绪论：本文以近未来技术水平为背景，试图推演“真实”太空战争的可能状态。
1 技术背景
以未来30～50年内，可能的技术发展为背景。不考虑超人剧变/技术奇点这类无可预测的指数跃迁。设想的未来技术水平，应在现有工程学理论上足以实现，具有较大的可行性，尽可能有较权威研究单位的文献支持。整理技术水平与CDE《死球崽子》类似。
（弱弱吐槽一句，30年到50年还是过分夸张了）

2 基础知识
2.1 太空中的轨道飞行
根据变轨时间和加速度的不同，太空轨道飞行大约有脉冲转移变轨、连续螺旋变轨两种策略。

2.1.1 脉冲转移变轨
霍曼转移变轨是脉冲转移变轨的典型优选策略，通过两次脉冲变轨，先进入椭圆转移轨道，再插入目标轨道，适用于各类热推进方案（比如化学推进、NTP核热推进、STP聚光热推进等等）。实际应用中，还有一些更快的变体，比如用更椭的转移轨道与目标轨道交汇而非相切，就能更快抵达目标，需要的dV速度增量也更多。
霍曼转移轨道允许在大约1/6弧长的轨道飞行时间中进行加减速。例如LEO轨道的周期大约是5400s，而运载火箭上面级将卫星送入GTO轨道时通常燃烧最多900s。对于长脉冲变轨，大约会有5%的dV因为弧段损失而浪费。

双椭圆转移
双椭圆转移（Bi-elliptical transfer）是双脉冲霍曼转移的推广。它的三次脉冲均为近地点或远地点的正切脉冲。其中一种常见的情景如图所示。
航天器首先位于内轨道1。在近地点施加速度增量（第一次脉冲）后，转移轨道3的远地点高度超过目标轨道2高度。接着在转移轨道远地点再施加一次速度增量（第二次脉冲），形成新的转移轨道4。最后在新的转移轨道4近地点处减速（第三次脉冲），到达目标轨道2。
双椭圆转移在能量消耗方面比起一般的转移轨道要少。此外，相对于霍曼转移，它的主要优势是：有一个自由度，即第二次脉冲的半径，故可用于某些特定的任务。

2.1.2 连续螺旋变轨
连续螺旋变轨则是超低加速度的持续推进变轨策略，推进器持续工作以螺旋线的形式逐渐升轨或降轨，通常用于两圆轨道之间的缓慢转移，适用于各类电、光推进方案（包括SEP太阳能电推、NEP核电推、静电帆、微磁气圈推进、太阳帆、激光帆等等）。
螺旋变轨所需的dV大略可以按照两个圆轨道环绕速度的差估计，此算法是假设无限慢转移。从LEO到GEO的螺旋变轨大约需要4800m/s。从LEO到LLO（近月轨道）大约需要8600m/s。
参考NASA的先进规划，太阳翼比功率1kW/kg，MW霍尔推力器比功率7.5kW/kg。SEPTug太阳能电推拖船的空载比功率达到400W/kg是没问题的，如果比冲6000s，则推重比高达1mG。对于24MW拖船，空重60t，推力408N，推进剂流量36.7kg/h。从LEO到LLO往来的话，每90天可以将322t载荷送LEO送到LLO（近月轨道），消耗推进剂78t。比化学火箭还用多了。

2.1.3 发射窗口
受到轨道力学限制，对于近未来的太空轨道机动，dV没高到可以无视发射窗口肆意机动的程度。因此每一次太空作战都要精心策划轨道机动方案。
以地球与火星的太空战争为例，每26个月才有一个发射窗口。部署在地球轨道上的舰队不可能出发，离开地球圈前去拦截从火星出发进入火地转移轨道袭击地球的舰队。要么将舰队部署在地球圈之外的SEL3、SEL4，切入自由返回轨道前往拦截；要么就只能等火星舰队进入地球圈后在地球圈里机动拦截。
前者，拦截舰队需要进行3～4年的飞行才能返回地球，而且需要消耗和来袭舰队一样多甚至更多的速度增量。
因此绝大多数的太空战场都应该是在某个天体的附近，通常严重不脱离其引力影响，以方便返回。

兰伯特定理（Lambert Theorem）表述为：对于兰伯特问题，转移轨道的转移时间
t，仅与半长轴a、初始和目标轨道半径之和r1+r2、以及连接始末位置向量的弦长c有关。即：
√μΔt=F(a,r1+r2,c)其中μ为中心天体引力常数。

在轨道力学中，Pork-chop图（Porkchop Plot）是一种用于初步轨道规划以及窗口期寻找的图表，它显示了特定行星际飞行（如地-火转移）的发射日期和到达日期组合的等特征能量(C3)等高线。通过检察Pork-chop图的结果，工程师可以确定何时存在与特定航天器的能力相兼容的发射窗口，一个给定的轮廓，称为Porkchop曲线（porkchop curve），代表常数C3，话说这个轮廓看起来长得很像一个猪排。。。猪排的中心是最优的最小C3。
1761年，约翰·海因里希·兰伯特（Johann Heinrich Lambert）首次用数学方法，证明了对于兰伯特问题，转移轨道的转移时间
t，仅与半长轴a、初和目标轨道半径之r1+r2、以及连接始末位置向量的弦长c
有关。这个方程通常被称为兰伯特定理（Lambert Theorem）。
图是从2022年10月1日，发射火星探测器的Pork-chop图

