激光推进技术的应用范围及优势

要开发利用太空资源，前提是能够到太空去，利用激光技术能实现这个愿望。

激光能够产生很高的推动力，利用强激光束作推进力，只要激光器能够正常运转，就可以连续、持久地给飞行器提供推动力，飞行器将不断地获得加速度，最终能够以极高的速度飞行，让人类不用花多少时间便能飞奔到各个星球。比如说，如果飞船的飞行速度达到光波传播速度的1／30，即每秒10万km，人类就只需要花2～3 h便可以到达火星。在这么短的旅途时间里，是不必担忧太空旅途中的生活问题的。此外，空间站的激光器系统也可以给飞船提供推动力，保证人类能够再乘坐飞船返回地球。

（一）激光推进

飞行器（如卫星、飞船等）是靠推进技术摆脱地球引力的束缚进入太空的。传统的推进技术靠化学燃料燃烧产生的化学能，即化学燃料推进技术。新型的推进技术，它不是靠化学燃料燃烧的化学能，而是由激光能量转换成动能，产生推动力。

1．激光推进性能

激光推进有很好的性能，它的优越性如下：

1）比冲高

激光推进能够获得很高比冲，因此也就可以获得很大的推动力。我们知道，化学燃料燃烧推进获得的比冲与其推进室的温度成正比，温度越高，得到的比冲也越大。化学反应能量是由在原子最外壳层电子释放的，因此，依靠化学燃料燃烧不可能产生很高的温度，最高也就在3 500 K左右。而对于激光推进来说，它的推进动力的能量几乎全部是由外界提供的，由激光加热气体工质或者固体工质产生的高温等离子体，其温度能够达到非常高，可高达3万℃；其次，比冲是反比于推进室燃烧产物的分子量，对于通常的化学燃料燃烧推进，在推进室的燃料燃烧产物其分子量大约为12。基于推进室的温度和燃烧产物分子量两方面因素，化学燃料燃烧推进获得的比冲不会超过500 s。激光推进的工质不必燃烧，所以任何物质都可能作为其工质，例如分子量很小的氢气体（其分子量为2）就可选作工质，它完全化学分解的产物分子量为1。基于这两方面结果，激光推进很容易获得1 000～2 000 s的比冲，目前最高已经可以获得7 500 s。此外，激光推进所用的激光束可以是从地面或者太空轨道上的激光器源源不断地提供，在理论上激光推进的比冲可以是无限度的。因此，激光推进的推动力会非常大，根据目前的研究结果估计，用100 MW左右的激光束便可以将净质量120 kg（有效载荷比为0．5）的飞行器送入太空轨道。

2）有效载荷比高

采用激光推进技术推进的火箭，能够使它得到很高的有效载荷比，即有效载荷与起飞质量之比可以达到很高数值。激光推进的推动力是由外源激光器输出的激光能量转换来的，这就大大减轻了推进飞行使用的火箭自身重量，相应地也就大大提高了其运载能力。火箭在采用传统的化学燃料推进时，本身需要携带大量推进剂，比如利用它把1 t重的卫星加速到8 km／s的第一宇宙速度，火箭至少需要携带6．4 t化学燃料，占了它本身总重量非常大的比例（大约占到90%以上），相应地其有效载荷比便很小，大约在2%以下。采用激光推进时，火箭需要携带的工质数量很小，比如它把1 t重的卫星加速到8 km／s的第一宇宙速度，理论上只需要携带0．04 t工质。

3）大幅度降低发射费用

采用激光推进技术可以大幅度降低发射费用，以目前的技术水平估算，用激光推进技术发射微小卫星（重量10～100 kg）进入近地轨道，其发射费用大约是每千克有效载荷500美元，往后还有可能进一步减少到每千克100美元。采用传统的化学燃料燃烧推进技术，发射费用则相当昂贵，以目前的技术计算，发射卫星的费用一般是每千克有效载荷在10 000美元以上，有的甚至达到30 000美元。

4）安全可靠性高

激光推进系统是与能源分开的，这可极大地简化推进系统结构和控制系统结构，大大提高了使用的安全性。传统的化学燃料推进技术，使用的推进系统相当复杂，而且又需要使用大量高能推进剂，危险性很大。1986年“挑战者”号航天飞机失事，导致7名宇航员全部遇难；2003年“哥伦比亚”号航天飞机在返回大气层时发生爆炸，又使7名宇航员全部遇难。

