推力器羽流對太陽電池翼污染效應的分析及控制方法

張健 張振華 王偉臣 石泳 魏傳鋒

(中國空間技術研究院載人航天總體部, 北京 100094)

?

推力器羽流對太陽電池翼污染效應的分析及控制方法

張健 張振華 王偉臣 石泳 魏傳鋒

(中國空間技術研究院載人航天總體部, 北京 100094)

在分析羽流污染預示和太陽翼輸出功率衰減預示方法基礎上，識別出了影響羽流對太陽翼污染效應的關鍵因素，提出了較為系統的羽流對太陽翼污染效應的分析和控制方案。經仿真驗證，該方法可有效實現量化分析和控制推力器羽流對太陽翼的污染效應，可以為我國衛星、深空探測和載人航天領域航天器工程研制提供參考。

航天器；推力器羽流；污染；太陽電池翼；功率損失

1 引言

航天器推力器羽流效應包括力攝動、熱載和污染等，其中推力器羽流對太陽電池翼污染效應由于直接關系航天器平臺電源系統性能，在工程中顯得尤為重要，成為航天器總體方案設計需要分析和解決的一個重要問題。對于中長期在軌航天器來說，姿態控制和軌道控制推力器長期在軌工作，噴出羽流在真空環境內的廣大空間膨脹擴散，由連續流過渡為分子流[1]，其中夾帶的液體與固體顆粒物不可避免與航天器表面發生接觸，并形成粘附于航天器表面的化合物污染層。大量地面試驗和分析結果表明[2-5]，污染物粘附在光學玻璃表面，將通過物理和化學機理的作用引起玻璃光學性能下降。對于太陽電池翼，羽流污染將造成其輸出功率下降[2]，從而影響航天器系統的供電能力。

羽流對太陽翼污染效應的分析與控制是一項涉及總體設計、羽流分析、電源系統設計等跨學科領域問題，具有較高的難度。本文在分析羽流污染物分布預示方法[6]和羽流污染對太陽電池翼功率影響預示方法[2,7]的基礎上，提出了完整的航天器系統推力器羽流對太陽翼污染效應的分析量化和控制方法，可以有效實現羽流對太陽翼污染效應的定量化分析，同時可以進一步完成總體方案優化，實現對羽流污染效應的減緩和控制。本文所提出方法在我國載人航天器研制中得到了應用，效果良好，可為后續航天器研制提供參考。

2 分析方法

2.1 基本假設

羽流污染物從推力器噴管中生成，經過加速運動與物體表面發生撞擊、吸附、反射、分解、固化等，與太陽翼表面發生粘附、遮擋和腐蝕的整個過程也非常復雜，因此為簡化上述分析工作，使羽流對太陽翼污染效應分析更加簡便可行，本文提出以下3個基本假設[8]：

(1)羽流污染效應主要由污染物的物理存在引起，化學腐蝕效應對太陽翼功率衰減影響可忽略。羽流污染效應過程復雜，包括物理和化學機理多種過程，其中太陽翼功率衰減被認為主要由污染物的物理存在引起，與污染物存在量直接相關，化學腐蝕效應不視為導致太陽翼功率衰減的重要因素。

(2)污染物撞擊物體表面后達到完全吸附，不發生反射和濺射。羽流液相污染的主要成分是推力器噴管中生成的微小推進劑或生成物液滴，在撞擊到物體表面后，一部分出現濺射現象，一部分吸附于物體表面。在分析過程中不考慮污染物在航天器表面濺射而引發的二次污染。

(3)按照離散粒子直線運動規律考慮污染物粒子空間運動。污染物包括液相污染和氣相污染，兩者由于污染物主體分別為液滴微小顆粒和氣體分子，物體特性的差異決定了在計算處理上需要分別按離散粒子運動和稀薄氣體流動區別對待。研究表明污染物成分主要為液相形態，因此按照離散粒子點源規律處理，不考慮污染物的氣體繞流特性。

2.2 分析及控制方法

基于上述假設，本文提出航天器推力器羽流對太陽翼污染效應的分析和控制方法，如圖1所示。

1)系統特性分析

航天器方案設計階段，針對航天器的總體構型方案、推力器選型與布局方案、太陽翼總體方案、飛行方案和飛行任務剖面等系統關鍵特性開展分析，獲取羽流污染沉積量分析所需關鍵參數。

圖1 羽流對太陽電池翼污染效應的分析及控制方法Fig.1 Flowchart of analysis and control of plume contamination effect on solar array

2)污染沉積速率和沉積量仿真

根據2.1節提出的3項基本假設，采用點源模型機理的羽流污染分析預示方法[6]，對重點關注的航天器本體、太陽電池翼和推力器相對布局進行建模，并基于式(1)的羽流污染沉積量分析模型，完成對航天器太陽電池翼表面形成污染沉積速率分布和全生命周期形成的總沉積量進行仿真和預示，獲取開展下一步功率衰減分析所需的輸入數據。

