心角反射器調(diào)裝的精度不夠，比月球激光測距的需求差了近1個(gè)數(shù)量級。Neubert等[27]曾研制200 mm孔徑的空心角反射器，由于環(huán)氧樹脂膠水和固定夾具的形變，3個(gè)二面角精度分別為0.9 "、4.31 "和3.79 "，離目標(biāo)精度差1個(gè)數(shù)量級。

在衛(wèi)星/月球激光測距中，合作目標(biāo)和測距臺(tái)站之間有相對運(yùn)動(dòng)，因此存在光行差效應(yīng)。光行差使經(jīng)角反射器反射后回到地面的光斑中心位置偏離臺(tái)站，可以用下面的公式表達(dá)光行差效應(yīng)

其中：c為光速；為光行差；為角反射器和臺(tái)站的相對速度；為測距激光方向和角反射器之間臺(tái)站相對速度矢量的夾角。根據(jù)Otsubo等的計(jì)算，月球激光測距中的地面和測距臺(tái)站之間的光行差為0.7 "～1.4 "[23]，臺(tái)站處于不同的緯度時(shí)，光行差的大小略有不同。由于地月平均距離達(dá)到38萬km，因此激光在經(jīng)過角反射器反射，再回到臺(tái)站時(shí)，光斑在地面的能量分布滿足夫瑯和費(fèi)遠(yuǎn)場衍射條件。求解下面的基爾霍夫衍射方程，就可以得到光斑的能量分布

其中：U（P2）為衍射后光場的復(fù)振幅；U（P1）為角反射器出射波面的復(fù)振幅；R0為角反射器的軌道高度；為測距激光對角反射器的入射角；k為波數(shù)。計(jì)算遠(yuǎn)場衍射光斑，利用光行差區(qū)域內(nèi)（0.7 "～1.4 "）的平均能量，來評估角反射器的反射性能。采用170 mm孔徑單體空心角錐的設(shè)計(jì)方案，如表1所示，計(jì)算結(jié)果表明二面角精度在0.1 "～0.6 "時(shí)，反射光強(qiáng)度都是可以接受的，為月面當(dāng)前Apollo 11陣列的28.7%～87.0%。其中最優(yōu)的二面角精度為0.3 "～0.4 "，此時(shí)衍射光斑亮條紋區(qū)域恰好于0.7 "～1.4 "的月球光行差區(qū)域重合，這與文獻(xiàn)[23]中的分析結(jié)果一致。當(dāng)二面角精度超過0.6 "時(shí)，反射光的強(qiáng)度迅速下降，表明地面臺(tái)站偏離了反射光斑能量集中的位置，幾乎不能收到測距信號。因此，所研制的170 mm孔徑空心角反射器的各個(gè)二面角精度需等于或優(yōu)于0.6 "。

表1 不同二面角精度的170 mm孔徑空心角反射器的反射光強(qiáng)度，光強(qiáng)值歸一化至38 mm孔徑理想實(shí)體角錐。所有量值計(jì)算光行差區(qū)域內(nèi)（0.7 "～1.4 "）的平均值Table 1 Return signal intensity for a 170-mm hollow CCR with varying dihedral angle offsets. The values are normalized to the ideal 38-mm aperture solid CCR. The intensity is the average value between 0.7 and 1.4 arcsec at far field

目前，已經(jīng)成功研制了170 mm孔徑的空心角錐（如圖3），具體參數(shù)如表2所示。3個(gè)二面角精度分別達(dá)到0.10 "，0.30 "和0.24 "（如圖4所示），可以滿足月球激光測距的要求[28-29]。二面角精度的測量采用美國ZYGO公司生產(chǎn)的6英寸口徑的菲索型激光干涉儀。儀器的角度測量分辨率達(dá)到0.01 "；經(jīng)過多次測量驗(yàn)證，測量重復(fù)性優(yōu)于0.02 "；測量精度優(yōu)于0.04 "?？招姆瓷溏R采用堿性催化粘結(jié)的方法制備[30-32]。根據(jù)模擬計(jì)算，其反射光強(qiáng)度相當(dāng)于理想Apollo 11角反射器陣列的68.5%。每片鏡片的厚度為15 mm，總質(zhì)量為1.4 kg，所用玻璃材料為康寧公司的ULE 7 972標(biāo)準(zhǔn)級玻璃。針對測距所用532 nm或者1 064 nm波長的激光，各反射面鍍高反射率保護(hù)銀膜，各個(gè)面的反射率均超過97%。