5）缩短发射前的检测周期

采用激光推进技术发射前需要做的准备工作不多，这对于应急发射是很有利的。采用传统的化学燃料燃烧推进技术时，发射前需要做各种复杂的准备工作，准备时间比较长，地面操作也复杂，用户往往需要提前18～20个月提出申请，发射场地面操作时间一般需要20个工作日。发射准备时间过长将限制了发射场的年发射能力，以我国西昌卫星发射中心来说，它的年发射能力为12次，而太原卫星发射中心年发射能力只有10次左右。

6）减少环境污染

传统的化学燃料燃烧推进技术，使用的化学燃料推进剂中，除了液氧／液氢和液氧／煤油推进剂无毒之外，大部分的固体燃料推进剂和液体燃料推进剂（比如四氧化二氮／偏二甲肼）都是有毒的，在推进过程中残余的有毒有害物质会对环境造成一定程度的污染，如果推进发生事故造成的环境污染就更为严重。对于激光推进技术，它基本上没有使用有毒有害物质，对环境不构成污染。

7）适用的范围广

激光推进技术适用范围广，可以用来把微小卫星送到近地轨道，比如用输出激光功率100 MW级的地基激光器，便可以将100 kg左右的有效载荷送入近地轨道，发射费用大约只有100美元／kg；也能够进行轨道转移和轨道上升，在平均推力为10 000 N左右时轨道上升要求比冲达到1 000～2 000 s，在这个范围的推力和比冲，用输出激光功率10 MW级或100 MW级的激光器便完全能够做到。传统化学燃料燃烧推进技术和电推进技术都不能同时提供轨道上升所要求的推动力和比冲。此外，激光推进技术也可用于维持卫星轨道参数，比如用于克服地球重力或摄动力引起的微小扰动，执行这类任务所需的推力大小仅为几牛顿。

8）推进速度不受限制

采用普通化学燃料燃烧推进技术的火箭，其最终飞行速度是有限的。由于受到产能机制的限制，无论多么剧烈的化学反应，也仅仅是蕴藏在原子最外壳层电子的能量释放。如果要使单位质量推进剂释放更多的能量，产生更高的推动力，一种有效办法是剥离原子更深壳层的电子，亦即让推进剂变成高温高密度的等离子体。但是，依靠化学燃料的燃烧是不可能实现这个目标的。而由外部注入能量，比如把强激光脉冲瞬时加热工质，这是一种高效的能量注入方式，能够产生高温高压等离子体。因此，与传统的化学燃料推进技术相比，采用激光推进技术的火箭发动机，其喷气速度更高。对于采用化学燃料推进技术的火箭，其火箭发动机喷射平均速度小于5 km／s，火箭每一级的最终飞行速度只能达到10 km／s；而采用激光推进技术的火箭，它的最终飞行速度将远大于这个数值。

2．激光推进工作模式

激光推进的动力有直接推动力和间接推动力两种类型，前者由激光压力对物体直接产生推动力；后者通过激光与物质相互作用，发生激光能量向动能的转换，对物体产生推动力。

1）激光束直接推进

这是基于光的压力对物体直接产生推动力。激光的亮度可以超过1016sb（熙提，1 sb＝104cd／m2），比太阳光高1011倍，照射在物体上可以对其产生非常高的压力，可达到106Pa，这个数值与我国“长征1号”火箭的起飞推力相当，接近美国“大力神2”火箭的起飞推力。所以，利用激光是可以取代通常的化学燃料火箭，能够把飞行器送上太空。

2）激光束间接推进

这是将激光动量或者能量转换成飞行器运动动能的推进机制，它有3种工作模式：激光大气吸气模式，激光烧蚀模式和混合激光推进模式。

（1）激光大气吸气推进模式。图1-27是这种激光推进工作模式的概念示意图。放置在飞行器尾部的会聚反射镜会聚从地基激光器发射来的激光束，使在会聚反射镜焦点附近的空气发生气体击穿，形成高温、高压空气等离子体团，它吸收后续的激光能量并迅速膨胀，形成冲击波，对反射镜持续施加冲击压力，整体表现为给飞行器向上飞行的推动力。显然，这种推进模式是靠激光与大气相互作用，把激光能量转换成动能的，所以这种工作模式只适用于在大气层内（高度较低，小于11 km）的空间。在地球大气层外或者更高的宇宙空间，那儿的大气非常稀薄，这种工作模式的使用效果就很差，得不到所需要数值的推动力，对于需要在这种环境飞行的飞行器需要更换另外的推进模式。

