CN106291513A - 卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法，包括热真空系统和检测光路系统，热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。本发明试验成本低、系统简单且易操作，并可实现卫星激光角反射器阵列对规定热真空环境承受能力的定量评估。

Description

卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法

技术领域

本发明属于航天技术领域中光学设备的环境试验方法，具体涉及一种卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法。

背景技术

卫星激光角反射器阵列是由若干激光角反射器按照一定的排布方式形成的阵列结构。目前，国内外许多卫星上都装载了激光角反射器阵列，如国外的ALOS、CHAMP、LAGEOS、GALILEO、ICESAT卫星以及国内的海洋系列卫星、资源系列卫星和北斗系列卫星等。通常情况下，低轨与中轨卫星激光角反射器阵列采用半球形和球形结构，而高轨卫星激光角反射器阵列采用平面结构。图1和图2给出了我国海洋二号卫星激光角反射器阵列的结构图，它是由9个激光角反射器1装配到半球形的支座2而形成的。卫星激光反射器阵列在轨运行过程中，要使其工作面3始终朝向地面，而非工作面4朝向卫星。

卫星激光角反射器阵列通常作为远程激光测距中的合作目标，用于反射人卫激光测站所发射的激光能量，提高其接收机位置处的激光能量密度，增加接收信号的探测成功概率，从而配合人卫激光测站完成对卫星的高精度激光测距任务。考虑到卫星激光角反射器阵列与人卫激光测站之间的距离远大于激光角反射器半径，则从激光角反射器出射光束必然受到衍射效应的制约，即人卫激光测站接收机位置处的信号强度为激光角反射器阵列的远场衍射强度。同时，由于地球与卫星之间存在着速度差，导致入射光束与出射光束之间存在着速差偏角，使得人卫激光测站接收机位置处的远场衍射强度发生变化，因此，人卫激光测站接收到的信号受到激光角反射器阵列远场衍射效应和卫星速差效应的综合影响。卫星激光角反射器阵列与人卫激光测站的联测原理见图3。随着卫星的在轨运动，速差偏角不断发生改变，则人卫激光测站接收到的信号也相应地会出现变化，其信号数值大小是速差环带内的远场衍射强度。速差环带的最大角半径与最小角半径分别等于最大速差偏角θ_max和最小速差偏角θ_min，它们可以表示为：

${\mathrm{\θ}}_{\max }=\frac{2}{c}\sqrt{\frac{R_e^{2}g}{R_e+H}}---\left(1\right)$

${\mathrm{\θ}}_{\min }={\mathrm{\θ}}_{max}\sqrt{1-{\left(\frac{R_e}{R_e+H}\right)}^2}---\left(2\right)$

式(1)～(2)中，c为光速，R_e为地球半径，H为卫星轨道高度，g为重力加速度。

通常情况下，在激光角反射器阵列的参数优化设计过程中，应尽量保证速差环带内的远场衍射强度值满足人卫激光测站的探测要求。然而，激光角反射器阵列在轨运行期间会受到各种宇宙外热流的影响，从而改变激光角反射器的几何参数，使得速差环带内的远场衍射强度分布发生变化，可能影响人卫激光测站的正常探测。因此，卫星激光角反射器阵列的研制过程必须设置地面热真空试验环节，以分析其在热真空环境条件下的工作能力。

近年来美国和意大利联合研制的LARES卫星激光角反射器阵列文献中报道过热真空试验方法(Bosco A,Cantone C,Dell'Agnello S,et al.Probing gravity in NEO'swith high-accuracy laser-ranged test masses[J].International Journal ofModern Physics D,2007,16(12a):2271-2285)，该方法在热真空罐内放置太阳模拟器和地球红外模拟器等设备，模拟激光角反射器阵列的实际在轨运行环境，结合热真空罐外的光路系统记录激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。但是该方法所需设备的成本昂贵，系统较为复杂且不易操作，同时未提供远场衍射强度的定量分析与判定方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种在确保成本控制的同时、还简单易操作并能定量评估的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统及方法。