圖3 孔徑170 mm的單體空心角反射器和模擬的遠(yuǎn)場衍射圖案Fig. 3 Hollow corner cube retroreflector with 170 mm aperture and simulated far field diffraction pattern

表2 空心角反射器的主要參數(shù)Table 2 Key parameters for hollow corner cube retrore flector

圖4 空心角反射器3個(gè)二面角測量的干涉條紋以及測量方式圖Fig. 4 Measured interferometric fringe and measuring method for three dihedral angles of hollow CCR

根據(jù)初步的設(shè)計(jì)，激光角反射器將由此空心角錐、外部保護(hù)罩以及指向調(diào)節(jié)和鎖定機(jī)構(gòu)組成。外部保護(hù)罩主要提供與著陸器或者月面固定裝置的連接口，降低鏡體所處環(huán)境的溫度梯度，以及為空心角錐提供支撐和減振作用。

2.2 安裝和指向調(diào)節(jié)方式

月面5個(gè)激光角反射器陣列的位置如圖5所示，Apollo 11和Apollo 14角反射器位于月球赤道附近的低緯度地區(qū)，其余3個(gè)角反射器位于月球北半球的中緯度地區(qū)。因此，若在月球的南半球或者北半球的極區(qū)進(jìn)行軟著陸，并且布置新的激光角反射器，將可彌補(bǔ)現(xiàn)有角反射器在分布區(qū)域上的空白，新獲得的測距數(shù)據(jù)有望產(chǎn)生新的科學(xué)成果。

圖5 月面現(xiàn)有激光角反射器的位置[19]Fig. 5 The locations of current lunar CCR arrays[19]

美國Apollo系列角反射器由宇航員帶上月面，通過鉆孔機(jī)在月壤上鉆孔固定，再手動(dòng)調(diào)節(jié)角反射器陣列前表面的法向指向地球。由于月球幾乎沒有大氣，月晝和月夜的最大溫度差達(dá)到300 K，熱脹冷縮效應(yīng)造成表面月壤的位置起伏可達(dá)500 μm。根據(jù)Nagihara等[33]的估算，月表50 cm深度以下的月壤溫度起伏將驟降至1 K。為使月球激光測距的精度達(dá)到毫米甚至亞毫米級，需要盡可能抑制角反射器本身的位置起伏，因此月面打孔的深度至少需要超過50 cm。鉆孔機(jī)可以鉆至月面以下3 m深的位置，可以滿足需求，但是功率高達(dá)450 W且重量較大，對于非載人登月來說代價(jià)過高，因此該方案難以被采用[34]。前蘇聯(lián)的Lunakhod系列角反射器安裝在月球車伸出的臂上，通過月球車來調(diào)節(jié)角反射器指向地球。由于角反射器離月面有一定的距離，月球車在月晝和月夜劇烈的溫度變化下發(fā)生熱脹冷縮，會(huì)使角反射器的位置產(chǎn)生隨機(jī)誤差。

