卫星变轨发动机羽流污染的研究

针对卫星变轨发动机工作时高空羽流污染问题 ,从分子运动论出发 ,采用直接模拟MonteCarlo(DSMC)方法对轴对称羽流场进行模拟 ,发动机喷管出口参数采用内流计算的给定值。首先对计算方法进行了验证 ,然后通过计算给出羽流场压力、密度等参数 ,给出计算位于回流区内的卫星表面敏感部件的羽流污染量的方法 ,并进行了计算。     

海洋卫星水色仪羽流污染DSMC模拟研究

在当前和今后很长一段时间内,我国卫星姿轨控系统都将液体小发动机作为主要推进系统。对于长寿命、高可靠卫星,羽流污染评估具有重要意义,而数值模拟则是有效方法。采用DSMC方法模拟了海洋卫星单组元轨控发动机羽流对水色仪表面可能造成的污染,通过这个算例验证了DSMC方法在羽流污染模拟中的重要作用。假设羽流组分为NH3、N2、H2,水色仪表面温度为100K,计算结果显示在水色仪所在位置发动机羽流造成污染影响最小,可以忽略不计。这表明推进系统选择合理,卫星结构设计合理。     

航天器发动机羽流对敏感器热效应仿真研究

采用差分求解N-S方程与DSMC方法相结合的方法,研究了航天器单台发动机连续工作情况下真空羽流对航天器敏感器的热效应。首先通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场,然后应用DSMC方法对喷管出口外轴对称羽流场进行计算,最后将轴对称羽流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,在并行计算机平台上进行三维羽流场和热效应计算得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对敏感器的热效应。以两个敏感器为例,对仿真结果进行了分析和比较,并得出了相应结论。     

利用Simons模型研究卫星羽流污染

发动机羽流对卫星引起干扰力矩及沉积效应,对羽流污染分析是卫星污染分析中的重要部分。文章在分析发动机羽流流动特点的基础上,详细介绍了Simons模型,并将其用于某卫星20 N发动机羽流对其邻近壁面沉积污染的模拟。计算结果表明,羽流会对邻近壁面产生污染沉积效应,平均沉积速率1.89 10-4 kg/(s?m2)。通过此算例证明,Simons模型是一种有效的快速估算羽流污染的工程方法。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

考虑化学反应的真空羽流的数值模拟

本文用稀薄气体流场直接模拟的方法对卫星姿态控制发动机喷管外考虑化学反应的真空羽流场进行了数值模拟，得到了与理论分析相一致的数值模拟结果。本文的研究工作对真空羽流污染研究及真空羽流的气动力，气动热效应分析具有很好的参考作用。     

羽流中固体颗粒在真空环境下分布的数值仿真

通过对气?固两相间动量和能量相互作用解耦处理,建立了一种适于模拟真空环境气固两相混合物羽流的DSMC双向耦合算法与固体颗粒空间输运变化特性的TPMC计算技术。仿真了固体火箭发动机两相羽流流场和固体颗粒在远离发动机喷口数十公里空间扩散运动分布特性,通过将计算结果与典型文献结果及理论分析比较确认,证实本文方法的准确可靠性。结果表明,固体颗粒对气相的扩散有一定的阻滞作用;仅在离发动机喷口一定距离,气相对固体颗粒有较大影响,致颗粒温度下降、速度增加;颗粒温度随发动机喷口距离增大而减小,一直要在远离喷口上百公里颗粒温度才随轴向位置趋于平衡,且不同尺寸的颗粒温度差别较大,对指导外层空间高真空环境气固两相羽流传输影响工程研制具有重要意义。     

空间发动机羽流研究技术发展综述

首先介绍了目前进行空间发动机羽流研究的必要性,同时说明地面试验和数值模拟方法都是研究空间发动机羽流特性的有效手段,两者缺一不可。在此基础上,总结了国内外羽流地面试验关键技术和发展状况。然后,分别总结了国内外最具代表性的空间发动机羽流试验台的组成、真空抽吸方式、主要技术指标和特点,包括美国的J2-A试验舱和CHAFF-IV试验舱,欧洲的CCG羽流污染试验舱和STG低温氦冷羽流试验舱,中国的KM系列空间环境模拟器和PES地面羽流试验台。最后,介绍了与羽流地面试验相关的数值模拟技术的发展,总结了进行羽流数值模拟的模型,重点介绍了常用的DSMC方法的典型应用和基于此方法所开发软件的情况,并针对大密度羽流场和电推进发动机羽流场的特点分别总结了其进行羽流场计算的方法。     

脉冲等离子体推力器羽流的一体化粒子模拟

将DSMC(Direct Simulation Monte-Carlo)/PIC(Particle in Cell)流体混合算法与一维MHD双温放电模型相结合,一体化模拟NASA Glenn PPT羽流。对不同出口偏转角的羽流场进行模拟,给出了不同偏转角度下离子、电势、温度的变化情况,并与实验结果进行了比较。结果显示,该模型具有一体化(从工作过程到羽流)预测脉冲等离子体推力器羽流的能力。人工偏转角的加入,增强了羽流的扩散,使得羽流径向扩散、轴向收缩、回流减弱,同时对放电模型带来的不足有一定改善作用。     