为达到上述目的，本发明提供的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，包括热真空系统和检测光路系统，其中：

热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；

检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。

上述装夹机构包括设于热真空罐底的导轨和设于导轨上的装夹支架。所述的导轨高度可调。

上述聚焦透镜和光阑采用空间滤波器实现。

上述光束质量分析单元包括沿光路依次设置的显微物镜、图像传感器。

上述显微物镜的物面与准直透镜的焦点重合。

本发明还提供了采用上述卫星激光角反射器阵列热真空试验系统的试验方法，包括：

将卫星激光角反射器阵列的非工作面固定于装夹机构，使其工作面朝向光学窗口，从其非工作面上引出测温导线并连接至测温控温单元；

将加热笼套装于卫星激光角反射器阵列的外部；

使热真空罐内温度和压力达到预设的温度和压力；

开启激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。

上述试验方法中，采用加热笼或向热真空罐内通入液氮的方式，使热真空罐内温度达到预设的温度。

本发明还提供了一种卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，包括：

使热真空罐内为常温常压状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₁；

使热真空罐内为高温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₂；

使热真空罐内为低温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₃；

根据I₁、I₂、I₃分别解算各状态下速差环带内的远场衍射强度值Δ₁、Δ₂、Δ₃；

计算归一化系数η_k＝Δ_k/E_k，E_k表示第k个状态下远场衍射强度的总和，k＝1、2、3；

计算差异值ξ₁＝η₂-η₁和ξ₂＝η₃-η₁；

将ξ₁和ξ₂与变化指标阈值ξ_r比较，若ξ₁和ξ₂均小于ξ_r，则卫星激光角反射器阵列能承受规定的热真空试验环境；否则，不能承受规定的热真空试验环境；

所述的热真空试验环境包括温度范围和真空压力；

所述的高温和低温分别为温度范围的最大值和最小值；

所述的真空指规定的真空压力；

所述的变化指标阈值ξ_r取人卫激光测站的光电子数冗余量(n_r-n)/n_r，n_r为人卫激光测站接收到的光电子数，n为人卫激光测站实际探测要求的光电子数。

上述速差环带内的远场衍射强度值Δ_k＝I_k(r_max)-I_k(r_min)，其中，k表示状态，k＝1、2、3；Δ_k表示第k个状态下的远场衍射强度值；I_k(r_max)、I_k(r_min)表示第k个状态下半径为r_max和r_min的圆周内的远场衍射强度之和；r_max和r_min分别表示速差环带外圆半径和速差环带内圆半径，r_max＝f×M×θ_max，r_min＝f×M×θ_min，f为准直透镜的焦距，M为显微物镜的放大倍数，θ_max和θ_min分别最大速差偏角和最小速差偏角。

上述卫激光测站接收到的光电子数其中：

η为人卫激光测站的接收光电器件的量子效率；hν为光子能量；E_t为发射激光束的能量；R为卫星斜距；θ_t为光束全发散角；ρ为卫星激光角反射器阵列中激光角反射器的反射率；I_ret为速差环带内卫星激光角反射器阵列的理论平均远场衍射强度；η_t和η_r分别为人卫激光测站光学系统的发射效率和接收效率；T为大气的单程透过率，A_r为接收望远镜的面积。

本发明利用加热笼以及向热真空罐通入液氮的方式，使热真空罐内产生规定的热真空试验环境，结合热真空罐外的检测光路系统，完成卫星激光角反射器阵列远场衍射强度的监测。通过对监测的远场衍射强度图样进行处理解算，得到速差环带内的远场衍射强度值；基于速差环带内远场衍射强度的变化大小，对卫星激光角反射器阵列对热真空试验环境的承受能力进行定量评估。

和现有技术相比，本发明具有如下优点和有益效果：

(1)本发明在热真空罐内采用加热笼和液氮产生规定的热真空条件，采用检测光路系统记录不同热真空条件下卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。试验成本低、系统简单且易操作。