图1-27　激光大气吸气推进模式概念示意图

激光大气吸气推进模式产生推力的过程可以分成4个阶段：①入射激光束经一定形状反射镜面反射并会聚，在飞行器上的反射镜焦点上形成高激光功率密度区，导致大气发生气体击穿并形成高温高压气体等离子体；②在高温高压气体等离子体向外膨胀的过程中，继续吸收后续激光能量，形成激光支持的爆轰波或爆燃波；③在激光脉冲结束或其强度不再能继续维持爆轰波或爆燃波时，爆轰波或爆燃波将退化为冲击波，继续向外扩展；④冲击波对飞行器上的反射镜的反射面产生压力，形成对飞行器的推动力。

（2）激光烧蚀推进模式。这是在飞行器尾部装上某些特殊固体或者液体材料（以下称工质），它们在从地面或者太空轨道上的激光系统发射来的强激光束作用下发生烧蚀，蒸发形成往外喷射的高温高压蒸气，并产生对飞行器前进的推动力，图1-28是这种推进模式工作示意图。采用这种推进工作模式的飞行器，它可以在远离地球大气层的太空中飞行。

图1-28　激光烧蚀推进模式工作示意图

由于材料发生烧蚀要求一定数额的激光功率密度（它要高于工质的烧蚀阈值），所以一般需要对激光器发射的激光束进行会聚。为防止激光产生的烧蚀物对会聚光学镜头产生污染，激光聚焦镜头需放置于离工质表面较远的位置。

依据使用的激光束类型不同，通常又将这种推进模式分为连续波激光推进模式和脉冲激光推进模式，前者由连续波输出的激光器提供激光能量，后者由脉冲激光器输出的脉冲激光提供激光能量。

按照激光与工质相互作用产生推动力的机理不同，通常又把这种推进模式分为两种类型：激光等离子体相互作用推进（LPI）、固体烧蚀推进（ALP）。前者的特点是使用的激光脉冲宽度较宽（微秒量级），工质在高能量、长脉冲的激光作用下先被加热汽化成为气体，然后被高能脉冲激光进一步产生气体击穿，形成气体等离子体，通过逆韧致吸收机制吸收后面来的激光能量并形成爆轰波，高速运动的等离子体和高热气体从喷管高速喷出，产生推动力。从理论计算和实验分析知道，采用这种工作方式能够获得比较高的比冲，通过提高激光功率也可以让激光运载火箭获得很高的推动力。后者的特点是使用的激光脉冲宽度极短，而且使用的工质是固体材料。当使用的激光脉冲宽度很窄（如为皮秒量级）时，激光在皮秒量级时间直接从工质上产生喷射物质，产生火箭的推进动力，即不经过加热工质汽化，从固体材料表面直接构造超音速喷射出高度电离的物质。根据动量守恒定律，电离物质喷射时会有动量作用于火箭，其作用力方向与喷射方向相反。这种工作模式的主要优点是比冲高，利用碳工质做的试验结果显示，得到的比冲可高达2×104s。实验结果还显示，得到的比冲反比于工质材料元素原子质量平方根，即激光运载火箭使用原子质量小的固体材料工质，能够得到更高的比冲和能量转化效率，可以说这是一种高效、安全的激光推进模式。

（3）混合激光推进模式。这是利用激光与飞行器本身携带的含氧化剂工质相互作用产生高温高压气体团，在相互作用过程中同时有化学能释放，使得推进过程在激光加热和化学反应的共同参与下完成，因而能够进一步提高激光推进性能。

激光推进的动力学效率正比于冲量耦合系数与比冲的乘积，这意味着只有通过提高激光动力学效率才有可能同时提高冲量耦合系数和比冲。如果使用的工质只有被激光烧蚀过程产生的热能，那么，由能量守恒定律可知，激光推进的动力学效率总是小于1的，一般在20%～40%。如果在激光烧蚀释放能量的同时，再用上化学反应释放的化学能，使得推进过程在激光能量和化学反应能量的共同协作下进行，那么工质的喷射动能就能够大于单纯由入射激光所产生的能量，显然，激光推进的动力学效率就能大于1，相应地也提高了激光推进性能。以使用聚甲醛（POM）工质来说，当使用混合推进模式时，获得的冲量耦合系数可以提高到101．7 dyne／W、比冲提高到1 047．9 s、动力效率提高到621．9%，在这当中化学能的贡献超过了84%。对于采用掺杂铝粉的POM复合工质，得到的冲量耦合系数更高，达到113．2 dyne／W、比冲达到1 275．4 s，动力效率高达707．3%，这里化学能的贡献超过86%。