(1)

該分析模型由美國波音公司CarlosSoares在2002年提出，經對比分析以往地面和在軌試驗數據結果，該模型被證明適用于從“國際空間站”MBB型5N推力器至航天飛機3870N推力器間各個推力量級的雙組元推力器液相羽流污染沉積預示，涵蓋了推力器持續噴氣、脈沖噴氣工況。CarlosSoares分析認為，對于溫度處于230～300K范圍的典型“國際空間站”外表面，羽流污染沉積主要是液相形態，氣體分子污染難以附著沉積在該溫度下的物體表面。同時，羽流污染生成后一般經歷由初始污染沉積向永久性污染沉積變化。初始沉積量可以達到永久性沉積量的約50倍，這是由于初始沉積污染物的化學和物理性質較為活躍，在真空、太陽輻照和原子氧等環境作用下，初始沉積污染物容易與物體表面發生分離，只有很少污染物殘余滯留于物體表面。因此對于長期在軌飛行航天器，考慮選用永久沉積污染計算參數進行分析，見表1。

表1 羽流液相污染計算參數

3)功率衰減仿真

針對預示得到的污染沉積量，分析導致出現的太陽翼功率輸出衰減值。采用羽流污染導致電池片輸出功率損失計算函數[2]進行預示，如式(2)。

(2)

式中：Patt為電池片因污染導致的功率損失比率；M為電池片表面污染沉積量，單位為g/cm2。

4)控制措施設計

式(2)中，根據電池片表面污染沉積量M的定義，有

(3)

式中：t為全生命周期推力器的總工作時間，在r和θ確定前提下，易得到t與M構成正向變化關系。因此減少推力器的總工作時間也是有效地降低羽流污染效應的辦法。但是減少推力器工作時間需要增加替代該推力器控制作用的其他執行機構，未能根本解決推力器羽流污染問題，更增加了航天器設計成本，因此本文不將減少推力器工作時間作為有效的控制措施。

本文控制措施設計的目標是在推力器選型、總工作時間都已確定的前提下，尋求有效的羽流污染效應控制解決方案。

式(1)對r進行求導，得到

(4)

(5)

綜上說明，關注位置的羽流污染沉積速率和該點與推力器噴口距離r和該點在羽流場中偏離推力器噴口中心軸線的角度θ構成反向變化關系，關注位置與推力器噴口距離越小，越接近于推力器噴口下游中心軸線時羽流污染沉積速率越高，反之則趨勢相反。上述規律在之前完成的基于直接模擬蒙特卡羅方法(DSMC)原理的推力器羽流熱效應和力效應仿真分析中也得到了很好的驗證[9-10],直接模擬蒙特卡羅方法是通過模擬粒子在空間的運動實現對羽流場的模擬[11]，是目前國內外普遍采用的較為精確的羽流場數值模擬方法。因此，太陽翼表面各點與推力器的相對距離r和相對角度θ是影響羽流污染效應的重要因素。

圖2 羽流污染沉積速率敏感度仿真結果Fig.2 Results of simulation for sensitivity to plume deposition rate

綜上分析，本文提出以下羽流對太陽翼污染效應控制措施：

(1)增加推力器傾斜角度，使推力軸線指向遠離太陽翼的方向；

(2)增加推力器與太陽翼安裝位置的相對距離；

(3)主動控制太陽翼轉動，使整翼遠離高污染區域。

5)總體方案評估

在進行電源系統設計時，要求對可能發生的因羽流污染等影響功率輸出的外部因素進行綜合評估，并預留一定設計余量，以保證長期在軌飛行受到上述因素影響下，仍能保證電源系統的供電功能滿足航天器平臺運行需求。在實施總體方案評估時，要求以“是否超出系統對羽流污染效應分配功率余量”為準則，對羽流污染效應導致的功率輸出衰減進行評判。

3 算例

假設某航天器構型如圖3所示，由本體、推力器和太陽翼構成。在初始布局方案中，推力器與太陽翼安裝點在圓柱形艙外壁同一母線上，高度差l為160cm，且推力器中心軸與太陽翼轉軸方向平行。太陽翼面為690cm×300cm矩形。

圖3 航天器模型Fig.3 Model of spacecraft

3.1 初始方案仿真

以太陽翼與航天器柱形本體主軸垂直狀態為太陽翼的初始位置，太陽翼靠近航天器本體一側的邊的中點位置為坐標系原點建立柱面坐標系(o,r,α,h)，如圖4所示，則太陽翼處于轉角為α狀態時，太陽翼上任意一點P的柱面坐標系坐標為(r,α,h)，推力器位置的柱面坐標系坐標為(l,90°,-c)。

