天基激光对GEO 卫星的毁伤效能分析与启示

刘 坤，刘百麟，邹恒光

（中国空间技术研究院 通信与导航卫星总体部，北京 100094）

0 引言

随着航天技术的发展，天气监测、交通运输、通信导航、科学探索等日常活动以及军事行动对卫星的依赖日益增加，太空已成为维护国家安全和利益的战略制高点。鉴于卫星具有重大的军事价值，国外从20 世纪50 年代就开始了反卫星技术的研究，目前已发展出反卫星核导弹、动能武器、定向能武器、电子干扰、化学喷洒及空间操控等多种技术手段，其中以高能激光为代表的定向能反卫星武器因具有攻击速度快、机动性和抗干扰性强、杀伤效率和效费比高、无后坐力、不产生大量空间垃圾等特点，倍受各航天强国的青睐。1975 年和1981 年，苏联的反卫星激光武器2 次照射飞越其上空的美国预警卫星使其“失明”；1997 年10 月，美国利用功率2.2 MW 的氟化氘激光器和运行在412 km 高度轨道上的MSTI-3 卫星进行了激光反卫星试验并获得成功。地基激光能对卫星造成硬杀伤的距离为500～2000 km，需要采用MW 级的激光器和光束控制与发射系统，并持续照射上百s。

近年来随着固体激光器技术的发展进步，尤其是电光效率高（35%～40%）、散热特性好、光束质量高（可接近衍射极限）、适应性强（无复杂的折轴光学系统，对环境温度、振动、冲击不敏感）的光纤激光器技术的发展，美国、俄罗斯、德国、英国、法国、以色列等国相继投入巨额资金、组织庞大队伍进行战术激光武器的开发，并投入军事应用。以美国为例，2003 年将安装在“悍马”车上的“宙斯”激光弹药销毁系统（功率1 kW）部署到阿富汗，使该系统成为世界上首种投入实战部署的战术激光武器；2012 年对功率10 kW 级的“高能激光机动演示系统”（HELMD）和“可移动陆基区域防护反弹药系统”（ADAM）进行了测试；2015 年研制出基于30 kW 级光纤激光器的“先进测试高能武器系统”（ATHENA）；2017 年完成60 kW 级功率激光武器系统的研制并集成于“高能激光移动测试车”（HELMTT）；计划2022 年完成300 kW 级陆军激光武器的研制，并将60 kW 级激光武器装备到AC-130J 炮艇机上。

1 天基激光器

激光在真空中传播不受大气衰减、大气湍流和非线性光学效应等因素影响，到达卫星的能量和光斑大小主要取决于激光器的发射功率、光束质量、发射器口径和传输距离。垂直入射时对于高斯光束有：

式(1)～式(3)中：为到达卫星的功率密度，W/m；为激光器发射功率，W；为激光器发射器口径，m；()为时刻激光器与目标之间的距离，m；为衍射因子，=1～3，在近衍射极限条件下=1，在衍射极限条件下=1.22；为照射到卫星上的激光光斑半径，m；为光束远场发散角，rad；为实际光束的远场束散角与理想光束的远场束散角之比；为激光波长，m。

式(1)中系数0.84 代表产生主要破坏作用的中央亮斑（Airy 斑）的能量占总发射能量的84%。由式(1)～式(3)不难看出，激光器发射功率越大、发射器口径越大、波长越短、光束质量越高、距离越近，则到达目标的激光功率密度越大。

目前空间太阳电池阵的输出功率已可达20 kW以上，考虑天基激光器只在发动攻击时有大功率用电和散热需求，采用太阳电池阵和蓄电池组联合供电可进一步提升供电能力。假定天基激光武器对卫星采用一对一的攻击模式，综合考虑激光武器平台的体积、重量、功耗、散热等因素，激光器功率取10 kW（10 kW 单模光纤激光器已广泛工业应用），电-光转换效率为40%，发射器口径为0.6 m（公开报道的战术激光器的发射器口径多在0.6～1.5 m，考虑天基应用取其下限），激光波长为1.064 μm，衍射因子=1.22，光束远场发散角=0.01 mrad 时，到达目标的激光功率密度与作用距离之间的关系曲线如图1 所示，表1 提取了其中几个典型距离上的激光功率密度数据。

图1 激光到达功率密度与作用距离之间的关系Fig. 1 The arrived power density of laser vs action distance

表1 典型作用距离上的激光功率密度Table 1 Power density of laser at typical action distances

2 毁伤效能分析

2.1 非热控材料的激光毁伤阈值

激光对目标的硬毁伤主要有烧蚀和热应力2 种方式：烧蚀指使用足够的辐射能量熔化或汽化材料；热应力指使材料温度上升形成热应力场造成材料性能下降或结构变形、失稳等损伤。后者所需激光功率密度小于前者所需的。根据已公开的地面试验或仿真数据，表2给出GEO 卫星的星外设备常用器件与材料的激光毁伤阈值。其中试验数据为大气环境测量数据，真空环境中无对流散热，毁伤阈值会略低。

