美国大功率连续波激光武器的发展与演变

美国大功率连续波激光武器的发展与演变

1实体技术和战术研究自激光出版以来，美国和前苏联开始与激光武器开展激烈竞争，并将杀戮分为三类。前苏联解体后,美国不但未放慢速度,反而加速各个单向技术的研究,并积极开展实战型激光武器研制与演示,可能在下个世纪初期布置实战型激光定向能武器。那么,激光武器到底比核武器和其它(如动能)武器有什么优越性呢?1.1结构参数和理论极限值众所周知,美国原卫兵反导系统的高拦截导弹斯帕坦采用的杀伤敌方弹头的机理是利用大气外层空间核爆炸产生的X射线对弹头壳体进行直接破坏。因为这时可以认为X射线是在真空中以光速向四面八方均匀传播,X射线的能量是在4π球面上分布的,则X射线在距离爆心L处的平均能量密度为ˉE核=E/4πL2E¯¯¯核=E/4πL2式中E——核爆产生的X线总能量。激光具有单色性和单向性,被称之为定向能武器的激光,其能量E集中在很小的立体角内,其能量密度为ˉE定向=E/π(Lsinθ)2≈E/πL2θ2令Δ为定向增益,则Δ=ˉE定向/ˉE核=4θ2式中θ——激光的发散角。θ的理论极限值为衍射极限,大约有θ≈λD式中λ——激光波长;D——发射镜直径。1.2比常规3种武器相干制备低空大气层内核爆炸产生的X射线只传输几十厘米,就被周围大气吸收而形成火球和冲击波,X射线没有直接杀伤效应,而激光则可以在大气中传输相当远而较少被大气吸收,作为“能(量)沉(积)”式武器来说,这是激光优于核爆X射线之处。1.3反应时间的影响很明显,激光束以光速传播(远高于动能弹的7km/s～8km/s速度),激光武器的反应时间实际上可以认为是零,不受目标速度和位移的限制与影响,这是它优于动能武器的地方。1.4第三，断污染与美国的原卫兵反导系统相比,避免了己方和敌方导弹上的核装置爆炸产生的核效应与核污染。也就是说,美国采用高新技术制造的非核辐射的激光武器进行拦截,不会像“有限的”核战争那样造成许多人伤亡,而且也能阻止或减少拥有核武器的国家用核武器还击的可能性。1.5推上升阶段20d以光速用巨大光能将对方导弹摧毁在助推上升阶段,其携带的分导式多弹头尚未释放,核弹头或生化弹头将坠落在对方领土上,这样会得到最大的破坏效果。2第1代地台激光武器miracl的研制和发展从世界上第1台红宝石激光问世以来,由于激光器具有良好的单色性、单向性和激光能量定向高度集中等特点,美国军方对激光的军事应用十分关注。1962年美国国防高级研究设计局(DARPA)开始了激光军事应用研究,并研制出小功率激光制导炸弹,在侵越战争中得到使用。70年代初开始了高能激光研究,相继研制出千瓦级连续波(CW)CO2激光器,同时也成功地研制出兆瓦级的钕玻璃激光器。在具有高输出功率激光器的背景下,美国陆海空三军分别开始了各自的高能激光武器研究发展计划。作为武器而言,由于钕玻璃棒易损,所以对作战环境要求十分苛刻,尽管钕玻璃激光器的输出功率在当时远高于CO2激光,波长λ=1.06μm也比CO2激光的波长(λ=10.6μm)要短得多,但仍被淘汰。由于反舰导弹的威胁,美国海军于1971年开始了高能激光武器研究计划。利用当时先进的CO2激光在导弹跟踪舰上进行多次试验,获得了激光束在海面上的传输数据。1972年,海军又向休斯飞机公司订购激光定向照射装置。70年代,美国空军和陆军利用CWCO2激光对各类导弹与飞机结构材料进行了激光打靶实验,其中包括模拟弹头结构防热层材料在风洞中的激光打靶实验,研究激光对目标的破坏机理、破坏效应和杀伤能力以及气流对破坏能力的影响与大气湍流对激光传输的效应。1973年美国TRW化学公司研制出极具生命力的新型化学激光器,使激光武器的发展进入了一个新阶段。