因此，綜合考慮美國和前蘇聯(lián)已有的安置方案，提出的角反射器的月面安置方案如下：中國的月球探測器分為著陸器和巡視器（月球車）[35-36]，因此可考慮將新的角反射器直接安裝在著陸器上，并由著陸器調(diào)節(jié)角反射器指向地球。著陸器在著陸月球之后優(yōu)先完成其它任務(wù)，待其它任務(wù)結(jié)束之后，由著陸器內(nèi)部的姿態(tài)測量敏感器搜索地球的方位，并調(diào)節(jié)角反射器指向?qū)?zhǔn)地球。由于月球天平動(dòng)在各個(gè)方向上均不超過8°[19]，要求角反射器反射截面法向?qū)?zhǔn)地球的精度為5°以內(nèi)。角反射器對各個(gè)方向的入射光都可以沿原方向反射回，因此斜入射時(shí)只會(huì)影響其有效反射截面積。經(jīng)過計(jì)算和分析，小于8°的傾斜入射對反射截面積的損失很小[37]。

3 環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 熱真空試驗(yàn)

激光角反射器在月面將直接經(jīng)受空間低溫背景輻射以及各種外熱流條件，角反射器自身對紅外輻照的發(fā)射率較高，空間熱環(huán)境更容易對其產(chǎn)生影響。月球表面熱環(huán)境較為特殊，月球幾乎沒有大氣層和大氣活動(dòng)，表面直接通過熱輻射和宇宙空間交換熱量。月球的晝夜溫差很大，還將重點(diǎn)研究月面紅外熱流模擬方法、月壤的反射熱流等效模擬方法、角反射器的極端熱流量級和分布等。

根據(jù)溫度場分析，可以確定角反射器的工作溫度范圍和溫度場分布規(guī)律，對角反射器的熱設(shè)計(jì)和材料工藝的選取進(jìn)行指導(dǎo)和優(yōu)化，并以此開展熱環(huán)境試驗(yàn)驗(yàn)證，從而檢驗(yàn)激光角反射器熱設(shè)計(jì)的合理性，驗(yàn)證其在極端工作溫度下的性能。因此，激光角反射器的熱環(huán)境試驗(yàn)應(yīng)包含熱平衡試驗(yàn)和熱真空試驗(yàn)兩部分。在經(jīng)過極端溫度環(huán)境的考驗(yàn)之后，將重新測量角反射器的二面角，以確認(rèn)其是否產(chǎn)生熱變形，繼而確認(rèn)變形量是否可以被接受。角反射器在月面經(jīng)歷的溫度范圍約為（–170～+130）°C。

3.2 力學(xué)試驗(yàn)

激光角反射器在總裝、運(yùn)輸、發(fā)射以及月面著陸的過程中將經(jīng)歷復(fù)雜的力學(xué)環(huán)境，其中尤以發(fā)射階段的力學(xué)環(huán)境最為嚴(yán)酷。衛(wèi)星發(fā)射過程從起飛開始，直到在預(yù)定軌道上與運(yùn)載火箭分離。在此期間，運(yùn)載火箭起飛會(huì)引起嚴(yán)重的動(dòng)態(tài)環(huán)境和噪聲環(huán)境，級間分離會(huì)產(chǎn)生瞬態(tài)載荷，穩(wěn)態(tài)加速飛行過程會(huì)產(chǎn)生過載，星箭分離時(shí)會(huì)產(chǎn)生瞬態(tài)載荷等。這些都會(huì)形成特性和量級不同的力學(xué)環(huán)境，因此，激光角反射器需要在地面經(jīng)歷類似力學(xué)環(huán)境的試驗(yàn)，來驗(yàn)證其在經(jīng)歷火箭發(fā)射環(huán)境后的可靠性。

針對激光角反射器在發(fā)射過程中可能經(jīng)歷的力學(xué)環(huán)境，需要進(jìn)行加速度試驗(yàn)、振動(dòng)試驗(yàn)和沖擊試驗(yàn)驗(yàn)證。每項(xiàng)試驗(yàn)中，均需對角反射器的3個(gè)方向分別進(jìn)行。相應(yīng)的力學(xué)試驗(yàn)條件參考繼承型號的經(jīng)驗(yàn)，加速度試驗(yàn)采用線性加速度過載，可利用離心機(jī)來實(shí)現(xiàn)；振動(dòng)試驗(yàn)分為正弦振動(dòng)（模擬級間分離）和隨機(jī)振動(dòng)（火箭在大氣層內(nèi)的隨機(jī)振動(dòng)），利用振動(dòng)臺(tái)實(shí)現(xiàn)；沖擊試驗(yàn)采用沖擊響應(yīng)譜（星箭分離）來模擬，測試設(shè)備主要由諧振板式?jīng)_擊模擬裝置、控制系統(tǒng)、測量系統(tǒng)和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成。