表2 GEO 卫星星表非热控器件/材料的激光毁伤阈值Table 2 Laser damage threshold for materials and parts on GEO surface (not for thermal control purpose)

对照表1 和表2 可以看出，输出功率10 kW、发射口径0.6 m 的激光武器，垂直入射时在约18 km外可对采用三结砷化镓电池片的太阳电池阵造成硬毁伤，在约5 km 外可对星表碳纤维复合材料结构造成硬毁伤，对星表铝合金部组件造成硬毁伤需逼近到2 km 左右。激光对以CCD、CMOS 传感器为敏感器件的光学设备的毁伤效能与入射角度、光学镜头的接收增益等因素有关，当镜头的接收增益为10量级时，在16 km 外垂直入射的激光可对光学敏感器造成硬毁伤。

2.2 星表热控材料的激光毁伤阈值

多层隔热组件（MLI）、光学太阳反射器（OSR，也称光学二次表面镜）等星表热控材料的激光毁伤阈值尚无公开报道。本文采用热分析方法，根据星表材料的许用温度限制进行评估，计算结果略保守（计算的激光毁伤阈值低于导致材料热应力损伤所需功率密度），但对于指导卫星的防护设计仍具有积极意义。

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多层隔热组件由反射屏和隔热层组成（见图2），用于减少星上仪器设备的热量损失，同时隔离星外热源对卫星的影响。多层隔热组件的面膜与OSR片均属于二次表面镜，由基材（聚酰亚胺薄膜、掺铈玻璃）和反射层（铝、银镀层）组成（见图3）。

图2 多层隔热组件组成Fig. 2 Architecture of MLI

图3 二次表面镜结构与工作原理示意Fig. 3 Structure of second surface mirror and its working principle

可见光无法穿透反射层；波长1.064 μm 的激光照射到反射层时穿透深度为16.9 nm，也无法穿透反射层（厚0.09 μm 左右）。

GEO 可忽略地球红外辐射、地球反照等热源，则忽略星上部件遮挡时，深冷空间中被辐照面温度与吸收热流之间的关系可简化为

式中：为受辐照面吸收的热流，W；为受辐照表面的红外发射率；为斯忒藩-玻耳兹曼常量（5.67×10W/(m·K)）；为受辐照面积，m；为受辐照面的温度，K；为深冷空间温度，K。

下面取GEO 的太阳常数值为1367 W/m，对多层隔热组件和OSR 片在太阳光和激光共同辐照下的温度进行分析。

GEO 卫星的多层隔热组件面膜一般为聚酰亚胺镀铝薄膜，其太阳吸收比和红外发射率分别取寿命初、末期的平均值0.5 和0.67，假定间隔层为绝热，则由式(4)可计算出阳光垂直辐照到多层隔热组件外表面时平衡温度为366.2 K；聚酰亚胺薄膜对于波长1.064 μm 激光的透过率为85%，镀铝层对激光的吸收率与温度有关，遵循Hagen Rubens公式，即在低于熔点（铝熔点为933 K）时铝的吸收率与温度之间的关系式为

由式(5)可以算出，366.2 K 时铝的吸收率为6.48%。

假定激光垂直入射，忽略反射和ITO 膜的影响，聚酰亚胺镀铝薄膜的初始温度为366.2 K，则根据式(1)～式(3)可分别得出聚酰亚胺基材、镀铝反射层的温度与激光器作用距离之间的关系如图4所示。

图4 聚酰亚胺镀铝薄膜温度与激光器作用距离之间的关系Fig. 4 The temperature of MLI as a function of action distance of laser

由图4 可以看出，当激光器对卫星的作用距离小于58 km 时，照射到多层隔热组件上的能量可使聚酰亚胺薄膜温度超过其安全使用温度上限（250 ℃），造成其隔热性能下降。

OSR 片由掺铈玻璃镀银而成，表面涂ITO 膜，太阳吸收比取平均值0.12，半球发射率取平均值0.78。GEO 卫星在轨工作期间，太阳光线与南、北板外表面（OSR 散热面）的夹角在±23.5°之间变化；冬至或夏至时太阳光线与南、北板外表面的夹角达到最大值23.5°，卫星舱外温度达到最高。由GEO卫星在轨遥测温度数据可知，寿命期内卫星南、北板OSR 片平均温度不低于30 ℃（约303.1 K）。测试表明：单层高反银膜在1.0～1.4 μm 波长范围的平均反射率为99.17%，在1.064 μm 处的反射率为99.10%；玻璃基材在0.4～1.1 μm 波长范围内的平均透过率大于92%。忽略表面反射和ITO 膜的影响，则波长1.064 μm 的激光垂直入射时，玻璃基材、银反射层的温度与激光器作用距离之间的关系如图5 所示。

