基于羽流效應分析的航天器發動機布局設計研究

王偉臣，石 泳，張 健，郭 娟

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

在衛星、飛船、空間站等航天器上廣泛使用姿軌控發動機，其推進劑向外部真空環境噴射會自由膨脹形成真空羽流，撞擊航天器表面，產生羽流加熱效應。對于大型航天器，所配置的姿軌控發動機較多，使得羽流熱效應更加復雜，有必要對真空羽流熱效應進行分析與防護設計研究。

國內外在真空羽流效應分析方面做了較多的研究工作。真空羽流流場呈現自由分子流動特性，研究人員廣泛使用DSMC 方法[1]計算真空羽流場。蔡國飆等人[2-4]建立了基于N-S 方法和DSMC 方法 的耦合數值模型，計算了神舟飛船平移發動機的真空羽流場對太陽電池陣的羽流效應；王平陽等人[5]使用DSMC 方法計算了雙元姿控發動機的反流特性；張健等[6]使用DSMC 方法研究了發動機真空羽流對敏感器的熱效應。研究結果表明，DSMC 方法可以準確地模擬發動機真空羽流場，但是該方法對計算機能力、計算成本等要求較高。針對工程型號中要求通過多工況比較、快速計算以確定設計方案的應用需求，可以使用Simons 法[7]、特征線法[8]或點源法進行計算并得到符合設計要求的結果。

本文對某航天器用姿控發動機真空羽流熱效應進行仿真分析，同時基于分析結果進行了發動機布局方案優化設計和航天器熱防護設計。

1 計算方法

1.1 計算方法

首先使用最小自由能法對推進劑在燃燒室中的燃燒情況進行計算，得到各種燃燒產物組分的含量和熱力學特性，并利用這些數據求解N-S 方程，得到噴管內部的流場參數分布。

其次，在得到噴管內部流場之后，根據噴管出口處的流場參數，使用點源模型計算噴管外部的羽流場。最后，在此基礎之上再計算發動機真空羽流熱效應，獲得航天器表面的羽流熱流密度分布。

1.2 計算模型

計算模型選擇航天器滾動控制發動機，它安裝在圓柱艙段下部的外壁面處。使用SYSTEMA 軟件的T3D 模塊對艙體及發動機進行了網格劃分，如圖1所示。

艙體直徑為2800 mm；滾動控制發動機為雙組元發動機（四氧化二氮和一甲基肼），其推力大小為30 N；燃燒室總壓為0.9 MPa，其內部燃氣溫度為3000 K；噴管喉部半徑為R*=2.5 mm，出口直徑為50 mm。

圖1 艙體及發動機羽流熱效應計算網格模型Fig.1 Mesh model of the cabin and its thrusters for exhaust plume thermal effect calculation

2 計算結果及分析

2.1 真空羽流場分布

對艙體及發動機真空羽流熱效應進行了計算，獲得了羽流場流線分布、密度等值線圖和壓力等值線圖，分別如圖2～圖4所示。

由圖2可知，噴流從噴管噴出后迅速膨脹，大部分向噴管前方運動，少量在噴口附近形成回流區并向后方運動。由圖3和圖4可知，在噴管軸線附近的區域內，羽流的密度和壓力相對較高，形成了羽流核心區。圖中Z為噴射方向的尺寸，R為垂直于噴射方向的尺寸。

圖2 羽流場流線分布圖Fig.2 Streamlines of plume flow field

圖3 羽流場密度等值線圖Fig.3 Density contour of plume flow field

圖4 羽流場壓力等值線圖Fig.4 Pressure contour of plume flow field

圖5所示為某工況的航天器表面羽流熱流密度分布。由圖可知，發動機在工作期間，其噴口正前方附近的航天器表面熱流密度相對較高，達到1.09 kW/m2，周圍區域迅速下降至較低的水平。

圖5 航天器表面羽流熱流密度分布Fig.5 Heat flux contour of plume on the spacecraft surface

2.2 不同發動機布局下的羽流熱效應

通過改變發動機推力線角度（噴管軸線和航天器表面切線的夾角）和安裝點高度（安裝點到航天器表面的距離），得到在不同發動機布局下航天器表面最大羽流熱流密度的變化（見圖6）。

圖6 不同發動機布局下航天器表面最大羽流熱流密度Fig.6 Maximum heat flux of plume on the spacecraft surface for different thruster layouts

由圖6可知，航天器表面羽流熱流密度隨著發動機推力線角度和安裝點高度的增大而減小，這是由羽流場分布形態決定的。可以通過增大推力線角度和發動機安裝點高度，使羽流核心區遠離航天器表面，從而降低噴流對航天器表面的加熱效應。

2.3 發動機布局設計因素

除了推力線角度和安裝點高度之外，在確定發動機布局時，還要考慮以下幾個因素：

1）控制力矩及推力損失要求。為了有效使用發動機控制航天器姿態和軌道，控制系統對發動機輸出的控制力矩和沖量有要求，而通過增大發動機推力線角度降低羽流效應的同時會帶來推力損失。根據經驗，一般會將推力損失控制在10%以內，其所對應的推力線角度不大于25°。本文研究的姿控發動機控制力矩要求不小于90 N·m。