空间CO2羽流压力场的数值计算和实验研究

要解决空间羽流污染问题,首先必须精确掌握羽流场的特征。为此,在真空深冷背景环境下进行了CO2气体模拟发动机羽流压力场的数值计算和实验研究。采用经典的计算流体动力学(CFD)和直接模拟Monte Carlo(DSMC)相结合的方法进行羽流场的数值模拟。试验模拟空间高度在100公里以上,在整个测试过程真空舱内压力维持在10-3Pａ量级,冷阱温度为93±5Ｋ。计算结果与测试数据吻合较好,表明文中计算方法和物理模型可以准确描述真空深冷空间环境下的羽流场特征。     

“资源”卫星轨控推力器羽流场数值模拟

文章以"资源"卫星敏感表面污染问题的实际研究为目的,针对该卫星20N轨控推力器为对象,采用轴对称分区和三维直接蒙特卡罗(DSMC)相结合的方法,模拟采用肼为推进剂的多组分羽流场,计算获得了敏感表面的羽流及其反流特性。模拟结果表明,分子量越小的分子越容易进入反流区,出现组分分离现象和非平衡效应。最后,与已有的文献试验结果相比较,表明模拟结果合理可信,为卫星敏感表面的污染模拟打下基础。     

PWS软件应用于探月着陆器羽流效应 数值模拟研究

文章使用自行开发的PWS计算软件就探月着陆器主发动机羽流对着陆缓冲机构产生的气动力和对流换热热效应问题进行了数值模拟研究。PWS软件是一个基于直接模拟蒙特卡罗方法的羽流计算通用软件,其松散的软件架构保证了各个计算模块的相对独立性,使用“与”、“或”逻辑法则的二级构造法来实现边界条件的通用性。软件的计算值与国外CUBRC实验测量值符合得很好。使用PWS软件对着陆器主发动机羽流进行数值模拟计算表明着陆缓冲机构所受的羽流气动压强最大达到2.4 Pa;缓冲机构底盘侧面的对流换热热流密度最大达到2 000 W/m2;当缓冲机构壁面温度从300 K增加到500 K时,其表面对流换热流密度值有所下降,其最大下降值不到5%。     

羽流污染对某型号卫星热控涂层的影响分析

文章以某卫星热控涂层的污染研究为目的,针对20N轨控推力器,在推力器羽流流场模拟的基础上,结合污染沉积过程模拟,计算获得了卫星在轨运行期间热控涂层表面的污染沉积膜的厚度,分析了热控涂层太阳吸收率的退化情况。     

月球探测器着陆过程羽流热效应数值模拟研究

考虑到月球探测器着陆过程变推力发动机工作可能引发羽流热效应,通过差分求解N S方程与直接模拟蒙特卡洛(DSMC)耦合的方法,针对探测器变推力发动机羽流的连续流区与稀薄流区进行了数值模拟,获得了着陆过程不同状态探测器表面的羽流气动热流密度分布,分析了探测器在不同高度及坡度受到的羽流热效应,研究了探测器因落月惯性与发动机延时拖尾等特殊工况羽流气动热的影响程度。数值模拟结果表明,探测器受到的羽流气动热影响总体随着发动机出口与月面间距离减小而急剧增强,随着距离减小至0.434 m,热流密度最大值为429 kW/m 2 ,而且月面坡度对羽流热效应有减弱作用。研究结果可为探测器关机策略的制定提供支撑,为探测器关键部位的热防护提供输入,为探测器整体的设计优化提供服务。     

霍尔推力器等离子体羽流粒子模拟

建立了霍尔推力器羽流仿真模型,用单元粒子-直接模拟蒙特卡罗（PIC-DSMC）混合方法对SPT-7推力器的流场进行数值模拟,分析背压、扩张角和电子温度对流场的影响。结果表明：背压粒子增加了回流区内离子和高速粒子,加重羽流污染。SPT-70推力器羽流出口处扩张角约为30°。实验数据验证了仿真模型的正确和方法的可行,对电推力器及其羽流污染等的研究有一定的参考价值。     

Simulation of rocket plume and lunar dust using DSMC method

When lunar modules land on the Moon, dust impingement on the lunar module components and deposition on the thermal and optical surfaces would cause many serious problems. The emphasis of this research is on simulating the interaction of rocket plume and lunar dust using the direct simulation Monte Carlo (DSMC) method. The method is extended to model the movement and collision stages of rarefied plume gas and dust particles, including three collisional mechanisms: molecule–molecule, molecule–particle and particle–particle collisions. The reflection of gas molecules on the particle surface is computed by an indirect approach based on the coordinate transformation. Neighboring-cell contact detection scheme is applied to check for contacts between all possible particle pairs. The simulation results show that the acceleration of dust particle is mostly determined by the parameters of plume field. In the computational regions with larger gas density and velocity the particles can be accelerated to larger velocity and convected to higher temperature.