该化学激光器受到美国国防部极大关注,这是由于它能在单位体积内集中大量的化学能,从而可获得重量轻、体积小和功率高的激光器。1976年TRW公司又研制出输出功率达10kW的化学激光器,DARPA将其命名为海军高级研究设计局化学激光器(NACL)。1978年3月,由TRW公司进行的演示试验中,利用连续输出功率达0.4kW的氟化氘(DF)化学激光束成功地击落了高速飞行中的陶式反坦克导弹,并击毁了无人直升机,引起世界各国军界的关注。1976年,美国海军与DARPA公开了更接近实用武器的舰载激光武器系统的海石计划(SeaLite),该计划将采用TRW公司研制的2.2MW的DF化学激光器,并在白沙导弹靶场建立高能激光武器系统实验装置(HELSTR),计划于1984年试验DF化学激光的杀伤能力;同年空军也提出要采用上述2.2MWDF化学激光器于1986年演示击毁低轨地球卫星的计划。SeaLite计划中的激光器属于中红外高级化学激光器(MIRACL),于1980年9月由TRW研制成功,其输出功率为2.2MW,在以CW输出的激光器中处于世界首位。1980年,美国防部提出一个更大胆的设想:天基激光作战平台计划。并预计在90年代中期可以操作一个天基激光武器。美国第1代天基激光武器的设想是采用一个5MW的DF激光器和一个直径4m的发射镜,可对3500km处的目标造成毁坏,能将前苏联的潜射洲际弹道导弹以1枚/s的速度击落。为了实现这一设想,美国于同年开始了代号为阿尔法(ALPHA)的激光器研制计划(即研制适合于天基部署的圆柱状氟化氢(HF)化学激光器,功率约为2MW,光束质量要求接近衍射极限)以及与此激光器配合使用的大型轻质发射镜计划LAMP。1983年3月23日,星球大战计划出笼。1983年初,美国成功地将2.2MW的DF化学激光器,即MIRACL建立在白沙导弹基地的靶场上,供三军使用。1983年,美国空军制订了将B-1战略轰炸机用于近距离防御武器开发计划,即机载激光实验室(ALL)计划,目的是研究大气传输、抖动环境等对激光武器的影响以及改进措施。在改装的KC-135空中加油机机身中央安装0.4MW高能CO2激光器,在机身前端安装前述的由休斯飞机公司研制的激光束定向装置。1983年5月对5枚响尾蛇空空导弹进行软杀伤都取得了成功。1983年9月成功地击落了两架亚音速靶机。1984年,SeaLite计划的激光束定向装置(SLBD)由休斯飞机公司正式研制成功,并在白沙导弹靶场与MIRACL进行组装联合调试。MIRACL的光学谐振腔长9m,光束粗度为324cm2,光波波长λ=3.6μm～4.0μm,连续输出功率为2.2MW。海石计划中的发射镜是直径1.8m的凹面镜,由法国REOSC公司制造,采用温度应变小的特殊玻璃材料,具有良好的耐热性能。海石计划中的光束定向装置SLBD的作用是捕捉、跟踪高速飞行中的导弹等运动目标,并将光束投向目标。对于数百公里目标的近程拦截不必取前置角,可以直接对准目标发射激光束。因为与光速相比,马赫数Ma=20的弹道导弹可以近似为弹道上的静止目标。1985年9月,美国报道了在白沙导弹靶场用MIRACL/SLBD对洲际弹道导弹大力神Ⅰ型助推器的燃料箱(装有充压水模拟飞行应力)进行静态打靶试验,验证了预计的破坏机理。据报道,采用MIRACL/SLBD对目标照射一次的平均时间为1s(0.3s～2.0s),最长照射时间也只有2s,大力神助推器燃料贮箱壳壁发生爆裂。1987年9月,用MIRACL/SLBD拦截并摧毁了一架靶机,靶机航速927km/h,航高457m。1987年11月,里根在马丁·玛丽埃塔公司观看了大型天基激光武器模拟演示,使用的激光器比ALPHA装置大得多,演示中打掉了10个模拟前苏联助推器目标。