2）航天器布局包絡要求。姿控發動機一般安裝于航天器外部，為降低羽流效應需要將發動機安裝點高度抬高；但受運載火箭整流罩凈包絡限制，姿控發動機安裝點高度不能超過400 mm。

3）發動機支架設計要求。安裝點抬高意味著發動機距離航天器表面較遠，要求發動機支架的尺寸較大，為此需對支架結構形式進行優化設計。

3 熱防護設計

在發動機布局確定后，根據羽流熱流密度，結合發動機工作的時間特性，對航天器表面采取羽流熱防護設計。

由于艙體內安裝有許多設備，均有熱控要求。在進行艙體熱防護設計時，除了考慮羽流熱效應外，還要考慮太陽輻射熱、發動機輻射熱等。結合工程設計經驗，在考慮太陽輻射熱的基礎上，給出了2 種羽流熱防護設計形式。

3.1 高溫隔熱屏

高溫隔熱屏由30 單元的中溫多層組件和高溫組件組成，可以耐受40 kW/m2、持續時間100 s 的羽流加熱。高溫隔熱屏一般用于連續工作時間長、羽流熱流密度大的發動機（如軌控、正推、反推發動機）附近航天器表面的熱防護。

高溫隔熱屏中含有不銹鋼箔、鋁箔等金屬組件，面密度相對較大，需設計專用支架并用螺釘形式固定在艙體表面。

3.2 熱控多層

熱控多層由20～30 單元的低溫多層組成，可以耐受5 kW/m2、持續時間60 s 的羽流加熱。熱控多層一般用于脈沖式工作、羽流熱流密度小的發動機（如滾動、俯仰、偏航發動機）附近航天器表面的熱防護。

熱控多層主要由聚酰亞胺薄膜和滌綸網組成，面密度相對較小，無須設計專用支架，通過尼龍搭扣粘貼在艙體表面。

相對于高溫隔熱屏，熱控多層具有面密度小、安裝形式簡單的優點，因此在確定姿控發動機布局時優先選用熱控多層。

4 發動機布局方案的確定

表1所示為綜合考慮控制力矩和推力損失、發動機布局包絡等設計因素，且兼顧熱控多層熱防護形式后的發動機布局方案，各方案對比如下：

1）方案1 的發動機安裝點高度偏高（為300 mm），使得支架重量相對較重，不作為選擇方案。

2）方案2和方案3的發動機安裝點高度均較低，其中方案2 的發動機推力線角度小于方案3，推力損失相對小，且控制力矩留有2 N·m 的設計余量。

綜上，選擇方案2 作為發動機布局方案。

表1 發動機布局方案的對比Table 1 Comparison of thruster layout plans

5 結論

本文在真空羽流效應計算分析基礎上對航天器發動機布局進行了優化設計，得到結論如下：

1）不同發動機布局下航天器表面的羽流熱流密度分布不同，因此須對航天器發動機布局進行優化設計。

2）通過增大發動機的推力線角度和安裝點高度，可以使得發動機羽流核心區遠離航天器表面，從而降低噴流對航天器表面的加熱效應。

3）確定發動機布局時，須綜合考慮羽流熱效應、控制力矩及推力損失、航天器布局包絡和發動機支架設計等因素。

4）發動機布局確定后，須對發動機附近的航天器表面采取適當形式的熱防護設計，以緩解羽流加熱對航天器結構的影響。

（References）

[1]Kashkovsky V, Markelov G N, Ivanov M S.An object-oriented software design for the direct simulation Monte Carlo method, AIAA 2001-2895[R]

[2]蔡國飆, 王慧玉, 莊逢甘.真空羽流場的 N-S 和DSMC 耦合數值模擬[J].推進技術, 1998,19(4):57-61 Cai Guobiao, Wang Huiyu, Zhuang Fenggan.Coupled numerical simulation with N-S and DSMC on vacuum plume[J].Journal of Propulsion Technology, 1998, 19(4):57-61

[3]蔡國飆, 賀碧蛟.神舟飛船平移發動機對太陽能帆板羽流效應數值模擬研究[J].載人航天, 2011(4):48-53 Cai Guobiao, He Bijiao.DSMC simulation for the plume effect of the Shenzhou spacecraft attitude control thrusters on the solar board[J].Manned Spaceflight, 2011(4):48-53

[4]蔡國飆, 賀碧蛟.PWS 軟件應用之探月著陸器羽流效應數值模擬研究[C]//2009年空間環境與材料科學論壇文集, 北京:《航天器環境工程》編輯部, 2009:22-28

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[7]張建華, 蔡國飆.用Simons 法計算真空羽流[J].推進技術, 2002, 23(5):406-409 Zhang Jianhua, Cai Guobiao.Computation based on the Simons model for vacuum plume[J].Journal of Propulsion Technology, 2002, 23(5):406-409

[8]史紀鑫.航天器姿控發動機真空羽流計算及其擾動分析[J].航天器環境工程, 2011, 28(5):431-435 Shi Jixin.Plume field and its perturbation analysis of a spacecraft attitude control thruster[J].Spacecraft Environment Engineering, 2011, 28(5):431-435