(2)本发明可准确解算不同热真空条件下速差环带内的远场衍射强度值，从而实现卫星激光角反射器阵列对规定热真空环境承受能力的定量评估。

附图说明

图1是海洋二号卫星激光角反射器阵列的外观结构图；

图2是海洋二号卫星激光角反射器阵列的剖视图；

图3是卫星激光角反射器阵列与人卫激光测站的联测原理示意图；

图4是本发明系统的具体示意图；

图5是海洋二号卫星激光角反射器阵列的实物图；

图6是粘连了测温导线的卫星激光角反射器阵列实物图；

图7是装夹支架结构示意图；

图8是卫星激光角反射器阵列与装夹支架的装配效果示意图；

图9是测温控温单元的实物图；

图10是加热笼的实物图；

图11是检测光路系统的实物图；

图12是常温常压条件下的远场衍射强度分布；

图13是高温真空条件下的远场衍射强度分布；

图14是低温真空条件下的远场衍射强度分布。

图中，1-激光角反射器，2-支座，3-工作面，4-非工作面，5-卫星激光角反射器阵列，6-人卫激光测站，7-热真空系统，710-热真空罐，720-加热笼，730-测温控温单元，740-光学窗口，751-导轨，752-装夹支架，8-检测光路系统，810-激光准直单元，811-激光器，812-聚焦透镜，813-光阑，814-分束镜，815-准直透镜，820-光束质量分析单元，821-显微物镜，822-图像传感器；9-螺纹孔。

具体实施方式

下面通过实施例，并结合附图，对本发明技术方案作进一步具体的说明。

图4为本发明系统的一种具体结构图，包括热真空系统7和检测光路系统8。其中，热真空系统7包括热真空罐710、加热笼720、装夹机构和测温控温单元730，热真空罐710配置光学窗口740，加热笼720和装夹机构设于热真空罐710内，测温控温单元730设于热真空罐710外。加热笼720用来给热真空罐710加热，从加热笼720引出控温导线并连接至测温控温单元730；测温控温单元730用来测量卫星激光角反射器阵列5的温度并控制加热笼720的加热。装夹机构用来固定卫星激光角反射器阵列5，为便于使用，本实施例中，装夹机构包括设于热真空罐710底的高度可调的导轨751和设于导轨751上的装夹支架752，装夹支架752可沿导轨751移动。使用时，将卫星激光角反射器阵列5的非工作面固定于装夹支架752上，其工作面朝向光学窗口740。

检测光路系统8设于光学平台上，包括激光准直单元810和光束质量分析单元820，本实施例中，激光准直单元810包括沿光路依次设置的激光器811、聚焦透镜812、光阑813、分束镜814、准直透镜815。准直透镜815正对光学窗口740，以使准直后的激光束从光学窗口740射入热真空罐710，并达到卫星激光角反射器阵列5。光束质量分析单元820包括沿光路依次设置的显微物镜821、图像传感器822，其设于分束镜814的反光光路上。

本实施例中，热真空系统7和检测光路系统8所用各组部件的规格型号、技术指标及功能见表1。图11是本发明系统的具体实物图。

下面将提供采用上述系统的热真空试验方法，本实施例测试对象是我国海洋二号卫星激光角反射器阵列，其实物见图5。海洋二号卫星的轨道高度为963km，其热真空试验环境为：温度范围是-55℃～60℃，空气压力不超过1.3×10^-3Pa。

