姿控发动机羽流液相污染对航天器影响分析

唐振宇 蔡国飙

（北京航空航天大学）

1 引言

各类航天器上的发动机是其完成位置保持、姿态控制、轨道转移等功能所必须的核心部件。小推力液体火箭发动机作为一种传统的、成熟的推进技术，从五六十年代应用至今，仍是目前国内外航天上使用的主要推进方式之一。真空稀薄环境下，发动机的羽流会向外部环境自由膨胀，发动机羽流会对航天器产生多种羽流污染效应。羽流污染影响会降低工作元件的性能，甚至可能导致飞行任务失败。除气相的沉积污染外，羽流污染中一种重要的形式是发动机羽流中的液相污染物（主要是液滴）造成的。载人飞船和空间站上液体姿控发动机喷流中液滴对航天器敏感表面的污染效应也一直是航天工程领域所关注的重要问题。

美国于上世纪70年代开发了用于分析化学推力器羽流污染效应的软件COMTAM[1]，对从发动机燃烧室到航天器表面整个羽流污染产生、输运到与表面作用过程都进行了模拟计算，对发动机羽流中液滴的建模和仿真便是其中的重要部分。

80年代，美国与德国汉堡大学合作，在真空舱中对小推力液体发动机进行试验研究[2，3]，同样对发动机羽流中液滴的尺寸、运动和分布等特性给予了特别关注。

进入90年代以后，计算方法和计算能力都有了很大提高，CFD方法和计算稀薄流的DSMC方法开始广泛应用于燃烧流动和羽流计算中，为更准确的计算液滴污染提供了有力工具。

随着我国航天事业的不断发展，航天任务更加密集，对航天器可靠性的要求不断提高。航天设计部门越来越关注姿控发动机工作时的羽流污染效应问题。本文针对姿控发动机液相污染问题对国内外的研究情况进行总结分析，试图找到解决此问题的合理途径和有效方法，为分析和防护姿控发动机液滴污染提供参考。

2 液相污染的形成和危害

由于精确控制需要，液体姿控发动机在工作过程中多处于脉冲状态，造成其推力室中燃烧流动状态频繁切换，多处于未完全燃烧状态。大尺寸的推进剂液滴无法完全蒸发，在发动机喷管中被气动力加速，以很高的速度飞出发动机喷管，进入羽流场，其速度可达30m/s～1500m/s。这些高速运动的液滴一旦撞击航天器或敏感元件表面，便会造成对表面的磨损，或沉积于光学表面造成其性能下降，如图1所示。另外，易挥发的液滴进入低压环境后会迅速蒸发掉部分质量，蒸发吸收的热量使其剩余部分凝固成为固相颗粒，具有更大的破坏力。图2显示了以MMH/NTO为推进剂的10N发动机的羽流直接撞击6m距离外的铝质表面（镜面）后对平面造成的损伤[1]。从图中可以看出，由于液滴的磨损作用，表面已非常粗糙。

图1 羽流中液滴污染示意

图2 羽流中液滴撞击对铝质表面（镜面）造成的损害

3 仿真分析

对羽流污染的研究一般可分为三个过程：发动机燃烧室内污染物的产生源；污染物通过喷管加速，向环境膨胀扩散的输运；燃烧产物在航天器表面的撞击，沉积过程及污染气体与航天器结构的相互作用过程。对羽流液相污染的仿真分析亦可按此三个过程分别分析。

3.1 液相污染物的产生

液相污染物产生于发动机燃烧室，因此为准确计算污染必须从发动机燃烧室开始。小推力液体火箭发动机应用于姿态控制时，一般处于脉冲工作状态，每个工作脉冲中典型的开机时间为几十到几百毫秒，频繁开关机造成发动机燃烧效率降低，液滴的蒸发过程受到影响，进而使尺寸较大的液滴无法完全蒸发燃烧，成为羽流液相污染物。从以上分析可知，为计算燃烧室中液相污染物的产生，必须将燃烧室中的喷注雾化、液滴运动、液滴蒸发、气体燃烧流动等过程耦合考虑，并且进行非稳态的计算。

由于需要考虑的过程非常复杂，一种比较实际的简化方法是将燃烧室气相参数视为零维，即集总参数方法；但液滴运动仍以三维考虑。CONTAM用于计算燃烧室参数的子模块TCC正是基于这种思想[4]。图3显示了CONTAM III程序计算的MBB10N发动机单个脉冲工作中的液滴飞出流量。国内北京航空航天大学对羽流污染问题进行了细致深入的研究，图4显示了北航计算的150N姿控发动机脉冲工作过程中的压强和飞出液滴流量随时间变化。开关机过程中液滴飞出量大幅增加。

更贴近物理实际的方法是采用求解多相/多组分Navier-Stokes方程的方法，同时计算非稳态条件下气液两相互相作用以及多组分气体的化学反应。虽然CFD技术已经比较成熟，但对于考虑如此多复杂因素的计算，仍是一个不小的挑战。

