王偉臣，石 泳，張 健，郭 娟

（中國(guó)空間技術(shù)研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

在衛(wèi)星、飛船、空間站等航天器上廣泛使用姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，其推進(jìn)劑向外部真空環(huán)境噴射會(huì)自由膨脹形成真空羽流，撞擊航天器表面，產(chǎn)生羽流加熱效應(yīng)。對(duì)于大型航天器，所配置的姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)較多，使得羽流熱效應(yīng)更加復(fù)雜，有必要對(duì)真空羽流熱效應(yīng)進(jìn)行分析與防護(hù)設(shè)計(jì)研究。

國(guó)內(nèi)外在真空羽流效應(yīng)分析方面做了較多的研究工作。真空羽流流場(chǎng)呈現(xiàn)自由分子流動(dòng)特性，研究人員廣泛使用DSMC 方法[1]計(jì)算真空羽流場(chǎng)。蔡國(guó)飆等人[2-4]建立了基于N-S 方法和DSMC 方法 的耦合數(shù)值模型，計(jì)算了神舟飛船平移發(fā)動(dòng)機(jī)的真空羽流場(chǎng)對(duì)太陽(yáng)電池陣的羽流效應(yīng)；王平陽(yáng)等人[5]使用DSMC 方法計(jì)算了雙元姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的反流特性；張健等[6]使用DSMC 方法研究了發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流對(duì)敏感器的熱效應(yīng)。研究結(jié)果表明，DSMC 方法可以準(zhǔn)確地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流場(chǎng)，但是該方法對(duì)計(jì)算機(jī)能力、計(jì)算成本等要求較高。針對(duì)工程型號(hào)中要求通過(guò)多工況比較、快速計(jì)算以確定設(shè)計(jì)方案的應(yīng)用需求，可以使用Simons 法[7]、特征線(xiàn)法[8]或點(diǎn)源法進(jìn)行計(jì)算并得到符合設(shè)計(jì)要求的結(jié)果。

本文對(duì)某航天器用姿控發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流熱效應(yīng)進(jìn)行仿真分析，同時(shí)基于分析結(jié)果進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案優(yōu)化設(shè)計(jì)和航天器熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

1 計(jì)算方法

1.1 計(jì)算方法

首先使用最小自由能法對(duì)推進(jìn)劑在燃燒室中的燃燒情況進(jìn)行計(jì)算，得到各種燃燒產(chǎn)物組分的含量和熱力學(xué)特性，并利用這些數(shù)據(jù)求解N-S 方程，得到噴管內(nèi)部的流場(chǎng)參數(shù)分布。

其次，在得到噴管內(nèi)部流場(chǎng)之后，根據(jù)噴管出口處的流場(chǎng)參數(shù)，使用點(diǎn)源模型計(jì)算噴管外部的羽流場(chǎng)。最后，在此基礎(chǔ)之上再計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流熱效應(yīng)，獲得航天器表面的羽流熱流密度分布。

1.2 計(jì)算模型

計(jì)算模型選擇航天器滾動(dòng)控制發(fā)動(dòng)機(jī)，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(duì)艙體及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了網(wǎng)格劃分，如圖1所示。

艙體直徑為2800 mm；滾動(dòng)控制發(fā)動(dòng)機(jī)為雙組元發(fā)動(dòng)機(jī)（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(nèi)部燃?xì)鉁囟葹?000 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(fā)動(dòng)機(jī)羽流熱效應(yīng)計(jì)算網(wǎng)格模型Fig.1 Mesh model of the cabin and its thrusters for exhaust plume thermal effect calculation

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 真空羽流場(chǎng)分布

對(duì)艙體及發(fā)動(dòng)機(jī)真空羽流熱效應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算，獲得了羽流場(chǎng)流線(xiàn)分布、密度等值線(xiàn)圖和壓力等值線(xiàn)圖，分別如圖2～圖4所示。

由圖2可知，噴流從噴管?chē)姵龊笱杆倥蛎?，大部分向噴管前方運(yùn)動(dòng)，少量在噴口附近形成回流區(qū)并向后方運(yùn)動(dòng)。由圖3和圖4可知，在噴管軸線(xiàn)附近的區(qū)域內(nèi)，羽流的密度和壓力相對(duì)較高，形成了羽流核心區(qū)。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(chǎng)流線(xiàn)分布圖Fig.2 Streamlines of plume flow field

圖3 羽流場(chǎng)密度等值線(xiàn)圖Fig.3 Density contour of plume flow field

圖4 羽流場(chǎng)壓力等值線(xiàn)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(fā)動(dòng)機(jī)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(duì)較高，達(dá)到1.09 kW/m2，周?chē)鷧^(qū)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(fā)動(dòng)機(jī)布局下的羽流熱效應(yīng)

通過(guò)改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力線(xiàn)角度（噴管軸線(xiàn)和航天器表面切線(xiàn)的夾角）和安裝點(diǎn)高度（安裝點(diǎn)到航天器表面的距離），得到在不同發(fā)動(dòng)機(jī)布局下航天器表面最大羽流熱流密度的變化（見(jiàn)圖6）。

圖6 不同發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)推力線(xiàn)角度和安裝點(diǎn)高度的增大而減小，這是由羽流場(chǎng)分布形態(tài)決定的。可以通過(guò)增大推力線(xiàn)角度和發(fā)動(dòng)機(jī)安裝點(diǎn)高度，使羽流核心區(qū)遠(yuǎn)離航天器表面，從而降低噴流對(duì)航天器表面的加熱效應(yīng)。