表1 热组部件的规格型号、技术指标及功能

具体试验过程如下：

1、齐备热真空系统和检测光路系统的组部件，包括下述过程：

(1.1)齐备配置光学窗口的热真空罐、用于升温的加热笼、用于温度测量和控制的测温控温单元；

(1.2)齐备装夹机构，包括用来固定卫星激光角反射器阵列的装夹支架和高度可调的导轨；

(1.3)齐备光学平台；

(1.4)齐备激光准直单元，包括激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜和准直透镜；

(1.5)齐备光束质量分析单元，包括显微物镜和图像传感器。

2、将卫星激光角反射器阵列的非工作面固定于装夹支架，并从其非工作面上引出测温导线并连接至测温控温单元，包括下述过程：

(2.1)在卫星激光角反射器阵列的非工作面粘连测温导线，见图6；

(2.2)通过螺纹孔9将卫星激光角反射器阵列安装于装夹支架，并使卫星激光角反射器阵列的工作面朝向光学窗口；见图7～8；

(2.3)将装夹支架固定于导轨上，调节导轨高度，使卫星激光角反射器阵列的中心高度与光学窗口的中心高度保持一致；

(2.4)将测温导线从装夹支架背面引出并连接至测温控温单元，测温控温单元的实物图见图9。

3、将加热笼套装在卫星激光角反射器阵列的外部，并在加热笼侧端引出控温导线至测温控温箱，包括下述过程：

(3.1)将加热笼放置于热真空罐内并套装在卫星激光角反射器阵列的外部，确保卫星激光角反射器阵列完全被加热笼包覆；

(3.2)在加热笼侧面安装控温导线，见图10，并将控温导线引出至测温控温单元；

(3.3)微调加热笼位置，使其不遮挡光学窗口。

4、搭建检测光路系统，包括下述过程：

(4.1)放置一定尺寸和数量的光学平台，使其能完全容纳检测光路系统；

(4.2)光学平台上放置激光准直单元以实现激光的准直，使准直后的激光束能完全覆盖光学窗口，调节激光准直单元高度使准直后的激光束中心与光学窗口中心的高度一致；

(4.3)分束镜的反光光路上放置光束质量分析单元，调节光束质量分析单元的位置使显微物镜的物面与准直透镜的焦点重合。

5.利用检测光路系统记录卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布，包括下述过程：

(5.1)记录常温常压状态下卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布：

常温常压状态下，打开激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₁；所述的常温常压指20℃～25℃温度、1个标准大气压；

(5.2)记录高温真空状态下卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布：

热真空罐抽成真空，通过控制加热笼的电流和电压，使加热笼对卫星激光角反射器阵列进行加热；当测温点达到60℃时，打开激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₂；所述的真空指压力不超过1.3×10^-3Pa。

(5.3)记录低温真空状态下卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布：

保持热真空罐内真空状态，在热真空罐内通液氮，对卫星激光角反射器阵列进行制冷，当测温点达到低温-55℃时，打开激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₃。

本实施例中，常温常压状态、高温真空状态和低温真空状态下所记录的远场衍射强度分布I₁、I₂和I₃分别见图12～14。

6.解算速差环带内的远场衍射强度值并判断卫星激光角反射器阵列能否承受规定的热真空环境，包括下述过程：

(6.1)利用LBA光束质量分析软件分别计算常温常压状态、高温真空状态和低温真空状态下，速差环带内的远场衍射强度值Δ_k：

Δ_k＝I_k(r_max)-I_k(r_min) (1)

式(1)中，k＝1、2、3，1、2、3分别代表常温常压状态、高温真空状态和低温真空状态；Δ_k表示第k个状态下的远场衍射强度值；I_k(r_max)、I_k(r_min)表示第k个状态下半径为r_max和r_min的圆周内的远场衍射强度I之和，r_max和r_min分别表示速差环带外圆半径和速差环带内圆半径，其值如下：

r_max＝f×M×θ_max＝2000×9.6×4.91×10^-5＝0.94mm (2)

r_min＝f×M×θ_min＝2000×9.6×2.43×10^-5＝0.47mm (3)

式(2)～(3)中，f为准直透镜的焦距，M为显微物镜的放大倍数，θ_max和θ_min分别最大速差偏角和最小速差偏角。

(6.2)将远场衍射强度值Δ_k进行归一化处理，得到归一化系数η_k：

η_k＝Δ_k/E_k (4)

式(4)中，E_k表示第k个状态下的远场衍射强度I_k的总和。

(6.3)计算归一化系数η_k间的差异ξ₁和ξ₂：

ξ₁＝η₂-η₁ (5)

