姿控發動機羽流液相污染對航天器影響分析

唐振宇 蔡國飆

（北京航空航天大學）

1 引言

各類航天器上的發動機是其完成位置保持、姿態控制、軌道轉移等功能所必須的核心部件。小推力液體火箭發動機作為一種傳統的、成熟的推進技術，從五六十年代應用至今，仍是目前國內外航天上使用的主要推進方式之一。真空稀薄環境下，發動機的羽流會向外部環境自由膨脹，發動機羽流會對航天器產生多種羽流污染效應。羽流污染影響會降低工作元件的性能，甚至可能導致飛行任務失敗。除氣相的沉積污染外，羽流污染中一種重要的形式是發動機羽流中的液相污染物（主要是液滴）造成的。載人飛船和空間站上液體姿控發動機噴流中液滴對航天器敏感表面的污染效應也一直是航天工程領域所關注的重要問題。

美國于上世紀70年代開發了用于分析化學推力器羽流污染效應的軟件COMTAM[1]，對從發動機燃燒室到航天器表面整個羽流污染產生、輸運到與表面作用過程都進行了模擬計算，對發動機羽流中液滴的建模和仿真便是其中的重要部分。

80年代，美國與德國漢堡大學合作，在真空艙中對小推力液體發動機進行試驗研究[2，3]，同樣對發動機羽流中液滴的尺寸、運動和分布等特性給予了特別關注。

進入90年代以后，計算方法和計算能力都有了很大提高，CFD方法和計算稀薄流的DSMC方法開始廣泛應用于燃燒流動和羽流計算中，為更準確的計算液滴污染提供了有力工具。

隨著我國航天事業的不斷發展，航天任務更加密集，對航天器可靠性的要求不斷提高。航天設計部門越來越關注姿控發動機工作時的羽流污染效應問題。本文針對姿控發動機液相污染問題對國內外的研究情況進行總結分析，試圖找到解決此問題的合理途徑和有效方法，為分析和防護姿控發動機液滴污染提供參考。

2 液相污染的形成和危害

由于精確控制需要，液體姿控發動機在工作過程中多處于脈沖狀態，造成其推力室中燃燒流動狀態頻繁切換，多處于未完全燃燒狀態。大尺寸的推進劑液滴無法完全蒸發，在發動機噴管中被氣動力加速，以很高的速度飛出發動機噴管，進入羽流場，其速度可達30m/s～1500m/s。這些高速運動的液滴一旦撞擊航天器或敏感元件表面，便會造成對表面的磨損，或沉積于光學表面造成其性能下降，如圖1所示。另外，易揮發的液滴進入低壓環境后會迅速蒸發掉部分質量，蒸發吸收的熱量使其剩余部分凝固成為固相顆粒，具有更大的破壞力。圖2顯示了以MMH/NTO為推進劑的10N發動機的羽流直接撞擊6m距離外的鋁質表面（鏡面）后對平面造成的損傷[1]。從圖中可以看出，由于液滴的磨損作用，表面已非常粗糙。

圖1 羽流中液滴污染示意

圖2 羽流中液滴撞擊對鋁質表面（鏡面）造成的損害

3 仿真分析

對羽流污染的研究一般可分為三個過程：發動機燃燒室內污染物的產生源；污染物通過噴管加速，向環境膨脹擴散的輸運；燃燒產物在航天器表面的撞擊，沉積過程及污染氣體與航天器結構的相互作用過程。對羽流液相污染的仿真分析亦可按此三個過程分別分析。

3.1 液相污染物的產生

液相污染物產生于發動機燃燒室，因此為準確計算污染必須從發動機燃燒室開始。小推力液體火箭發動機應用于姿態控制時，一般處于脈沖工作狀態，每個工作脈沖中典型的開機時間為幾十到幾百毫秒，頻繁開關機造成發動機燃燒效率降低，液滴的蒸發過程受到影響，進而使尺寸較大的液滴無法完全蒸發燃燒，成為羽流液相污染物。從以上分析可知，為計算燃燒室中液相污染物的產生，必須將燃燒室中的噴注霧化、液滴運動、液滴蒸發、氣體燃燒流動等過程耦合考慮，并且進行非穩態的計算。

由于需要考慮的過程非常復雜，一種比較實際的簡化方法是將燃燒室氣相參數視為零維，即集總參數方法；但液滴運動仍以三維考慮。CONTAM用于計算燃燒室參數的子模塊TCC正是基于這種思想[4]。圖3顯示了CONTAM III程序計算的MBB10N發動機單個脈沖工作中的液滴飛出流量。國內北京航空航天大學對羽流污染問題進行了細致深入的研究，圖4顯示了北航計算的150N姿控發動機脈沖工作過程中的壓強和飛出液滴流量隨時間變化。開關機過程中液滴飛出量大幅增加。

更貼近物理實際的方法是采用求解多相/多組分Navier-Stokes方程的方法，同時計算非穩態條件下氣液兩相互相作用以及多組分氣體的化學反應。雖然CFD技術已經比較成熟，但對于考慮如此多復雜因素的計算，仍是一個不小的挑戰。