从上面简单叙述可以看出,美国在1985～1987年间,利用MIRACL/SLBD和其它激光器进行了一系列的静态和动态打靶破坏实验及捕捉、跟踪和瞄准实验。实验的对象包括飞机、反坦克导弹、空空导弹和地地弹道导弹等。可以说M1RACL/SLBD是美国第1代(化学)激光武器的雏形,可供演示与综合联试使用。1978年美国空军武器实验室(AFML)首次演示了连续氧碘化学激光器(COIL),1988年建造25kW氧碘化学激光器,1988年8月又建成58kwCOIL。在此基础上建造一个1MW的COIL在技术上说没有多大困难。美国物理学会(APS)的报告认为,COIL的输出功率达到100MW在理论上是可以实现的。COIL的波长λ=1.315μm,短波长(与λ=2.7μm～3.8μm相比)可以缩小化学激光器发射镜的直径尺寸并提高激光能量与靶材料的耦合效率。所以,COIL很可能成为美国的第2代化学激光器,取代第1代MIRACL。根据连续波化学激光器的输出功率水平,它首先用于战区弹道导弹防御(TMD)计划的可实现性较大(同天基弹道导弹防御计划相比),而USAF的TMD计划中的项目之一,就是研究从空中拦截助推上升阶段的弹道导弹用的机载高能激光武器系统(ABL),并称之为ABL计划。US空军研究所在1987年选定COIL作为ABL计划中的高能激光器,从而由原来的机载(CO2)激光实验室(ALL)发展为ABL。1990年12月,空军武器实验室(AFWL)和空军材料司令部的菲利普研究所正式联合开发COIL。1994年5月,菲利普研究所提出以波音(Boeing)公司的宽体747-400型喷气式飞机作为激光器(COIL)平台的机载激光武器方案。光束定向装置安装在机首的旋转塔上,以机首方向为中心可左右转动120°(共240°),俯仰角可覆盖正负各30°左右,用来捕获、跟踪和瞄准高速飞行目标。可以用ABL本身的远红外导引头探测正在上升的助推段目标,也可用各种军用卫星或空中预警飞机探测目标。1997年1月计划进行输出功率为1MW～1.5MW的COIL演示,2000年开始进行试验,2002年进行具备长期作战能力的ABL热试车,在2006年完成3MW级COIL且具有作战能力的标准型ABL的装备。如果实验成功,空军作战司令部将于2008年组成由7架ABL飞机构成的空中编队。这种标准型ABL作战飞机在12km～13km高空巡航,可拦截450km～500km范围内的用助推火箭升空的弹道导弹。每架ABL飞机可装载拦截200次导弹用的燃料和氧化剂,与护航的F-22战斗机一起在战区飞行。1991年美国弹道导弹防御局(BMDO)进行了阿尔法激光器的演示,完成了高功率武器级的运行,随后即与高能波束导向装置组合演示。安装的发射镜直径为4m。1996年8月初,TRW公司完成了基本型演示用COIL的试验,试验中的化学效率为百分之几十,这使得COIL更小更轻,这意味着ABL所用的747-400飞机将能在更高的高度飞行,以增加激光器有效作用距离,或使飞机有更长的巡航时间。1996年9月,在TRW公司的卡波斯特拉努试验场对阿尔法激光器进行了一次全过程试验,发射了5s的激光,目的是试验阿尔法激光器的最佳化。此外,在1996年2月至6月间,美国和以色列签订了共同开发拦截导弹和火箭用的高能激光武器鹦鹉螺(Nautilus)计划等,以MIRACL/SLBD为基础,对飞毛腿导弹弹体复制品(材料、结构尺寸和厚度等都与实物相同)进行照射,在5km距离内照射时间小于4s就将其战斗部破坏。据DARPA预计,鹦鹉螺化学激光武器系统对再入大气层的战区弹道导弹,如飞毛腿D那种装备有红外探测器等改变战斗部轨道的导弹,在19km外可使其探测器或电子装置损坏或失效,在5km距离内可使其战斗部内部溶融破坏。