對激光角反射器進(jìn)行了初步的力學(xué)試驗(yàn)驗(yàn)證，證明了其結(jié)構(gòu)和工藝的可靠性。后期，需要在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，根據(jù)內(nèi)部各個(gè)位置的力學(xué)響應(yīng)，對結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化，避免風(fēng)險(xiǎn)。

3.3 空間環(huán)境

由于沒有大氣的存在，角反射器將在月面受到強(qiáng)烈的紫外輻照和帶電粒子輻照的考驗(yàn)，輻照對角反射器材料以及鍍膜的影響需要通過地面試驗(yàn)來檢驗(yàn)。輻照試驗(yàn)對角反射器的材料存在潛在的不可逆破壞。因此，需要準(zhǔn)備一系列采用與角反射器相同的玻璃材料的樣品鏡片，表面采用相同的工藝鍍保護(hù)銀反射膜。試驗(yàn)之前，分別測量反射鏡的反射率曲線，特別是在532 nm和1 064 nm兩個(gè)波長附近的反射率。經(jīng)過一定劑量的輻照試驗(yàn)之后，先觀察反射膜是否有脫落現(xiàn)象，然后重新測量其反射率。對比試驗(yàn)前后的反射率，可檢驗(yàn)鏡面的反射率在經(jīng)歷空間輻照環(huán)境之后，是否會(huì)產(chǎn)生退化。

目前，已對鍍銀反射膜進(jìn)行了帶電粒子輻照實(shí)驗(yàn)，輻照源采用Co60，劑量率為0.18 Mrad/h，試驗(yàn)時(shí)間為連續(xù)56 h，總的輻照劑量為10 Mrad。表3給出了樣片在532 nm附近（520 nm和540 nm兩個(gè)波長）的試驗(yàn)前后反射率對比，可以發(fā)現(xiàn)反射率并沒有顯著的衰減情況。Durrie等[21]曾利用Co60輻照源對美國–意大利21世紀(jì)月球激光測距角反射器（LLRRA-21）進(jìn)行輻照實(shí)驗(yàn)，劑量率為0.063 Mrad/h，試驗(yàn)時(shí)間為連續(xù)98 h，未發(fā)現(xiàn)任何可見的反射膜損傷。同樣，希望在接下來的工作中驗(yàn)證介質(zhì)反射膜對空間環(huán)境的適應(yīng)性，以求得到最佳選擇。

表3 帶電粒子輻照實(shí)驗(yàn)前后鍍銀反射膜反射率測試結(jié)果Table 3 Comparison of the reflectivity for protected silver coating before and after the radiation test

4 結(jié)束語

月球激光測距是研究引力物理和地月系統(tǒng)的重要試驗(yàn)，目前已積累了近50年的數(shù)據(jù)。新的角反射器能將目前的測距精度提升1個(gè)數(shù)量級，對于一系列引力物理參數(shù)的檢驗(yàn)精度也將提升1個(gè)數(shù)量級，具有重要的科學(xué)意義和價(jià)值。目前，中國已有中山大學(xué)和中國科學(xué)院云南天文臺(tái)成功實(shí)現(xiàn)了月球激光測距，成為當(dāng)前國際上僅有的幾家具備月球激光測距能力的臺(tái)站。因此，同步研究新型的月球激光測距角反射器，并借助中國后續(xù)的月球探測計(jì)劃安置于月球表面，將有望使中國在該領(lǐng)域的研究工作達(dá)到國際先進(jìn)水平。