图3 CONTAM III计算的MBB10N发动机单个脉冲工作中的液滴飞出流量

欧洲DASA开发了Rocflam程序[5，6]，计算液体火箭发动机推力室内的喷雾燃烧，用欧拉-拉格朗日方法分别求解气、液两相的运动和相互作用，用有限速率化学反应或简化PDF湍流燃烧模型对燃烧过程进行模拟。其计算结果的示意如图5所示。虽然其计算主要针对稳态工况，不能满足脉冲工况液相污染分析要求，但其建立的模型还是很有参考价值的。

图4 北航计算的150N姿控发动机单脉冲工作过程中的压强和飞出液滴流量随时间变化

图5 Rocflam程序计算结果示意

3.2 液相污染物的输运

燃烧室中产物的液滴在喷管内和羽流场中与气体发生相互作用，速度不断增加，同时可能伴随着相态的变化，直到到达航天器表面。污染物的这一输运过程要经历两个区域：喷管内及羽流核心区的连续流区和羽流外围区的非连续流区。

CONTAM程序使用特征线法（MOC）计算污染物的输运。以TCC子模型计算出的燃烧室气体参数及液滴污染物量为入口条件，计算污染物在喷管和羽流场中的运动，并在外部羽流场的非连续流区计算中考虑稀薄效应[1]。

随着CFD技术的发展，通过差分求解雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程来计算连续流流体已经成为通用的做法。对发动机喷管内和发动机出口附近羽流场连续流区的两相流动即可通过求解RANS方程结合相应的液相控制方程[7]来实现。

但对于已不满足连续气体假设的羽流外围区的自由分子流和过渡区的过渡流，Navier-Stokes方程已经失效，必须采用其他方法计算。目前求解稀薄流常用的方法是DSMC方法[8]。为计算液滴污染物在稀薄流区的输运，还需要在气相DSMC方法基础上，加入液体颗粒模型及气液粒子相互作用模型[9-11]。

3.3 表面作用

液滴污染物对航天器及敏感元器件的危害主要是在高速撞击后造成其表面的磨损。

CONTAM程序包含了分析表面作用的SURFACE子模块，可以分析不同材料表面在受到液滴撞击后材料性质和功能的变化。但公开文献中未见其具体的建模方法。其他国内外公开文献中亦少有表面作用仿真研究方面的阐述。对液滴与航天器及敏感元器件表面相互作用的研究主要依靠试验手段。

3.4 羽流污染仿真新的趋势

按前述方法，污染产生与输运分别计算，计算输运时又需区分不同流态，采用不同方法，各部分之间呈松散耦合状态。不能充分考虑各部分间的相互影响，使用也不够方便。因此，各部分整体耦合计算是必然趋势。目前，燃烧室与喷管计算已普遍采用统一求解RANS方程的方法；可实现连续流与非连续耦合计算的NS-DSMC相结合的方法也更引起关注[12，13]。但未见可以同时考虑推力室内喷雾燃烧、连续流和稀薄流多相流动等诸多因素的计算程序。在研究过程中还有许多困难需要解决。

4 试验研究

在试验研究羽流污染物方面，首先必须对发动机的真空工作环境进行模拟，即需要能够提供足够动态真空度的真空舱。研究液滴污染，需要测量推力器液滴的飞出流量，液滴在羽流场中的分布以及液滴的成分等，都需要相应的测量传感器并分别设计不同的试验方法。

德国汉堡大学对多个姿控发动机的羽流污染效应进行了细致的研究[2，3]。其真空试验系统的布置如图6所示，真空舱长2m，直径1.2m，采用液氮和液氦使真空舱达到较高的真空度。

图6 汉堡大学的真空试验系统布置

测量液滴流量时，首先使液滴带电，通过测量电场的变化即可得到液滴的速度，通过测量传感器板上的电量的变化，可得到撞击到板上液滴的尺寸。其测量装置示意和测量结果如图7所示。从结果可以看出，试验结果与图3中CONTAM的计算结果趋势是比较一致的，在发动机关机阶段出现了液滴的大量飞出。

图7 液滴流量测量装置及测量结果

在羽流场不同位置放置玻璃片，收集沉积的液滴。通过显微或拍照的方法即可获得收集到的液滴的量。MBB10N发动机工作80ms时间，测得的不同尺寸的液滴数量的分布如图8所示。可见，尺寸大的液滴更易集中于推力器轴线附近。通过分析收集到的液滴成份可知，液滴主要是一甲基肼的硝酸盐。

图8 工作80ms后不同尺寸液滴数量的分布情况

5 结束语

本文针对液体姿控发动机羽流的液相污染问题，开展了文献研究。对液滴污染的成因、危害及研究方法给予了详细说明。一旦液滴形成对航天器表面的磨损或沉积，很难进行修复，因此有效防止液滴污染是减小危害的最主要途径。减小液滴污染可从以下两个方面着手：

（1）在发动机设计过程中，减少液滴飞出量：改善雾化效果，减小雾化平均直径，使大部分液滴都能在飞出喷管前完全蒸发；同时，还可在保证发动机尺寸要求基础上，尽量增加燃烧室长度，保证足够的蒸发长度。

（2）通过仿真或试验手段，准确预测液滴的速度，分布，流量等，从而通过合理布置推力器与器件的位置减小液滴对器件表面的撞击；或加装挡板等保护装置。

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