激光推进的推动力与激光动力学效率密切相关，对于非混合激光推进模式，只能将提高推进平均推力寄托于提高使用的激光平均功率，然而这会受到激光器制作技术的限制（目前得到的激光平均功率水平最高大约是105W量级）。混合推进模式在推进过程中不仅将激光能量转化为动能，还引入了化学能，这就有希望同时提高推进冲量耦合系数和比冲，提高激光推进的动力学效率，从而能够大幅提高激光推进的推动力。

采用混合激光推进模式使用的工质有几种：一种是工质本身不含氧化剂，典型的有POM材料，如聚甲酸、聚氧亚甲基等；第2种是在其中掺进含能材料的工质材料以及含有光敏基团的三氮烯聚合物，它们在激光烧蚀过程中，可以释放一定数量的化学能，但发生放热反应时都需要外界提供氧气；第3种是本身含有氧化剂的工质，比如双基药，它是由硝化纤维素和硝化甘油掺杂其他少量含能增塑剂作为主要组分的火药，按照硝化纤维素和硝化甘油的比例不同，双基药有许多品种，它们自身含有氧化剂，在不需要外界额外提供氧气的情况下，在与激光相互作用时就会释放大量的化学能，这份能量释放是由激光引发工质本身发生的化学反应提供的。使用这种工质的激光运载火箭，其冲量耦合系数、比冲和动力学效率均高于POM材料工质，体现出了含氧化剂工质在激光作用下释放出的化学能对提高激光推进性能的贡献。

使用双基药工质得到的冲量耦合系数随着使用的激光功率密度增加是先增加然后降低，而比冲则是随着使用的激光功率密度线性增加。在大气环境中，当使用的激光功率密度2．44×106W／cm2左右时，得到的冲量耦合系数达到最大，为69．4 dyne／W，比冲为139．8 s。(www.zuozong.com)

3．影响激光推进性能的主要因素

对激光推进性能有重要影响的因素有激光脉冲宽度、激光强度、激光脉冲间隔、激光波长等。

1）激光脉冲宽度

使用的激光脉冲宽度不同，激光推进的冲量耦合系数会有差别。以铝、铁、铜以及石墨这几种固体工质做的实验结果显示，冲量耦合系数随激光脉冲宽度变化的规律是，随着脉冲宽度增大，冲量耦合系数先是快速增大，而后基本上不随脉冲宽度变化。

虽然脉冲宽度较宽的激光脉冲可以产生较大的冲量耦合系数，但得到的比冲则相应降低，要想获得较大的比冲，宜选用较短脉宽的激光脉冲。

2）激光强度

获得的冲量耦合系数与使用的激光强度有关。使用激光脉冲能量在1．1～90 mJ范围的飞秒激光脉冲，对铝、铁和铜工质进行的实验结果显示，激光脉冲能量从低增大，冲量耦合系数随之明显增大，在激光能量增大到某个数值时，冲量耦合系数达到最大值，使冲量耦合系数获得最大值时的激光强度称为最佳激光强度。同时，脉冲宽度宽的激光对应的最佳激光强度普遍小于激光脉冲宽度窄的。

科学家实验研究了铍、石墨、锌、银和钨等几种工质的冲量耦合系数随激光强度变化规律，这些工质随激光强度的变化规律基本相同，在激光波长和脉冲脉宽相同的条件下，冲量耦合系数随着激光强度的增加，先增加然后衰减。

激光推进的推动力正比于激光功率，理论上产生1 kg量级的推动力需要的激光功率在100 kW量级以上。发展激光推进技术，需要有高功率激光器提供支撑。目前的激光技术能够提供高输出功率的激光器，主要有高功率CO2激光器、高功率钕玻璃激光器、高功率Nd∶YAG激光器和高功率化学激光器等，在某种程度上它们可以满足目前的激光推进技术的需要。当然，要获得更高推动力，以适应航空航天事业发展的各种需要，有必要发展更高输出功率的激光器系统。