该计划还探讨对MIRACL/SLBD的改进和车载型号问题以及辅助光学系统的发射镜等问题。从上述美国高能激光武器的发展历程可以看出:美国为了推行其霸权主义,一直不停地研制高能激光武器,试图制止对方的还击,将对方的弹道导弹摧毁在助推上升阶段。根据美国公布的高能激光武器发展计划,可望在21世纪第1个10年内布置以COIL为能源的ABL武器,这对我们是个严重的威胁,我国的下一代弹道导弹设计必须对这一威胁采取相应有效措施。3贮箱与抗熔融破坏阈值用连续波激光对处于助推上升段的弹道导弹进行拦截要比再入段拦截有许多优点。助推器贮箱壳体与再入体(如多弹头)相比,数量少;贮箱壳体比再入体壳体脆弱,更容易被破坏或击毁;助推段上升速度慢,更容易被击中;一旦在助推段将贮箱击毁,弹道导弹携带的有效载荷(如核弹头、生物或化学弹头)会坠落本土,造成灾难性后果。因此,对处于助推上升段的弹道导弹的助推器贮箱进行攻击是十分合算的。所以,美国ABL武器系统的攻击目标选择处于助推上升阶段的弹道导弹的贮箱。对于未加固的弹道导弹而言,在连续波激光照射下最易破坏的部段是助推器的贮箱。不论是承受中等压力的液体火箭贮箱还是承受燃气高压的固体燃料火箭发动机壳体,在其内部压力、空气动力、推力以及激光加热(材料性能热降低和热应力)的联合作用下,壳体材料的某个部位因应力叠加、集中并超过材料的断裂强度(它随温度升高而降低)而产生裂纹,这种裂纹会迅速扩大,后果会异常惊人与致命,即导致压力贮箱的爆炸、导弹弹体折断与近乎解体。如果因激光功率或照射时间等各种原因,不断扩大的裂纹(缝)未能继续扩展,压力贮箱则会漏气,引起的压力损失肯定会对弹道导弹产生不利影响(但尚不能确定其影响大小),至少是推力下降,或推力终止,不论哪一种情况都会导致有效载荷的射程缩短。具体地说,不论是燃料贮箱还是氧化剂贮箱,如果失去压力,就不能有效地给液体火箭发动机输送推进剂,至少会偏离理想的燃烧配比;另外,泄漏液体的泵会出现抽空现象而自毁;如果泄漏孔(或缝)低于液面,燃料或氧化剂将从孔(或缝)中迅速流出,导致发动机提前关机。对于固体燃料火箭,如果泄漏未能引起燃烧熄灭,也会引起轴向推力下降及从孔洞(或裂缝)处喷射燃气而产生侧向推力,因此,未引起爆炸,但能引起泄漏的裂缝也会是致命的。美国物理学会关于星球大战的研究组在其报告“定向能武器的科学与技术”(1987年)中曾提出,对于前苏联液体型洲际弹道导弹SS-18(贮箱壳体材料为Al合金,弹径3m),用定标20-10的天基化学激光器(其输出功率为20MW,发射镜直径10m),只需要照射0.3s就会将其贮箱摧毁。前苏联学者当年对美国星球大战计划做技术评论时也曾指出,洲际弹道导弹最薄弱的地方是液体燃料贮箱,其热熔融能量密度破坏阈值Eth约为0.5kJ/cm2～1.0kJ/cm2。固体燃料火箭的助推器贮箱壳壁较厚而且比较坚固,所以,抗熔融能量密度的破坏阈值要稍高些,弹头的再入防热层厚得多,又是耐烧蚀材料,破坏阈值很高。一般说,飞机和巡航导弹的熔融破坏阈值同洲际弹道导弹的液体贮箱相差不多。因此,弹道导弹受到连续激光武器的威胁是明显存在的,如果在弹道导弹的总体设计和部件设计中不考虑抗激光加固,弹道导弹就可能发射不出去,在助推段就被击毁。4贮箱与al材质间的早期感染根据国内外资料,到目前为止人们理解与掌握的CW激光对板材的破坏机理有:a)熔融穿孔;b)热或温度升高引起的材料机械性能降低;c)温度分布不均匀引起的热应力等。实际上a)类破坏需要高的激光功率密度或长的照射时间,b)类和c)类的作用与导弹飞行时贮箱壁的工作应力(由气动载荷、推力、箱体内压等引起)的作用同时存在,可以在较低的功率密度或较短的照射时间内引起贮箱损伤或破坏。