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根据欧洲航天局2022-08-11更新的最新数据,其统计模型估计的空间碎片中1 mm~1 cm的数量约1.3亿,1 cm~10 cm的数量约107,大于10 cm的数量约36500[8]。其中,1 cm以下的空间碎片可以采用防护装置进行防御,10 cm以上的空间碎片可以采用机动规避的方式进行防御,而1 cm~10 cm尺寸的空间碎片亟需防护新策略[5]。空间碎片示意图[9]如图 6所示。
Figure 6. Space debris diagram[9]
基于空间站部署激光平台的应用背景,本文中激光系统设计针对具有严重威胁的1 cm和10 cm尺寸的空间碎片进行清除,应用场景如图 7所示。图中,vl表示激光器的速度,vs表示空间碎片的速度。
激光系统设计参数与目标空间碎片参数如表 1、表 2所示。表中,Lmax为激光束最长传播距离,Tmax为系统最长持续出光时间,η1为太阳能板光电转换效率,ρ为空间碎片密度,D1和m所对应的两个数值分别对应1 cm和10 cm目标尺寸直径下的空间碎片质量。针对系统应用场景,将激光系统运行轨道设定为中国空间站所在轨道,以俄罗斯反卫试验COSMOS 1408碎片为清除目标样本,具体轨道参数如表 3所示[9]。表中数据采用的是两行轨道根数格式(two line elements, TLE)[10], U表示公开,A、T表示发射编号,+和-属于摄动项。
parameter value P0 10 W Lmax 100 km β 2 D0 2 m λ(Nd∶YAG) 1.064 μm Tmax 200 s η1 20% Table 1. Laser system design parameters
parameter value D1 1 cm; 10 cm(spherical shape) m 0.01 kg; 10.00 kg material alloy material ρ 2.8 g/ cm3 [11] c 1.26×105 J/(kg·K) Q 395.7×103 J/kg Tm 1500 ℃ T0 -270.3 ℃ Table 2. Target space debris parameters
space
station1 48274U 21035A 22276.00000000 .00025344 00000-0 25216-3 0 9992 2 48274 41.4710 281.9962 0002121 349.1571 277.3134 15.61082977 81638 space
debris1 49530U 82092T 22282.23760960 .00200956 00000+0 57432-2 0 9995 2 49530 83.5994 200.3599 0076594 16.0562 342.3183 15.32307567 49639 Table 3. Space station and space debris orbital elements
根据太阳能转换计算公式[12]:
式中: Wmax为激光器最大发射功率;Wsun为太阳辐照度;Ssun为太阳能板有效面积;T1为太阳辐照时间;η2为逆变器转换效率;η3为太阳非直射影响因子;T2为激光器出光时间。
结合应用场景,将Wsun设定为1300 W/m2,η1设定为20%,η2设定为90%,η3设定为0.4[11],Ssun根据前期设计设定为8 m2。通过仿真计算,空间站运行一圈的太阳辐照时间可以达到3300 s,当激光出光时间为200 s时,可假设太阳能板积累的能量能够使得激光器满足最大发射功率达到10 kW以上,满足激光系统参数设计需求。同时,空间站与目标碎片在激光器探测范围为30°的范围内可以达到连续出光约100 s的窗口需求,平均作用距离约为80 km。
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在天基激光系统设计过程中,一般需要考虑六大分系统,包括动力系统、控制系统、电源系统、遥测控系统、跟踪瞄准系统和高能激光器[12]。天基激光系统工作流程如图 8所示。其中,具有捕获、跟踪、瞄准(acquisition, tracking, pointing, ATP)功能的光束定向器是准确定位跟瞄目标的技术保证,激光器是清除目标碎片的能量来源,是系统的核心部分。