2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)布局設(shè)計(jì)因素

除了推力線(xiàn)角度和安裝點(diǎn)高度之外，在確定發(fā)動(dòng)機(jī)布局時(shí)，還要考慮以下幾個(gè)因素：

1）控制力矩及推力損失要求。為了有效使用發(fā)動(dòng)機(jī)控制航天器姿態(tài)和軌道，控制系統(tǒng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)輸出的控制力矩和沖量有要求，而通過(guò)增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力線(xiàn)角度降低羽流效應(yīng)的同時(shí)會(huì)帶來(lái)推力損失。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，一般會(huì)將推力損失控制在10%以?xún)?nèi)，其所對(duì)應(yīng)的推力線(xiàn)角度不大于25°。本文研究的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制力矩要求不小于90 N·m。

2）航天器布局包絡(luò)要求。姿控發(fā)動(dòng)機(jī)一般安裝于航天器外部，為降低羽流效應(yīng)需要將發(fā)動(dòng)機(jī)安裝點(diǎn)高度抬高；但受運(yùn)載火箭整流罩凈包絡(luò)限制，姿控發(fā)動(dòng)機(jī)安裝點(diǎn)高度不能超過(guò)400 mm。

3）發(fā)動(dòng)機(jī)支架設(shè)計(jì)要求。安裝點(diǎn)抬高意味著發(fā)動(dòng)機(jī)距離航天器表面較遠(yuǎn)，要求發(fā)動(dòng)機(jī)支架的尺寸較大，為此需對(duì)支架結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3 熱防護(hù)設(shè)計(jì)

在發(fā)動(dòng)機(jī)布局確定后，根據(jù)羽流熱流密度，結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)工作的時(shí)間特性，對(duì)航天器表面采取羽流熱防護(hù)設(shè)計(jì)。

由于艙體內(nèi)安裝有許多設(shè)備，均有熱控要求。在進(jìn)行艙體熱防護(hù)設(shè)計(jì)時(shí)，除了考慮羽流熱效應(yīng)外，還要考慮太陽(yáng)輻射熱、發(fā)動(dòng)機(jī)輻射熱等。結(jié)合工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，在考慮太陽(yáng)輻射熱的基礎(chǔ)上，給出了2 種羽流熱防護(hù)設(shè)計(jì)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(xù)時(shí)間100 s 的羽流加熱。高溫隔熱屏一般用于連續(xù)工作時(shí)間長(zhǎng)、羽流熱流密度大的發(fā)動(dòng)機(jī)（如軌控、正推、反推發(fā)動(dòng)機(jī)）附近航天器表面的熱防護(hù)。

高溫隔熱屏中含有不銹鋼箔、鋁箔等金屬組件，面密度相對(duì)較大，需設(shè)計(jì)專(zhuān)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(xù)時(shí)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(fā)動(dòng)機(jī)（如滾動(dòng)、俯仰、偏航發(fā)動(dòng)機(jī)）附近航天器表面的熱防護(hù)。

熱控多層主要由聚酰亞胺薄膜和滌綸網(wǎng)組成，面密度相對(duì)較小，無(wú)須設(shè)計(jì)專(zhuān)用支架，通過(guò)尼龍搭扣粘貼在艙體表面。

相對(duì)于高溫隔熱屏，熱控多層具有面密度小、安裝形式簡(jiǎn)單的優(yōu)點(diǎn)，因此在確定姿控發(fā)動(dòng)機(jī)布局時(shí)優(yōu)先選用熱控多層。

4 發(fā)動(dòng)機(jī)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(fā)動(dòng)機(jī)布局包絡(luò)等設(shè)計(jì)因素，且兼顧熱控多層熱防護(hù)形式后的發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案，各方案對(duì)比如下：

1）方案1 的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝點(diǎn)高度偏高（為300 mm），使得支架重量相對(duì)較重，不作為選擇方案。

2）方案2和方案3的發(fā)動(dòng)機(jī)安裝點(diǎn)高度均較低，其中方案2 的發(fā)動(dòng)機(jī)推力線(xiàn)角度小于方案3，推力損失相對(duì)小，且控制力矩留有2 N·m 的設(shè)計(jì)余量。

綜上，選擇方案2 作為發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)布局方案的對(duì)比Table 1 Comparison of thruster layout plans

5 結(jié)論

本文在真空羽流效應(yīng)計(jì)算分析基礎(chǔ)上對(duì)航天器發(fā)動(dòng)機(jī)布局進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到結(jié)論如下：

1）不同發(fā)動(dòng)機(jī)布局下航天器表面的羽流熱流密度分布不同，因此須對(duì)航天器發(fā)動(dòng)機(jī)布局進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2）通過(guò)增大發(fā)動(dòng)機(jī)的推力線(xiàn)角度和安裝點(diǎn)高度，可以使得發(fā)動(dòng)機(jī)羽流核心區(qū)遠(yuǎn)離航天器表面，從而降低噴流對(duì)航天器表面的加熱效應(yīng)。

3）確定發(fā)動(dòng)機(jī)布局時(shí)，須綜合考慮羽流熱效應(yīng)、控制力矩及推力損失、航天器布局包絡(luò)和發(fā)動(dòng)機(jī)支架設(shè)計(jì)等因素。

4）發(fā)動(dòng)機(jī)布局確定后，須對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)附近的航天器表面采取適當(dāng)形式的熱防護(hù)設(shè)計(jì)，以緩解羽流加熱對(duì)航天器結(jié)構(gòu)的影響。

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