ξ₂＝η₃-η₁ (6)

式(5)～(6)中，η₁、η₂、η₃分别表示常温常压、高温真空和低温真空条件下的归一化系数。

(6.4)设定远场衍射强度的变化指标阈值ξ_r，将ξ₁和ξ₂与ξ_r进行比较，若ξ₁和ξ₂均小于ξ_r，则表明卫星激光角反射器阵列能承受规定的热真空试验环境；否则不能承受规定的热真空试验环境。

变化指标阈值ξ_r与人卫激光测站的光电子数冗余量相同。将人卫激光测站接收到的光电子数记为n_r，将人卫激光测站实际探测要求的光电子数记为n，则人卫激光测站的光电子数冗余量为(n_r-n)/n_r。

本发明提供了一种计算人卫激光测站接收到的光电子数的优选方法。人卫激光测站发射的激光能量经过大气传输后入射到卫星激光角反射器阵列表面，通过卫星激光角反射器阵列定向反射和大气传输，进入人卫激光测站的接收光电器件，其接收到的光电子数n_r为：

$n_r=\frac{\mathrm{\η}}{h\mathrm{\ν}}\·\frac{4E_t}{{\mathrm{\πR}}^2{\mathrm{\θ}}_t^2}\·{\mathrm{\ρI}}_{ret}\·{\mathrm{\η}}_t{\mathrm{\η}}_r{T}^2\·A_r---\left(7\right)$

式(7)中，η为接收光电器件的量子效率；hν为光子能量；E_t为发射激光束的能量；R为卫星斜距；θ_t为光束全发散角；ρ为卫星激光角反射器阵列中激光角反射器的反射率；I_ret为速差环带内卫星激光角反射器阵列的理论平均远场衍射强度；η_t和η_r分别为人卫激光测站的光学系统的发射效率和接收效率；T为大气的单程透过率，A_r为接收望远镜的面积。

本实施例中，根据海洋二号卫星激光角反射器阵列的结构参数、海洋二号卫星轨道高度、大气透过率和人卫激光测站的系统参数等输入条件，经解算得到激光垂直入射至卫星激光角反射器阵列表面时人卫激光测站接收到的光电子数n_r为10。实际上激光垂直入射时人卫激光测站的探测要求为8个光电子数，则光电子数冗余量为(10-8)/10＝20％。若输入条件保持不变，仅考虑卫星环境(热真空环境)对卫星激光角反射器阵列远场衍射强度的影响，则人卫激光测站的光电子数冗余量与卫星激光角反射器阵列远场衍射强度的变化量相同。因此，本实施例变化指标阈值ξ_r为20％。

本实施例的解算结果见表2。

表2 速差环带内的远场衍射强度值

测量工况	常温常压	高温真空	低温真空
				远场衍射强度值Δk	1.31mW	1.28mW	1.49mW
远场衍射强度Ik的总和	3.25mW	2.99mW	3.12mW
				远场衍射强度的归一化系数ηk	40.31％	42.81％	47.76％
归一化系数的差异值ξ1和ξ2	--	2.5％	7.45％
				变化指标阈值ξr＝20％	--	小于变化指标阈值	小于变化指标阈值

从表2可以看出，在高温真空和低温真空条件下，远场衍射强度的变化均小于变化指标阈值，表明卫星激光角反射器阵列能承受规定的热真空试验环境(即温度范围为-55℃～60℃，空气压力不超过1.3×10^-3Pa)。目前，海洋二号卫星激光角反射器阵列已成功在轨运行近5年时间，并能够可靠有效地与人卫激光测站完成联测工作，从而验证其可以承受实际的卫星环境条件。

本文中所描述的具体实施例仅仅是对本发明精神作举例说明。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，但并不会偏离本发明的精神或者超越所附权利要求书所定义的范围。

Claims (11)

1.卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

包括热真空系统和检测光路系统，其中：

热真空系统包括热真空罐、加热笼、装夹机构和测温控温单元，热真空罐配置光学窗口，加热笼和装夹机构设于热真空罐内，测温控温单元设于热真空罐外，从加热笼引出控温导线并连接至测温控温单元；