现阶段天基激光系统需攻克的关键技术包括高功率激光器技术、跟踪瞄准系统精度、激光与物质作用的效能等[12],在系统设计时可以考虑以下解决方案:(a)激光器是系统的核心,高功率输出特性尤为重要, 在本系统激光器的设计中,通过采用光纤功率合束器对多个千瓦量级功率的固体激光器进行合成,合成效率一般在98%以上[13],可达成万瓦级的输出功率, 但功率合成器承载的高功率会使得合束器产生温升,所以在制作过程中可以采取在壳内部高效封装液冷管等方式实现有效制冷[14]; (b)空间碎片具有尺寸小、探测距离远、速度快的特点,因此其清除效能取决于系统的跟踪瞄准部分。在本系统ATP的设计中,作者提出了一种大口径可折叠薄膜发射望远镜[15]与太阳能板有效结合的技术,是一种新型反射镜与太阳能板结合的设计理念, 使得在轨激光平台在太阳能板足够供电的基础上,打开可折叠主镜识别、跟踪目标,引导激光指向最佳瞄准点,实施碎片清除, 从而解决ATP尺寸对激光器系统功率的制约问题,提高系统设计效费比[16]。
可明确功能如下:(a)捕获、跟踪及维持信标光;(b)抑制外界引起的视轴抖动,减少光能量损失,提高链路的稳定性[17];(c)实现激光汇聚并引导发射,通过大口径望远镜提升到靶功率密度;(d)对激光器进行供电,采用技术融合以达成减小卫星平台体积及质量的效果。
作用机理如图 9所示。
2.1. 应用场景
2.2. 系统设计
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根据仿真计算,在对应清除目标为1 cm空间碎片的情况下,本文中设计的激光系统对应的激光器毁伤阈值可以达到25 J/cm2~30 J/cm2。在激光连续出光时间为100 s、探测角度为30°的条件下,对目标碎片造成的毁伤能量W≈179026.4 J,大于目标碎片毁伤所需能量W0≈121003.8 J,可以满足直接烧蚀模式下的毁伤效果。光轴抖动的精度产生的定位误差如图 10所示。系统到靶功率密度随时间变化规律示意图如图 11所示。
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当目标空间碎片直径为10 cm、质量为10 kg时,对应直接烧蚀模式下的毁伤能量W0≈1.21×108 J。根据仿真计算结果可知,在连续出光时间为100 s的情况下,激光到靶能量仅能达到W≈364593.7 J,不能满足直接烧蚀模式,需要采用烧蚀反喷模式进行清除。
根据霍曼转移公式[18]:
式中: Δv为速度增量; vEP为椭圆转移轨道近地点速度; vi为初始圆轨道速度; r1为转移前圆轨道高度; r2为转移后圆轨道高度; μ为地球引力常数。
根据轨道动力学模型,采用霍曼转移方式将目标碎片从其所在轨道高度约480 km转移至轨道高度为200 km的大气层所需的速度增量Δv≈-79.7054 m/s,转移过程如图 12所示。
根据烧蚀反喷模型[19]:
式中:Cm为冲量耦合系数;Ws为单次辐照条件下的到靶能量;ps为靶材表面的烧蚀压力。
结合相关文献,激光烧蚀铝靶过程中的冲量耦合系数为750 μN·s/J,考虑到激光束的作用误差和碎片的运动状态,取冲量耦合系数Cm=200 μN·s/J[19]。根据激光器25 J/cm2~30 J/cm2的毁伤阈值,单脉冲激光作用下目标碎片的速度增量约为6.8 m/s。由于激光存在定位误差,对不同时间窗口次数下的速度增量模拟如图 13所示。在该条件下,天基激光系统需要至少对目标累积施加12次单脉冲激光,方可为目标变轨提供足够速度增量。
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根据对上述1 cm和10 cm尺寸碎片清除方案的可行性分析,得出不同尺寸下的方案对比,如表 4所示。
D1/cm m/kg adoption of the model destruction efficiency number of time windows 1 0.01 direct ablation mode principle ablative backflow ≥1 10 10.00 ablative backjet mode principle meltage ≥12 Table 4. Comparison and analysis of 1 cm and 10 cm debris removal schemes