2.2 太空中的散热
首先，提前抛出一个大家都知道的玩意。热力学第二定律
克劳修斯表述：
不可能自发地将热量从低温物体转移到高温物体而不引起其他变化。
开尔文-普朗克表述：
不可能从单一热源吸收热量并完全转化为功而不引起其他变化。
热力学第二定律有以下几个特点：
方向性：热力学第二定律解释了热量自发流动的方向，即从高温到低温。
限制：限制了热机的效率，不可能实现100%的热转功。
开放系统：在开放系统中，虽然局部熵可以减少，但整体熵仍然增加。
他的物理意义是在孤立系统中，自然过程倾向于熵的增加，同时又不可能完全将热量转化成功而不引起其他变化，光是这一点就可以把B站上某些人嘴里说的把热量储存起来，发电的想法摁在这里了。因为废热的堆积是必然的，所以需要将热量排出航天器
首先必须清楚一个概念，那就是太空是极其空的，在地球大气层的边缘，密度极低，但仍然存在稀薄的气体和尘埃。例如，国际空间站轨道高度（约400公里）的大气密度约为1×10^-12kg/m³，太阳系内的太空密度随着距离太阳的远近而变化。靠近太阳的地方，由于太阳风的影响，密度较高，可能达到 10^-20 kg/m³，在星际空间中，密度极低，通常在10^-21 kg/m³ 到 10^-20kg/m³ 之间。由于密度极低，粒子碰撞稀少，导致热传导效率极其低下，可以忽略不计。热对流是流体通过流动传递热量的方式，需要介质的宏观运动太空中气体密度极低，几乎不存在流体的宏观流动，所以可以忽略不计，这里需要重点讲一下辐射散热。
辐射散热受黑体辐射公式限制，辐射功率密度是温度的四次幂，公式是P=σAT^4，其中σ是斯蒂芬-玻尔兹曼常数，约为 5.67×10^−8W/m^2 K^4
P 是黑体的辐射功率（单位：瓦特，W）
A 是黑体的表面积（单位：平方米，m²）
T 是黑体的绝对温度（单位：开尔文，K）
某些情况下，该公式需要考虑不同散热器的形状，也就是说，需要加入一个角度系数，作为修正系数这里就不提了。

再添加这个

下面是对先进辐射散热器的性能估计，参考SABRE发动机的预冷器，该发动机所用的预冷器采用In718高温合金微管盘绕加工而成，管径0.88mm，壁厚0.04mm，米重0.85g/m，管路压力可达60MPa；内通冷氦气来冷却高温进气，空气入口温度可达1273K，氦气出口温度也高达850K；若将其作为850K辐射散热器使用，假设排管间隔0.88mm，则双面散热功率密度可达42kW/m2（按辐射率0.90计），散热器面密度483g/m2，假设其他结构占一半重量，则比功率可达43.5kW/kg。

2.2.2 冷却剂散热
对于冷却剂散热，除非吸热气化后排放，否则很难获得较大的热容量，例如90K的深冷冰熔化为370K的水，也只能吸热1.1MJ/kg相对于310Wh/kg，吸热能力和锂电池的储能水平类似，优点是可以储存起来下次再用。如果允许气化吸热，则90K深冷冰气化成370K水蒸气可以吸热3.3MJ/kg，是前者的三倍了，缺点是水蒸气无法储存，只能排放到太空一次性消耗。
想要获得最大的一次性排放冷却性能，可以使用液氢，氢的比热容高达14kJ/kgK，是水的3.3倍，远胜于一切冷却剂。20K液氢升温到373K的氢气，可以吸热5.4MJ/kg，相对于1.5kWh/kg，是90K深冷冰的5倍之多。而且用高压氢驱动膨胀机做功发电后还能降温再次用于吸热。假设膨胀机效率90%，则在5倍压比（包括换热器压降）下氢气可以降温30%，如果20K液氢处于70MPa高压态，则可以通过6级减压吸热过程转换为4.5kPa低压氢气，在此期间可以吸热14.4MJ/kg，相对于4kWh/kg。

3 太空中的发电系统和推进器
3.1 热推进器
热推进方案（比如化学推进、核热推进、聚光热推进等等）的发动机和推进器是一体的，发动机产生高温高压气体后，通过喷管（对于聚变热推则是磁喷管）膨胀喷出产生推力。
3.1.1 化学推进
推进剂比冲可达325～470s，火箭发动机推重比约50～200G，化学火箭整体干质比可达10～30，单级空载dV最多可达12km/s。
3.1.2 核热推进
固体堆芯核裂变火箭在技术已经基本成熟，冷战中曾有大量测试，仅因为政治原因未实际使用，堆芯温度约3000K，使用液氢推进剂时真空比冲可达850～900s，试制的NTR核热火箭推重比仅2G，但PPT规划中认为可实现10G水平的推重比。