圖3 CONTAM III計算的MBB10N發動機單個脈沖工作中的液滴飛出流量

歐洲DASA開發了Rocflam程序[5，6]，計算液體火箭發動機推力室內的噴霧燃燒，用歐拉-拉格朗日方法分別求解氣、液兩相的運動和相互作用，用有限速率化學反應或簡化PDF湍流燃燒模型對燃燒過程進行模擬。其計算結果的示意如圖5所示。雖然其計算主要針對穩態工況，不能滿足脈沖工況液相污染分析要求，但其建立的模型還是很有參考價值的。

圖4 北航計算的150N姿控發動機單脈沖工作過程中的壓強和飛出液滴流量隨時間變化

圖5 Rocflam程序計算結果示意

3.2 液相污染物的輸運

燃燒室中產物的液滴在噴管內和羽流場中與氣體發生相互作用，速度不斷增加，同時可能伴隨著相態的變化，直到到達航天器表面。污染物的這一輸運過程要經歷兩個區域：噴管內及羽流核心區的連續流區和羽流外圍區的非連續流區。

CONTAM程序使用特征線法（MOC）計算污染物的輸運。以TCC子模型計算出的燃燒室氣體參數及液滴污染物量為入口條件，計算污染物在噴管和羽流場中的運動，并在外部羽流場的非連續流區計算中考慮稀薄效應[1]。

隨著CFD技術的發展，通過差分求解雷諾平均Navier-Stokes（RANS）方程來計算連續流流體已經成為通用的做法。對發動機噴管內和發動機出口附近羽流場連續流區的兩相流動即可通過求解RANS方程結合相應的液相控制方程[7]來實現。

但對于已不滿足連續氣體假設的羽流外圍區的自由分子流和過渡區的過渡流，Navier-Stokes方程已經失效，必須采用其他方法計算。目前求解稀薄流常用的方法是DSMC方法[8]。為計算液滴污染物在稀薄流區的輸運，還需要在氣相DSMC方法基礎上，加入液體顆粒模型及氣液粒子相互作用模型[9-11]。

3.3 表面作用

液滴污染物對航天器及敏感元器件的危害主要是在高速撞擊后造成其表面的磨損。

CONTAM程序包含了分析表面作用的SURFACE子模塊，可以分析不同材料表面在受到液滴撞擊后材料性質和功能的變化。但公開文獻中未見其具體的建模方法。其他國內外公開文獻中亦少有表面作用仿真研究方面的闡述。對液滴與航天器及敏感元器件表面相互作用的研究主要依靠試驗手段。

3.4 羽流污染仿真新的趨勢

按前述方法，污染產生與輸運分別計算，計算輸運時又需區分不同流態，采用不同方法，各部分之間呈松散耦合狀態。不能充分考慮各部分間的相互影響，使用也不夠方便。因此，各部分整體耦合計算是必然趨勢。目前，燃燒室與噴管計算已普遍采用統一求解RANS方程的方法；可實現連續流與非連續耦合計算的NS-DSMC相結合的方法也更引起關注[12，13]。但未見可以同時考慮推力室內噴霧燃燒、連續流和稀薄流多相流動等諸多因素的計算程序。在研究過程中還有許多困難需要解決。

4 試驗研究

在試驗研究羽流污染物方面，首先必須對發動機的真空工作環境進行模擬，即需要能夠提供足夠動態真空度的真空艙。研究液滴污染，需要測量推力器液滴的飛出流量，液滴在羽流場中的分布以及液滴的成分等，都需要相應的測量傳感器并分別設計不同的試驗方法。

德國漢堡大學對多個姿控發動機的羽流污染效應進行了細致的研究[2，3]。其真空試驗系統的布置如圖6所示，真空艙長2m，直徑1.2m，采用液氮和液氦使真空艙達到較高的真空度。

圖6 漢堡大學的真空試驗系統布置

測量液滴流量時，首先使液滴帶電，通過測量電場的變化即可得到液滴的速度，通過測量傳感器板上的電量的變化，可得到撞擊到板上液滴的尺寸。其測量裝置示意和測量結果如圖7所示。從結果可以看出，試驗結果與圖3中CONTAM的計算結果趨勢是比較一致的，在發動機關機階段出現了液滴的大量飛出。

圖7 液滴流量測量裝置及測量結果

在羽流場不同位置放置玻璃片，收集沉積的液滴。通過顯微或拍照的方法即可獲得收集到的液滴的量。MBB10N發動機工作80ms時間，測得的不同尺寸的液滴數量的分布如圖8所示。可見，尺寸大的液滴更易集中于推力器軸線附近。通過分析收集到的液滴成份可知，液滴主要是一甲基肼的硝酸鹽。

圖8 工作80ms后不同尺寸液滴數量的分布情況

5 結束語

本文針對液體姿控發動機羽流的液相污染問題，開展了文獻研究。對液滴污染的成因、危害及研究方法給予了詳細說明。一旦液滴形成對航天器表面的磨損或沉積，很難進行修復，因此有效防止液滴污染是減小危害的最主要途徑。減小液滴污染可從以下兩個方面著手：

（1）在發動機設計過程中，減少液滴飛出量：改善霧化效果，減小霧化平均直徑，使大部分液滴都能在飛出噴管前完全蒸發；同時，還可在保證發動機尺寸要求基礎上，盡量增加燃燒室長度，保證足夠的蒸發長度。

（2）通過仿真或試驗手段，準確預測液滴的速度，分布，流量等，從而通過合理布置推力器與器件的位置減小液滴對器件表面的撞擊；或加裝擋板等保護裝置。

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