图5 OSR 片温度与激光器作用距离之间的关系Fig. 5 The temperature of OSR as a function of action distance of laser

由图5 可以看出，当激光器对卫星的作用距离小于36 km 时，投射到OSR 片上的能量可使玻璃基材温度超过RTV 胶的许用温度上限（260 ℃）。持续的激光照射则会造成黏胶软化、OSR 片脱落，导致卫星散热能力下降，致使星内设备的温度超限（一般为60 ℃），存在高温导致星上设备发生故障甚至损毁的风险。

2.3 小结

综合以上分析，10 kW 级天基战术激光武器对GEO 卫星的毁伤效能见表3。不难看出，输出功率10 kW、发射器口径0.6 m 的天基激光武器对GEO 卫星的硬毁伤距离最远可达58 km，星表热控材料（包括MLI、OSR）最为薄弱，之后依次为太阳电池阵、碳纤维/环氧树脂复合材料结构以及光学敏感器。

表3 10 kW 级战术激光器对GEO 卫星的毁伤效能Table 3 Damage effect of 10 kW tactical laser weapon to GEO satellite

实际上由于GEO 的特殊性，攻击航天器一般采用低于目标几十km 的轨道高度从其西侧抵近，或者采用高于目标几十km 的轨道高度从其东侧抵近；而OSR 通常位于GEO 卫星南、北外表面，其表面与来袭激光束的方向平行或呈较大的钝角，因此直接遭受激光攻击的可能性极小；GEO 卫星的外表面除散热窗口粘贴OSR 外，其余一般采用MLI包覆，因此MLI 将是星体抵抗激光毁伤的第一道防线；此外，GEO 卫星的太阳电池阵面积大、工作时对日定向，易于受到顺光攻击，且一旦能源受损将导致卫星性能迅速降级甚至整星失效，因此太阳电池阵将会是天基激光武器打击的重点目标。

激光武器的战术技术指标属于军事机密，虽然前述分析计算只是基于对武器参数的合理假定，并对模型进行了适当简化，但所得出的结果对于GEO卫星的防护设计仍具有指导意义。根据公开报道，天基激光武器对目标星的实际攻击距离可能比本文计算的更近，因此即便采用较低的激光发射功率、较小的发射器口径，仍能取得显著的毁伤效果。据报道，美国“地球同步轨道太空态势感知计划”（GSSAP）卫星曾多次秘密抵近俄罗斯等国的GEO 卫星（见表4），最近距离达10 km。

表4 GSSAP 卫星靠近GEO 卫星情况Table 4 Records of GSSAP satellite approaching GEO satellites

3 几点启示

前文分析结果可以为GEO 卫星的研制提供以下启示：

1）天基激光武器对GEO 卫星的威胁是现实的，高价值GEO 卫星须采取相应的激光防护措施。

2）卫星激光防护应重点围绕薄弱环节开展，以获取最佳防护效费比。星表多层隔热组件和太阳电池阵最有可能成为激光武器的毁伤对象，可将研发高反射率多层隔热组件面膜、提高电池片的抗激光毁伤能力作为被动激光防护的工作重点。

3）可从单机、分系统、系统层面综合采取防护措施，提高系统鲁棒性。以光学敏感器的激光防护为例，单机层面可通过镜头镀膜提升毁伤阈值、通过最小化光学视场降低被打击概率；分系统层面可通过选取不同的光学敏感器、对不同敏感器的输出姿态信息进行融合来提升抗激光打击能力；系统层面可通过将敏感器布置于星体不同部位、指向天球不同区域来增加激光攻击的难度。

4）可通过主动防护与被动防护相结合的措施提高综合防护效能。被动防护虽能提高GEO 卫星的抗激光毁伤能力，但防护效果随攻击距离、攻击持续时间而异；为高价值GEO 卫星配置激光告警装置可提升对激光攻击的感知能力，以便及时、主动采取规避和防护措施，提高卫星生存概率。

4 结束语

本文根据国外战术激光武器的发展情况，对天基战术激光武器攻击GEO 卫星的毁伤效能进行了分析计算，结果表明10 kW 级天基战术激光武器对星表多层隔热组件的硬毁伤距离最远可达58 km，对太阳电池阵的硬毁伤距离最远可达18 km，对碳纤维复合材料结构件的硬毁伤需抵近至5 km 以内。可见天基激光武器对GEO 卫星的威胁是现实的，应重点针对卫星薄弱环节开展激光防护设计，从单机、分系统、系统层面综合采取防护措施，通过主动防护与被动防护相结合的措施提高综合防护效能。本文分析结果可作为高价值GEO 卫星激光防护设计的参考，也可为其他卫星的生存能力提升提供借鉴。