下面通过几个简例,对上述破坏机理做一浅析(详见附录)。a)例1:设美国ABL的激光波长λ=1.315μm,由直径D=3m发射镜发出功率P0=3MW的激光,照射到距离L=450km处的助推段的飞毛腿钢制贮箱上。则在贮箱上产生的光斑直径ds≈40cm。如果取钢贮箱壳壁厚度δ=0.4cm,则烧穿它只需要2.77s。b)例2:若贮箱壁材换为δ=0.4cm的Al合金,则烧穿时间为2.88s。因为Al合金对激光的反射率比钢材高。c)例3:与例1的情况相同,考虑贮箱壳壁温升引起材料性能降低导致的贮箱损坏。由于光斑直径ds与壁厚δ的比值ds/δ≈100,于是假定贮箱表面吸收的激光能量只在壳体厚度方向进行热传导,则得到不同时刻沿壳壁厚度方向的温度分布图(见图l)。由于贮箱充有内压(假定为980.68kPa),它引起的环向拉伸应力(是轴向的2倍,轴向拉伸应力被推力引起的压缩应力抵消一部分)约10787.37kPa。在激光照射1.5s时,贮箱外表面达到材料的熔化温度,贮箱壳壁中面的温度己达816℃,不再具有承载能力。于是在环向拉伸应力作用下,会沿A1A2剖面的B处(见图2,因为实际光斑温度这里最高)裂开。d)例4:情况同例1。考虑光斑内(假定温度沿径向分布均匀)外温度差引起的热应力导致贮箱壁板破裂,大约在激光照射了约0.5s时,因光斑内外温差引起的光斑外侧缘的环向拉伸热应力已超过材料的断裂强度(见图2的A1和A2处),裂纹深度(从表面算起)约不小于0.08cm。从4个例子的粗略估算可以看出,若用美国计划在下世纪第1个10年中布署的氧碘ABL攻击450km外的钢制弹道导弹贮箱,大约照射0.5s时仅靠热应力可使贮箱在A1和A2处产主裂纹,1.5s时在光斑束轴线附近(B)处产生裂缝,2.77s时会将贮箱壳体烧出一个直径大约小于40cm的洞。如果再加上工作应力的作用显然到不了0.5s,贮箱的A1A2剖面就会裂开。固体火箭发动机的燃气压力可达4903.5kPa～5884.2kPa,比对飞毛腿假设的内压p=980.67kPa大。所以不一定将贮箱烧一个洞,只要利用热应力、机械性能热降低和工作应力的联合作用,就可以在低的激光功率密度和短的照射时间达到破裂贮箱的目的。上述粗估是根据一些假设(它基于激光-靶材互相作用的物理-力学机制)条件进行的,虽然不是定量描述CW激光对贮箱的破坏机理,但可以定性地说明CW激光对贮箱壳体的破坏机理及各机理的关系。5针对cw激光威胁的对策根据历年来的有关报道及目前科学技术发展状况,对付CW激光助推段拦截,大致应开展以下的研究工作,并从研究结果中寻求对抗措施。5.1尾火焰在剂内释放烟目前美国用于激光弹道导弹助推段拦截的主要探测方式,是探测弹道导弹第1级火箭的尾焰,在火箭喷管附近,大型火箭的尾焰直径约3m～4m,长度约40m～50m,尾焰平均温度约1000～1400K。假如,在推进剂内掺入某种添加物使尾焰温度下降或者在助推段的弹道走廊或导弹弹体四周发射烟雾,或者在导弹表面喷涂易汽化物质,在助推段的气动加热条件下释放顺流而下的浓烟,则可能会给红外探测以及激光拦截造成困难。如果通过技术论证,这个概念和方案可行,则不仅对激光助推段拦截,对动能武器或其它武器对助推段的弹道导弹拦截同样适用。5.2贮箱的影响由于激光束在低层大气中的传输效率很低,只有在较稀薄大气层对助推段弹道导弹的贮箱进行照射方才有效,最好将速燃助推器设计为在对方拦截之前已结束工作,此时贮箱的破坏对弹道导弹不会产生什么影响。当然,速燃助推器会对导弹的过载和振动条件产生影响,这需要总体设计师们综合考虑。5.3激光杀伤能力新设计的弹道导弹可增设自旋小发动机组,使弹道导弹在助推上升阶段沿弹轴旋转,以便使激光光斑在贮箱表面沿环向移动,从而提高贮箱抗激光杀伤能力。