[发明专利]一种真空羽流效应精确计算方法

说明书

本发明公开了一种真空羽流效应精确计算方法，属于宇航推进系统及真空科学技术领域。所述方法首先采用蒙特卡洛理论得到距离航天器壁面的最近区域的流场参数，将此流场参数作为分子动力学计算的来流入口条件，计算得到壁面的热适应系数的准确值，更新蒙特卡洛理论中的经验值，计算得到更准确的仿真流场和航天器壁面羽流效应。本发明提将直接模拟蒙特卡洛理论与分子动力学理论互相耦合起来形成的系统的羽流效应评估方法，解决了以往真空羽流效应仿真不准确的问题，可对航天器表面防护材料进行有效减重，降低发射成本，提高卫星搭载能力；有助于提高卫星姿态和轨道的控制精度，节省卫星姿态和轨道控制时的燃料消耗。

技术领域

本发明属于宇航推进系统及真空科学技术领域，本发明涉及一种真空羽流气动力效应精确计算方法，主要应用于更准确地评估火箭发动机的真空羽流效应。

背景技术

航天器上的姿轨控发动机工作，其喷流在太空中会剧烈膨胀，形成真空羽流。真空羽流会反向作用于航天器表面，对航天器产生羽流气动力、气动热和污染等效应。羽流效应会给航天器姿态和轨道控制产生干扰作用，妨害航天器的正常工作，严重时会影响航天任务的成败。目前研究发动机真空羽流气动力效应有实验和仿真两种方法。但受地面实验条件空间尺寸的限制，大型航天器的真空羽流效应研究主要采用仿真手段。

直接模拟蒙特卡洛理论是最常用的真空羽流效应仿真手段。在直接模拟蒙特卡洛理论中，壁面热适应系数描述了粒子与壁面的作用情况，对航天器表面羽流气动效应仿真结果起到了决定性作用。壁面热适应系数会随流场来流条件和壁面条件发生变化。直接模拟蒙特卡洛方法在应用于真空羽流效应研究时存在壁面热适应系数确定困难的问题，壁面热适应系数在实际航天型号仿真中常默认取值为1。这种经验取值方式是依据地面实验结果得到的，而根据理论分析，在太空中壁面切向适应系数会小于1。传统的经验取值方式会导致计算结果不精确，会增加航天器表面的防护材料，降低航天器的有效载荷。

分子动力学理论可以将粒子与壁面作用的具体过程描述出来，得到壁面热适应系数的准确数值。但分子动力学理论存在计算量大和计算域小的问题，无法直接应用到航天器上，以得到航天器表面的热适应系数。

综上可知，航天器壁面热适应系数研究对发动机真空羽流效应研究起着决定性作用。但当前决定航天器壁面热适应系数数值的方法都存在各自的问题，简单的结合也存在很大缺陷。

发明内容

为了能够精确仿真发动机的真空羽流效应，本发明提出一种能够将直接模拟蒙特卡洛理论与分子动力学理论互相耦合起来形成的系统的羽流效应评估方法，解决了以往真空羽流效应仿真不准确的问题。

一种真空羽流效应精确计算方法，针对某一羽流效应分析任务，进行如下步骤：

步骤1：初步流场仿真；

首先，根据羽流效应分析任务开展初步流场仿真，流场仿真采用蒙特卡洛理论，其中航天器表面热适应系数先取经验值1。首先，获得发动机与航天器壁面作用后的耦合羽流场压力、温度、密度、速度和马赫数等参数的分布；然后，获得只有发动机，没有航天器壁面模型时的自由羽流场的压力、温度、密度、速度和马赫数等参数的分布。

对比上述两个流场，得到两流场区域中压强变化小于5％的区域，从该区域中选取出距离航天器壁面的最近区域；从该最近区域处得到流场参数分布。

步骤2：精确计算并验证壁面热适应系数；

将上述得到的距离航天器壁面的最近区域的流场参数分布作为分子动力学计算的来流入口条件。将分子动力学模拟流场尺度缩小，保证变换后的壁面热适应系数与变换前的壁面热适应系数保持不变。采用分子动力力学理论对变换后的流场进行计算，得到壁面的热适应系数的准确值。

步骤3：精确计算航天器真空羽流效应；