基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

王伟臣，石 泳，张 健，郭 娟

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

0 引言

在卫星、飞船、空间站等航天器上广泛使用姿轨控发动机，其推进剂向外部真空环境喷射会自由膨胀形成真空羽流，撞击航天器表面，产生羽流加热效应。对于大型航天器，所配置的姿轨控发动机较多，使得羽流热效应更加复杂，有必要对真空羽流热效应进行分析与防护设计研究。

国内外在真空羽流效应分析方面做了较多的研究工作。真空羽流流场呈现自由分子流动特性，研究人员广泛使用DSMC 方法[1]计算真空羽流场。蔡国飙等人[2-4]建立了基于N-S 方法和DSMC 方法 的耦合数值模型，计算了神舟飞船平移发动机的真空羽流场对太阳电池阵的羽流效应；王平阳等人[5]使用DSMC 方法计算了双元姿控发动机的反流特性；张健等[6]使用DSMC 方法研究了发动机真空羽流对敏感器的热效应。研究结果表明，DSMC 方法可以准确地模拟发动机真空羽流场，但是该方法对计算机能力、计算成本等要求较高。针对工程型号中要求通过多工况比较、快速计算以确定设计方案的应用需求，可以使用Simons 法[7]、特征线法[8]或点源法进行计算并得到符合设计要求的结果。

本文对某航天器用姿控发动机真空羽流热效应进行仿真分析，同时基于分析结果进行了发动机布局方案优化设计和航天器热防护设计。

1 计算方法

1.1 计算方法

首先使用最小自由能法对推进剂在燃烧室中的燃烧情况进行计算，得到各种燃烧产物组分的含量和热力学特性，并利用这些数据求解N-S 方程，得到喷管内部的流场参数分布。

其次，在得到喷管内部流场之后，根据喷管出口处的流场参数，使用点源模型计算喷管外部的羽流场。最后，在此基础之上再计算发动机真空羽流热效应，获得航天器表面的羽流热流密度分布。

1.2 计算模型

计算模型选择航天器滚动控制发动机，它安装在圆柱舱段下部的外壁面处。使用SYSTEMA 软件的T3D 模块对舱体及发动机进行了网格划分，如图1所示。

舱体直径为2800 mm；滚动控制发动机为双组元发动机（四氧化二氮和一甲基肼），其推力大小为30 N；燃烧室总压为0.9 MPa，其内部燃气温度为3000 K；喷管喉部半径为R*=2.5 mm，出口直径为50 mm。

图1 舱体及发动机羽流热效应计算网格模型Fig.1 Mesh model of the cabin and its thrusters for exhaust plume thermal effect calculation

2 计算结果及分析

2.1 真空羽流场分布

对舱体及发动机真空羽流热效应进行了计算，获得了羽流场流线分布、密度等值线图和压力等值线图，分别如图2～图4所示。

由图2可知，喷流从喷管喷出后迅速膨胀，大部分向喷管前方运动，少量在喷口附近形成回流区并向后方运动。由图3和图4可知，在喷管轴线附近的区域内，羽流的密度和压力相对较高，形成了羽流核心区。图中Z为喷射方向的尺寸，R为垂直于喷射方向的尺寸。

图2 羽流场流线分布图Fig.2 Streamlines of plume flow field

图3 羽流场密度等值线图Fig.3 Density contour of plume flow field

图4 羽流场压力等值线图Fig.4 Pressure contour of plume flow field

图5所示为某工况的航天器表面羽流热流密度分布。由图可知，发动机在工作期间，其喷口正前方附近的航天器表面热流密度相对较高，达到1.09 kW/m2，周围区域迅速下降至较低的水平。

图5 航天器表面羽流热流密度分布Fig.5 Heat flux contour of plume on the spacecraft surface

2.2 不同发动机布局下的羽流热效应

通过改变发动机推力线角度（喷管轴线和航天器表面切线的夹角）和安装点高度（安装点到航天器表面的距离），得到在不同发动机布局下航天器表面最大羽流热流密度的变化（见图6）。

图6 不同发动机布局下航天器表面最大羽流热流密度Fig.6 Maximum heat flux of plume on the spacecraft surface for different thruster layouts

由图6可知，航天器表面羽流热流密度随着发动机推力线角度和安装点高度的增大而减小，这是由羽流场分布形态决定的。可以通过增大推力线角度和发动机安装点高度，使羽流核心区远离航天器表面，从而降低喷流对航天器表面的加热效应。

2.3 发动机布局设计因素

除了推力线角度和安装点高度之外，在确定发动机布局时，还要考虑以下几个因素：

1）控制力矩及推力损失要求。为了有效使用发动机控制航天器姿态和轨道，控制系统对发动机输出的控制力矩和冲量有要求，而通过增大发动机推力线角度降低羽流效应的同时会带来推力损失。根据经验，一般会将推力损失控制在10%以内，其所对应的推力线角度不大于25°。本文研究的姿控发动机控制力矩要求不小于90 N·m。