检测光路系统包括激光准直单元和光束质量分析单元，激光准直单元进一步包括沿光路依次设置的激光器、聚焦透镜、光阑、分束镜、准直透镜，准直透镜正对光学窗口；光束质量分析单元设于分束镜反光光路上。

2.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

所述的装夹机构包括设于热真空罐底的导轨和设于导轨上的装夹支架。

3.如权利要求2所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

所述的导轨高度可调。

4.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

所述的聚焦透镜和光阑采用空间滤波器实现。

5.如权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

所述的光束质量分析单元包括沿光路依次设置的显微物镜、图像传感器。

6.如权利要求5所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统，其特征是：

所述的显微物镜的物面与准直透镜的焦点重合。

7.采用权利要求1所述的卫星激光角反射器阵列热真空试验系统的试验方法，其特征是，包括：

将卫星激光角反射器阵列的非工作面固定于装夹机构，使其工作面朝向光学窗口，从其非工作面上引出测温导线并连接至测温控温单元；

将加热笼套装于卫星激光角反射器阵列的外部；

使热真空罐内温度和压力达到预设的温度和压力；

开启激光器和光束质量分析单元，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布。

8.如权利要求7所述的试验方法，其特征是：

采用加热笼或向热真空罐内通入液氮的方式，使热真空罐内温度达到预设的温度。

9.一种卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，其特征是，包括：

使热真空罐内为常温常压状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₁；

使热真空罐内为高温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₂；

使热真空罐内为低温真空状态，采集卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布I₃；

根据I₁、I₂、I₃分别解算常温常压状态、高温真空状态和低温真空状态下速差环带内的远场衍射强度值Δ₁、Δ₂、Δ₃；

计算归一化系数η_k＝Δ_k/E_k，E_k表示第k个状态下远场衍射强度的总和，k＝1、2、3；

计算差异值ξ₁＝η₂-η₁和ξ₂＝η₃-η₁；

将ξ₁和ξ₂与变化指标阈值ξ_r比较，若ξ₁和ξ₂均小于ξ_r，则卫星激光角反射器阵列能承受规定的热真空试验环境；否则，不能承受规定的热真空试验环境；

所述的热真空试验环境包括温度范围和真空压力；

所述的高温和低温分别为温度范围的最大值和最小值；

所述的真空指规定的真空压力；

所述的变化指标阈值ξ_r取人卫激光测站的光电子数冗余量(n_r-n)/n_r，n_r为人卫激光测站接收到的光电子数，n为人卫激光测站实际探测要求的光电子数。

10.如权利要求9所述的卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，其特征是：

所述的速差环带内的远场衍射强度值Δ_k＝I_k(r_max)-I_k(r_min)，其中，k表示状态，k＝1、2、3；Δ_k表示第k个状态下的远场衍射强度值；I_k(r_max)、I_k(r_min)表示第k个状态下半径为r_max和r_min的圆周内的远场衍射强度之和；r_max和r_min分别表示速差环带外圆半径和速差环带内圆半径，r_max＝f×M×θ_max，r_min＝f×M×θ_min，f为准直透镜的焦距，M为显微物镜的放大倍数，θ_max和θ_min分别最大速差偏角和最小速差偏角。

11.如权利要求9所述的卫星激光角反射器阵列的远场衍射强度分布的处理方法，其特征是：

所述的卫激光测站接收到的光电子数其中：

η为人卫激光测站的接收光电器件的量子效率；hν为光子能量；E_t为发射激光束的能量；R为卫星斜距；θ_t为光束全发散角；ρ为卫星激光角反射器阵列中激光角反射器的反射率；I_ret为速差环带内卫星激光角反射器阵列的理论平均远场衍射强度；η_t和η_r分别为人卫激光测站光学系统的发射效率和接收效率；T为大气的单程透过率，A_r为接收望远镜的面积。