3）激光脉冲间隔

研究显示，除了铝工质之外，激光烧蚀工质产生的等离子体传播速度、等离子体密度等参数是随着激光作用时间间隔增大而减小的，在作用时间间隔大约为2 ns便维持在最小值。对于脉冲激光推进模式，当使用的激光脉冲宽度比较宽时，推进性能与激光脉冲间隔有关，提高激光脉冲重复频率（相应地减小激光脉冲时间间隔），使激光脉冲间隔尽可能接近工质烧蚀点火时间（小于1μs），能够获得较好的推进性能；如果采用短激光脉冲，可以提高推进性能，比如比冲随着激光脉冲间隔增大，大体上是线性地单调下降，当激光脉冲间隔延长到50μs时，实验测得的比冲是1 000 s左右，能量转化效率大约为40%。

4）激光波长

对于固体材料工质来说，它们对光辐射的反射率和吸收率与光波长有关，这表明激光烧蚀工质形成高温等离子体的阈值激光强度与激光波长有关；对于采用气体工质的激光运载火箭，特别是以大气吸气推进模式工作，都涉及激光的气体击穿过程，而这个过程也与激光波长有关，因此，激光推进的性能是与使用的激光波长有关的。不过目前许多研究工作主要还是利用数值模拟方法进行。采用矩形激光脉冲，对激光波长分别为248，355，694．3 nm，1．064，1．315，1．9，2．5，3．1，3．3，3．7μm，数值模拟计算铝工质的冲量耦合系数和比冲随激光波长变化的情况是：波长在248 nm～2．6μm范围内得到的冲量耦合系数随波长增大逐渐减小，并且降低的程度是缓慢的；比冲则是先迅速增大，然后有所减缓。

（二）激光飞行器

利用激光技术开发的激光飞行器以及建造的太空站，将让人类有能力大规模开发空间宝贵资源，让太空资源造福人类，这是人类拓展生存空间的努力方向，也是人类解决所面临的资源和环境恶化等难题的希望所在。

1．激光飞行实验

从20世纪90年代开始，科学家便进行利用激光束推进激光飞船模型升空实验。为提高激光推进飞行器的飞行高度，需要提高激光器的脉冲输出能量，同时也需要飞行器飞行稳定，保持激光束始终对准在飞行器激光聚焦面上。2005年，中国科学院电子学研究所的科学家根据旋转陀螺能够保持优良方向性的物理特性，在飞行器发射前，给飞行器施加一定的旋转加速度，使其在升空前维持一定的自旋速度，结果显示这能够保证飞行器在飞行过程中保持其飞行方向的稳定性，亦即能够保证激光束在其聚焦面内聚焦。他们实验使用的飞行器是自行设计的抛物面型飞行罩，如图1-29所示。其材质为硬铝，利用数控机床加工成型。飞行器的口径为50 mm、抛物面焦距为10 mm、整体质量为4．2 g，内表面光学抛光，光学反射率可达90%以上。使用的激光器是重复脉冲频率为50 Hz的TEA CO2激光器，单脉冲能量为13 J，在激光脉冲极大值10%处的全宽度约为3μs，半极大值处全宽度小于200 ns。

图1-29　实验用的飞行器

实验结果显示，飞行器旋转速度为400 r／min时，飞行器稳定飞行高度是1．6 m，进一步提高旋转速度到550 r／min时，稳定飞行的高度可提高到2．4 m；当旋转速度为700 r／min时，飞行器飞行的高度超过了2．6 m，触及了实验室屋顶。图1-30为飞行器第4次飞行时的轨迹图。

图1-30　飞行器飞行的空间轨迹

图1-31　Myrabo激光飞船模型

2．Myrabo激光飞船

图1-31是美国伦塞勒理工学院（Rensselaer Polytechnic Institute）Leik．N．Myrab教授在1989年设计的激光飞船的模型，它包括前部、底部和环形护套。它的前部像一个“减速伞”，可作为外部空气压缩表面（吸气式发动机进气口）。底部是一个旋转抛物锥面，它有两种作用，既可作为接收激光束的主要光学系统（抛物形反射镜面），又可作为气体膨胀作用表面（塞式喷管壁面），它汇聚入射的激光击穿空气并形成高温高压等离子体，从裙边和尾锥组成的喷管喷出，产生对飞船的推力。环形护套和塞式喷管是产生推力的主要结构，爆轰波在环形护套壁面附近形成，对喷管壁面产生的压力构成对激光飞船的推力，图1-32是该飞船在空中飞行的情形。利用脉冲能量1 kJ、脉冲重复频率10 Hz、脉宽为30μs的TEA CO2激光，将此飞船发射到39 m的高度。后来又采用脉冲平均功率10 k W的CO2激光束，将直径为12 cm、重50 g的这种飞船发射到了71 m的高空，飞船飞行时间持续13 s。