圖4 推力器與太陽翼解析關系Fig.4 Analytical model for thruster position relative to solar array

按照如上空間位置關系，通過計算可以得到，太陽翼轉角為α時，太陽翼上P點到推力器噴口的距離R、羽流角θ分別如式(6)和式(7)所示。

(6)

(7)

(8)

(9)

選取特定推力器設計參數，以太陽翼轉角α為90°、推力器噴氣總時間25 000s為例進行建模仿真，得到太陽翼表面污染分布如圖5所示，其中橫坐標X為太陽翼寬度方向坐標，Y為太陽翼長度方向坐標。仿真結果表明，太陽翼處于90°轉角情況下，由于太陽翼邊緣與推力器十分接近，在太陽翼邊緣形成高達每秒10-6g/cm2量級的嚴重污染區域，壽命末期(t=25 000 s)該區域污染沉積峰值達到0.026 g/cm2。仿真得到污染量最高區域的功率衰減最高達到約3.6%，如圖6所示。在整翼范圍內對各區域單元網格的衰減率進行統計，并進行歸一化計算得到整翼功率衰減統計值為0.45%。

圖5 整翼污染分布云圖(α=90°)Fig.5 Contamination deposition color contour on solar array (α=90°)

圖6 整翼功率衰減率分布云圖(α=90°)Fig.6 Power loss color contour on solar array (α=90°)

3.2 控制措施仿真

分別針對2.2節提出的控制措施(1)、(2)和(3)分別進行建模和仿真。

針對本文算例，如采取推力器指向調整的控制措施，假設將推力器角度由原來與太陽翼轉軸平行調整為向上方傾斜Δθ，通過解析關系易得到，推力器推力指向調整后的距離Rt、羽流角θt分別如式(10)和式(11)所示。

(10)

(11)

按照3.1節所示相同方法，將式(10)和式(11)代入式(9)和式(2)分別進行仿真分析，取Δθ=15°為例，其它參數與初始方案相同，分別得到整翼表面羽流污染分布和功率衰減分布如圖7和圖8所示。

圖7 整翼污染分布云圖(α=90°,Δθ=15°)Fig.7 Contamination deposition color contour on solar array (α=90°,Δθ=15°)

圖8 整翼功率衰減率分布云圖(α=90°,Δθ=15°)Fig.8 Power loss color contour on solar array (α=90°,Δθ=15°)

仿真結果表明，與初始方案相比，推力器角度向外傾斜15°后，太陽翼表面污染區域出現一定幅度縮減，太陽翼邊緣最高污染沉積量由原來的26 mg/cm2降低至1.5 mg/cm2，壽命末期邊緣最高功率衰減由3.6%降低至1.1%，整翼功率衰減統計值由0.45%降低至0.09%。

同理，分別取太陽翼和推力器安裝位置距離l為170cm和太陽翼轉角α為0°，模擬控制措施(2)和(3)進行仿真，得到采取控制措施(1)、(2)和(3)后的羽流效應參數與初始方案對比結果，見表2。由仿真結果可以看出，3種控制措施均可以有效降低太陽翼表面羽流污染沉積量M和功率總衰減率Patt。其中，推力器傾斜和太陽翼規避的改善效果很好，相比控制措施(2)而言，局部污染量峰值Mmax、總污染量M、局部功率衰減率Patt(max)和功率總衰減率Patt都呈倍數降低，改善效果更加明顯，與2.2節污染沉積速率敏感度仿真的預期結果相同。

表2 羽流污染效應控制措施效果

在應用措施(1)、(2)、(3)時需要注意，措施(1)和(2)屬于本質(被動)安全措施，對在軌飛行太陽翼轉角各種情況都能良好實現羽流污染效應的減緩和控制，是本質上實現羽流污染效應的控制和防護的方法。由于該類措施與航天器總體構型和布局方案聯系緊密，優先在航天器方案研制階段分析采用。措施(1)和措施(2)相比，前者通過改變相對角度θ降低污染沉積速率，被證明是一種更為高效的方法。措施(3)是一種主動安全措施，是本質(被動)安全措施以外的一種補償措施，一般在航天器總體布局方案不再更改的條件下選擇采用，在航天器特定工況下發揮羽流污染效應減緩作用。

綜合上述分析，本文建議優先在航天器方案設計階段開展系統化的羽流污染效應分析控制工作，結合羽流效應分析開展總體構型和布局設計，確保能夠從本質上實現對羽流污染效應的控制和防護，同時也建議優先選用改變推力器角度的方式實現更加高效、可靠的羽流規避控制。