2）航天器布局包络要求。姿控发动机一般安装于航天器外部，为降低羽流效应需要将发动机安装点高度抬高；但受运载火箭整流罩净包络限制，姿控发动机安装点高度不能超过400 mm。

3）发动机支架设计要求。安装点抬高意味着发动机距离航天器表面较远，要求发动机支架的尺寸较大，为此需对支架结构形式进行优化设计。

3 热防护设计

在发动机布局确定后，根据羽流热流密度，结合发动机工作的时间特性，对航天器表面采取羽流热防护设计。

由于舱体内安装有许多设备，均有热控要求。在进行舱体热防护设计时，除了考虑羽流热效应外，还要考虑太阳辐射热、发动机辐射热等。结合工程设计经验，在考虑太阳辐射热的基础上，给出了2 种羽流热防护设计形式。

3.1 高温隔热屏

高温隔热屏由30 单元的中温多层组件和高温组件组成，可以耐受40 kW/m2、持续时间100 s 的羽流加热。高温隔热屏一般用于连续工作时间长、羽流热流密度大的发动机（如轨控、正推、反推发动机）附近航天器表面的热防护。

高温隔热屏中含有不锈钢箔、铝箔等金属组件，面密度相对较大，需设计专用支架并用螺钉形式固定在舱体表面。

3.2 热控多层

热控多层由20～30 单元的低温多层组成，可以耐受5 kW/m2、持续时间60 s 的羽流加热。热控多层一般用于脉冲式工作、羽流热流密度小的发动机（如滚动、俯仰、偏航发动机）附近航天器表面的热防护。

热控多层主要由聚酰亚胺薄膜和涤纶网组成，面密度相对较小，无须设计专用支架，通过尼龙搭扣粘贴在舱体表面。

相对于高温隔热屏，热控多层具有面密度小、安装形式简单的优点，因此在确定姿控发动机布局时优先选用热控多层。

4 发动机布局方案的确定

表1所示为综合考虑控制力矩和推力损失、发动机布局包络等设计因素，且兼顾热控多层热防护形式后的发动机布局方案，各方案对比如下：

1）方案1 的发动机安装点高度偏高（为300 mm），使得支架重量相对较重，不作为选择方案。

2）方案2和方案3的发动机安装点高度均较低，其中方案2 的发动机推力线角度小于方案3，推力损失相对小，且控制力矩留有2 N·m 的设计余量。

综上，选择方案2 作为发动机布局方案。

表1 发动机布局方案的对比Table 1 Comparison of thruster layout plans

5 结论

本文在真空羽流效应计算分析基础上对航天器发动机布局进行了优化设计，得到结论如下：

1）不同发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布不同，因此须对航天器发动机布局进行优化设计。

2）通过增大发动机的推力线角度和安装点高度，可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面，从而降低喷流对航天器表面的加热效应。

3）确定发动机布局时，须综合考虑羽流热效应、控制力矩及推力损失、航天器布局包络和发动机支架设计等因素。

4）发动机布局确定后，须对发动机附近的航天器表面采取适当形式的热防护设计，以缓解羽流加热对航天器结构的影响。

（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]蔡国飙, 王慧玉, 庄逢甘.真空羽流场的 N-S 和DSMC 耦合数值模拟[J].推进技术, 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]蔡国飙, 贺碧蛟.神舟飞船平移发动机对太阳能帆板羽流效应数值模拟研究[J].载人航天, 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]蔡国飙, 贺碧蛟.PWS 软件应用之探月着陆器羽流效应数值模拟研究[C]//2009年空间环境与材料科学论坛文集, 北京:《航天器环境工程》编辑部, 2009:22-28

[5]王平阳, 鹿洪芳, 程惠尔.双组元姿控发动机反流特性的DSMC 模拟[J].工程热物理学报, 2004, 25(4):640-642 Wang Pingyang, Lu Hongfang, Cheng Huier.DSMC simulation of plume backflow from bipropellant attitude control engine[J].Journal of Engineering Thermophysics, 2004, 25(4):640-642

[6]张健, 尚志.航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究[J].航天器工程, 2009, 18(3):59-65 Zhang Jian, Shang Zhi.Simulation of plume thermal effect on spacecraft sensitive devices[J].Spacecraft Engineering, 2009, 18(3):59-65

[7]张建华, 蔡国飙.用Simons 法计算真空羽流[J].推进技术, 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]史纪鑫.航天器姿控发动机真空羽流计算及其扰动分析[J].航天器环境工程, 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