图1-32　激光飞船在空中飞行

飞船获得的推力与激光参数、飞船几何结构和环境气压等多个因素有关。激光参数包括激光强度、激光脉冲宽度、等离子体的热力学性能等。飞船几何结构方面，不同形状激光飞船的冲量耦合系数不一样，对于钟形激光飞船来说，其实验结果显示，底部的抛物线焦距为10 mm、喷管出口半径为32．5 mm、质量为16．3 g的钟形激光飞船，试验测得的平均冲量耦合系数为260．6 N／MW；抛物线焦距为15 mm、喷管出口半径为32．5 mm、质量为8．5 g的钟形飞船，其平均冲量耦合系数为218．7 N／MW。底部的内表面做抛光处理可以增强其对激光的反射能力，可改善冲量耦合系数。激光飞船所处的周围环境气压不同，得到的冲量耦合系数也不同，以激光单脉冲能量250 J测量的冲量耦合系数结果显示，激光飞船在大气中时其冲量耦合系数可以达到610 N／MW，在真空中时只能达到400 N／MW。

3．激光跟踪

飞船自离开地球表面那一刻开始就必须牢牢盯紧它，了解它所在空中位置和飞行状态，这就需要对它进行实时跟踪，也是保证飞船安全飞行的重要工作。2014年马来西亚航空公司MH370航班与地面失联，从雷达屏上消失得无影无踪，找不到飞机的踪影，几百人生死不明，成了这一年全世界轰动的事件。这件离奇的事也让人们再一次将目光聚焦到飞行跟踪技术，激光跟踪技术就是其中的升级版。

1）工作原理

图1-33　激光跟踪仪跟踪原理示意图

图1-33为激光跟踪测量系统的基本工作原理示意图。跟踪头内部的激光器发出的激光束通过光学镜组照射到跟踪转镜上，经跟踪转镜反射后照射到飞行器（图中以光学反射器代替）上，由飞行器反射的激光束进入仪器，到达分光镜后一部分激光束被反射到光电位置检测器（PSD），位置探测器输出跟踪误差信号，由后续电路驱动伺服电机调整激光束的发射角，获得跟踪的稳定状态。另一部分激光光束进入干涉系统与参考光束汇合，利用光学干涉技术完成飞行器空间距离测量。

激光跟踪仪上的圆光栅作为角度传感器，可以测量出回转轴的旋转角度，即反射器的空间方位角。利用测量得到的方位角，通过三角法等便可以确定飞行器在空中的位置坐标和与地面的距离。

2）仪器组成

激光跟踪仪主要由跟踪探测系统、伺服控制系统和跟踪轴架3部分组成。

（1）跟踪探测系统。

这部分能根据瞄准偏差信号决定目标运动速度的方向和大小，它包括光电探测器（如PSD，CCD或四象限光电池）、光学系统［如激光干涉仪、组合目标靶镜（角锥棱镜、猫眼反射镜）、跟踪反射镜、分光棱镜、1／4波片等］及信号处理系统。从反射器反射回的光束经过分光镜时，有一部分光进入位置检测器，当反射器移动时，这一部分光将会在位置检测器上产生一个偏移值，根据此偏移值，位置检测器就会控制马达转动，直到偏移值为零，从而达到跟踪的目的。因此，当反射器在空间运动时，激光跟踪头就能一直跟踪反射器。

（2）伺服控制系统。

这部分包括控制器、电源、电缆等，它主要用于向激光跟踪仪供电和进行数据交换。激光跟踪仪在进行测量时将与计算机之间进行大量的数据交换，而且要求很高的数据传输率，因而计算机与激光跟踪仪之间需通过控制器，采用局域网（LAN）形式传输数据。控制器实际上是一台工控机，这部分是跟踪瞄准系统的操作控制环节，不仅影响整个系统的稳定性，而且直接关系到系统的跟踪精度和响应速度。

（3）跟踪轴架。

这部分包括外壳、连接圆筒和三角底座等。这部分保证使固定于其上的反射镜能够绕两个互相垂直并相交的轴旋转，能为高速、高精度、稳定跟踪提供保证，其结构形式、刚度、转动惯量、摩擦力矩、结构的稳定性和平衡性都将影响整个仪器的测量精度和响应特性。