当然,弹道导弹的制导系统要与自旋运动相适应。对于前苏联的SS-18洲际弹道导弹,美国给出的标称光斑直径ds=1m,贮箱破坏时间t≈0.3s。因为SS-18导弹直径为2m,故其自旋角速度ω=2.2rad/s时,抗激光杀伤能力可提高约3倍。5.4激光加热加热对反射系数的影响研究新的高反射涂层材料和涂粘技术,使之能承受苛刻的发射条件和空气阻力。同时,即使被激光加热到高温,仍具有较高的反射系数而且不脱落、碎裂和卷翘。从前述例子(等厚的钢板和A1板,由于A1材的反射系数大于钢材的反射系数,A1板的熔穿时间为2.88s,比钢材长)可以看出高反射涂层在对抗CW激光破坏方面的重要作用。5.5热机械性能从抗激光杀伤方面讲,研究杀伤机理从而研究并寻找加固方法是抗激光的基本途径。因此这里叙述稍详细些。为了研究杀伤机理与加固技术,首先应对现有弹道导弹贮箱的典型材料及将来可能采用的加固型材料的热物理性能及热机械性能进行(主要是实验)研究。热物理性能包括:反射率R(T)、热导率k(T)、比热Cp(T)、线膨系数α(T)、熔点Tm、汽化点Tg、熔化潜热Lm、汽化潜热Lg、升华温度Ts等。热机械性能包括:断裂强度σb(T)、弹性模量E(T)、延伸率以及加热速率与温度梯度对它们的影响。其次,应定量地弄清楚材料(尤其是复合材料)的烧蚀率(mg/cm2·s)和有效烧蚀热(kJ/g)同激光功率密度的函数关系,不同物质制成的复合材料在不同功率密度下的不同破坏机理,如热分解、溶化、汽化、升华、焦化、分层与剥落等。还有,在激光辐照与飞行工作应力联合作用下材料的破坏机理与破坏准则。加固技术研究重点应放在采用复合材料加固的研究上。首先,CW激光助推段拦截主要靠其巨大的热能,而再人弹头的烧蚀型防热(能)材料就是很好的候选对象;其次,激光的热能被烧蚀型材料产生的气体带走,而不是传到贮箱壳体上;第3,在烧蚀型复台材料层与贮箱壳体间加进一层绝热材料会更好些,因为在激光辐照中止后,未烧蚀掉的复合材料中的巨热会传人较冷的贮箱壳体,壳体温度继续上升可能仍被损坏。此外,考虑贮箱的刚度与变形以及起飞重量要求时,复合材料也是很好的候选材料。5.6u3000结论在材料特性及其损伤/破坏阈值(或破坏准则)研究的基础上,还应开展未加固及加固贮箱结构损伤/破坏模式及其生存能力的理论建模与数值计算研究工作以及贮箱缩比结构模型和1∶l贮箱结构之静态激光打靶演示试验,以便模拟并考核飞行工作应力条件下未加固和加固贮箱的生存能力。附录CW激光对贮箱的破坏机理浅析CW激光对弹道导弹助推器贮箱的破坏机理是十分复杂的。目前人们掌握的破坏机理有:熔融穿孔、机械性能热降低、热应力等引起贮箱材料与结构产生破坏。由于贮箱的工作应力(气动载荷、推力、内压等引起的壳壁应力)的存在,使破坏机理变得复杂。但为了对一些破坏机理作些定性的阐述,使我们有个定性的概念,下面对4个假定的例子作简单的粗估。a)例1:考虑美国的ABL对飞毛腿弹道导弹照射产生的熔穿破坏。取ABL的激光发射功率P0=3MW,发射镜直径D=3m,COIL化学激光波长λ=1.315μm,射击L=450km处的处于助推上升阶段的钢制飞毛腿弹道导弹贮箱。假定激光光束的能量近似为高斯分布,则照射到助推器上的光斑直径ds近似为由于高斯分布激光束的86.5%能量集中在光束直径ds内,故光斑直径ds面积内的平均功率密度I0ac为对于λ=1.315μm氧碘化学激光,在地表面附近晴天大气中的传输衰减率为0.1%,但是对于在12km～13km高度,尚未见其晴天大气传输衰减的数据发表,这里假定它与大气密度成正比例,可假定传输衰减率为0.05%。