圖9 整翼表面污染物沉積速率與轉角關系曲線Fig.9 Contamination deposition relative to solar array turn angle

4 結束語

圍繞推力器羽流對太陽電池翼污染效應的分析和控制這一項航天器工程研制中的問題，本文從航天器總體設計需求出發，提出了推力器羽流對太陽翼污染效應的分析和控制方法，并提出了航天器工程研制過程中優先在方案設計階段開展羽流污染效應的分析控制、優先選用調整推力器角度方案實現羽流污染效應控制和防護的技術建議。本文所述方法已應用于我國載人航天二期工程型號研制，經在軌飛行驗證，該方法可以實現對推力器羽流污染效應的量化分析和有效控制，有利于保證航天器系統的可靠性和安全性，可以為我國今后航天器研制提供參考。

)

[1]沈青. 稀薄氣體動力學[M]. 北京：國防工業出版社，2003

ShenQing.Rarefiedgasdynamics[M].Beijing:NationalDefenceIndustyPress,2003 (inChinese)

[2]PTMa.ComputationofsolararraypowerlossfromMMH-N2O4rocketmotorplumecontamination[C].AIAA26thThermophsicsConference.WashingtonD.C.:AIAA,1991

[3]HTrinks.Exhaustplumeeffectsofsmallthrustersonspacecraftsurfaces[C].AIAA22ndThermophsicsConference.WashingtonD.C.:AIAA,1987

[4]HTrinks.Experimentalinvestigationoftheexhaustplumefieldsofvarioussmallbipropellantandmonopropellantthrusters[C].AIAA22ndThermophsicsConference.WashingtonD.C.:AIAA,1987

[5]HTrinks,FoxSM.EvaluationoftheexhaustplumeofthebipropellantMBB10NthrusterfortheInmarsat-2satellite[C].AIAA/ASME/SAE/ASEE25thJointPropulsionConference.WashingtonD.C.:AIAA,1989

[6]CarlosS,MikatarianR,BarsamianH.InternationalSpaceStationbipropellantplumecontaminationmodel[C]. 8thAIAA/ASMEJointThermophsicsandHeatTransferConference.WashingtonD.C.:AIAA,2002:2002-3016

[7]肖澤娟,程惠爾,李鵬. 羽流污染導致太陽帆板功率損失[J]. 上海航天，2008 (2)：52-56

XiaoZejuan,ChengHuier,LiPeng.Solararraypowerlossinducedbyplumecontamination[J].AerospaceShanghai，2008 (2)：52-56 (inChinese)

[8]石泳,張健. 基于液相污染模型的航天器交會對接羽流污染研究[J]. 航天返回與遙感，2011,32(6)：14-18

ShiYong,ZhangJian.Thrusterplumecontaminationinspacecraftrendezvousanddockingmissionbasedonliquid-phasemodel[J].SpacecraftRecovery&RemoteSensing, 2011,32(6)：14-18 (inChinese)

[9]張健,石泳. 航天器發動機羽流對太陽帆板力及熱效應仿真[J]. 航天器環境工程,2008, 25(6):533-537

ZhangJian,ShiYong.Simulationofthrusterplumeimpingementandthermaleffectonsolararraysofspacecraft[J].SpacecraftEnviromentEngineering，2008,25(6)：533-537 (inChinese)

[10]張健,尚志. 航天器發動機羽流對敏感器熱效應仿真研究[J]. 航天器工程，2009,18(3)：59-65

ZhangJian,ShangZhi.Simulationofplumethermaleffectonsensitivedevicesofspacecraft[J].SpacecraftEngineering,2009,18(3):59-65 (inChinese)

[11]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

CaiGuobiao，WangHuiyu，ZhuangFenggan.Couplednumericalsimulationwithn-sanddsmconvacuumplume[J].JournalofPropulsionTechnology，1998,19(4)：57-61 (inChinese)

(編輯：李多)

Analysis and Control Methods for Thruster Plume Contamination Effect on Solar Array of Spacecraft

ZHANG Jian ZHANG Zhenhua WANG Weichen SHI Yong WEI Chuanfeng

(Institute of Manned Space System Engineering， China Academy of Space Technology, Beijing 100094， China)

In this paper, the plume contamination prediction and solar array power loss are analyzed, and the variables which are key factors to plume contamination effect are identified. And then, a systematic method for plume contamination effect analysis and control is proposed, which has been proved to be effective and measurable in simulations. The method and process proposed in this paper are also suggested as a reference for earth satellite, space exploration and manned spacecraft design.

spacecraft; thruster plume; contamination; solar array; power loss

2014-10-31；

2015-06-15

國家重大科技專項工程

張健，男，碩士，工程師，研究方向為載人航天器系統方案設計。Email：amanofiron@126.com。

V411.3

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.010