于是,经大气衰减后,激光光斑内的平均功率密度I1ac为飞毛腿弹道导弹贮箱壳体由钢材制成,假定钢材表面对λ=1.315μm激光的平均反射系数为R=0.3,则钢制助推器壳体吸收的激光功率密度Iav为要在助推器壳壁上熔融(或烧穿)一个洞所需要的能量密度Em为式中d(T)为材料密度(是温度T的函数,这里近似取作常数,d=7.75g/cm3);W为助推器壳体厚度,取W=0.4cm;CP为钢材的定压比热,J/g·℃,是温度T的函数,取实验数据拟合;Tm为钢材的熔点,取Tm=1430℃;T0为钢材初始温度,取T0=25℃,实际情况要远高25℃,取25℃偏保守;Lm为钢材的熔融潜热,Lm=314J/g。于是得根据下面的热平衡方程(6),可以得到熔穿助推器壳壁需要的时间tm:即tm≥2.77s这个例子说明,用美国预计2006年研制成功的机载COIL,拦截半径约450km范围内处于助推上升阶段的、类似飞毛腿这样的钢制助推器壳体,大约不到3s,就会将其贮箱烧穿。b)例2:仍用例1中的机载氧化碘化学激光器,拦截由W=0.2cm厚的AL合金贮存箱,那么,熔融Al合金材料需要的能量密度Em为由于Al合金材料对激光的反射率比钢材要高,这里取平均值,即R=0.8,那么,于是,熔穿时间tm为若取Al贮箱厚度W=0.4cm,与钢贮箱厚度相等,则其熔穿时间tm≥2.88s,大于钢贮箱的熔穿时间,这是因为Al的反射率比钢高的缘故。上述两个例子中暗含了这样的假定:当导弹处上升运动阶段时,由于切向气流的作用,贮箱壁板料一经熔化就立即被“冲刷”掉,激光的能量只是于加热固态金属并使温度升高到熔化为止。c)例3:讨论例1中的钢制贮箱壳体材料在氧碘化学激光器照射下的机械性能降低对助推器壳材料破坏的影响。首先计算激光照射在壳体材料厚度内引起的温度分布。由于光斑直径ds=39.45cm,它与助推器壳壁厚度W=0.4cm的比ds/W=98.63,所以可认为贮箱壳体表面吸收的激光能量只在壳体厚度方向进行热传导(这至少在光束轴线附近的区域内是合理的),并且忽略表面的热辐射与热对流。于是由熟知的各向同性固体材料的热传导方程可得到壳壁材料温度沿厚度或Z方向随时间t的分布T(z,t)。式中T0为壳壁材料初始温度(℃);t为时间(s);Iav为壳壁吸收的激光功率密度(W/cm2);k为壳壁材料的热导率(W/cm·℃);x为壳壁材料的热扩散率(cm2/s);z为从壳壁内表面算起的垂直于壳体表面的坐标(cm)。根据式(8)求出不同时刻沿壳壁厚度方向的温分布表示在图1中。由图1看出,当t=1.5s时,壳体外表面接近熔化温度(1430℃);在t=2.9s时,壳体内表面温度T(0,2.9)=1436℃,已超过熔化温度;当t=2.8s时,0.4cm厚的壁板已有0.304cm(从外表面算起)超过或达到熔化温度,剩下0.096cm的壳壁材料处于T(0,2.8)=1377℃以上,可以说,作为助推器结构已无法继续工作。附带指出,前面估算的熔穿时间tm=2.77s,小于这里计算的tm=2.9s,原因是在热传导方程中,仍继续考虑已熔化材料对热能的吸收所引起的。金属材料的强度随温度上升而降低。对于航天航空常用的钢材、镁铝合金和钛合金材料,在其生产状态都有测试数据和资料,但真正分开发表的数据则很有限。一般情况下,铝合金数据高达200℃～300℃,钛合金达400℃～500℃,钢达500℃～600℃,个别给出700℃的数据。但这些数据都是在较长时间保温条件(3s～5s,甚至10s)下做的实验,例如铝合金在280℃时的断裂强度只有常温条件时的15%～20%。但实际上,结构材料的机械强度与加热时间和加热率关系密切,例如铝合金,只要不熔化,在300℃时工作3s～5s,其断裂强度eb为常温时的80%