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一种 真空羽流效应精确计算方法

阅读：1021发布：2020-08-18

专利汇可以提供一种真空羽流效应精确计算方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且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。，下面是一种真空羽流效应精确计算方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种真空羽流效应精确计算方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤，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；
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；
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变换，采用分子动力力学理论对缩小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；
将上述得到的壁面热适应系数的准确值更新经验值，并反馈给直接模拟蒙特卡洛理论，据此计算得到更准确的仿真流场和航天器壁面羽流效应。
2.根据权利要求1所述的一种真空羽流效应精确计算方法，其特征在于：所述的流场缩小采用双尺度律准则，保证缩小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。
3.根据权利要求1所述的一种真空羽流效应精确计算方法，其特征在于：第二步中所述的壁面的热适应系数的准确值还需要进行在轨试验验证，通过在轨试验得到的航天器转动力矩值反推出壁面热适应系数值，并与分子动力学模拟得到的壁面热适应系数值进行比较，如果误差小于10％，则认为仿真结果与在轨试验结果一致；否则，分别从仿真和试验两个方面查找原因，直到满足误差要求为止。
4.根据权利要求1所述的一种真空羽流效应精确计算方法，其特征在于：第二步中所述的壁面的热适应系数的准确值采用修正的分子动力学模型进行计算得到。

说明书全文

一种真空羽流效应精确计算方法

技术领域

[0001] 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

[0002] 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。

[0003] 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。

[0004] 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。

[0005] 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

[0006] 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。

[0007] 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：

[0008] 步骤1：初步流场仿真；

[0009] 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。

[0010] 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。

[0011] 步骤2：精确计算并验证壁面热适应系数；

[0012] 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。

[0013] 步骤3：精确计算航天器真空羽流效应；

[0014] 将上述得到的壁面热适应系数的准确值更新经验值，并反馈给直接模拟蒙特卡洛理论，据此计算得到更准确的仿真流场和航天器壁面羽流效应。

[0015] 本发明的一种真空羽流效应精确计算方法的优点和积极效果在于：

[0016] 1、本发明方法说明了真空羽流及其效应研究中如何耦合蒙特卡洛理论和分子动力学理论以确定壁面热适应系数值，从而形成一套真空羽流效应评估的体系方法，能够精确地对各种发动机真空羽流效应分析问题开展研究和评估。

[0017] 2、本发明方法解决了航天器表面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。

[0018] 3、按本发明方法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。附图说明

[0019] 图1是本发明提出的真空羽流效应精确计算方法的耦合方法流程图。

具体实施方式

[0020] 下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

[0021] 本发明提出的一种真空羽流效应精确计算方法，能够精确地评估火箭发动机对航天器壁面的真空羽流效应，针对某一具体的发动机真空羽流效应分析任务，按以下步骤开展分析和评估。

[0022] 第一步：初步流场仿真。

[0023] 依据羽流效应分析任务要求建立航天器壁面模型，航天器壁面热适应系数取经验值1，采用直接模拟蒙特卡洛理论，计算初步的发动机喷流与壁面耦合羽流场。与此同时，采用直接模拟蒙特卡洛理论，计算流场中不存在航天器壁面模型的发动机自由喷流羽流场。由此得到两种工况下的羽流流场的压强、温度、密度、速度和马赫数分布等仿真结果。比较两种工况下流场的压强分布，得到两流场中压强差别小于5％的区域。获取该区域中最靠近航天器壁面的最近区域的流场参数，作为后续精确求解壁面热适应系数的来流入口条件。
所述最近区域的大小与航天器壁面的大小相同。

[0024] 第二步：精确计算并验证壁面热适应系数。

[0025] 对航天器壁面的最近区域的流场参数进行分子动力学模拟。其中，采用双尺度律准则对流场进行缩小，保证在缩小过程中壁面热适应系数保持不变，一般缩小至可接受量-7级(10 m)以内。通过分子动力学对缩小后的流场进行仿真得到壁面热适应系数的精确值。
同时，考虑是否有在轨实验验证的条件。

[0026] 如果有在轨实验验证，可以通过航天器转动力矩值反推出壁面热适应系数值，并与分子动力学模拟得到的壁面热适应系数值进行比较。如果误差小于10％，则认为仿真结果与实验结果一致；否则，分别从仿真和实验两个方面查找原因，直到满足误差要求为止。进一步确认的工作包括仿真的确认和实验的确认。仿真方面，检查建模中的不合理因素，如网格尺寸、时间步长、粒子参数等，修正模型重新计算。如果无问题，则查找实验方面的问题。实验方面需要确认在轨航天器空间相对位置关系、传感器精度和测控系统配置等是否存在问题。找到问题后修正实验设计，再次进行实验，直至误差满足要求为止。

[0027] 如果没有在轨实验验证，则可以采用该分子动力学理论针对文献(W.W.Lim,G.J.Suaning,D.R.McKenzie,A simulation of gas flow:The dependence of the tangential momentum accommodation coefficient on molecular mass,Phys Fluids 28(9)(2016))中的仿真或实验工况进行模拟，不断修正分子动力学计算模型，直到误差满足要求，如误差小于10％。然后将修正的分子动力学模型应用到羽流效应分析任务的航天器模型工况中，得到分子动力学模拟的壁面热适应系数的准确值。

[0028] 依据上述耦合方法，对某航天器表面热适应系数数值进行在轨验证。上述耦合方法得到的壁面热适应系数的准确值为0.58；航天器在轨试验得到的壁面热适应系数为0.53，仿真结果与在轨实验结果偏差小于10％，吻合度很好，且远远小于工程经验值1。因此可以选择所述的壁面热适应系数的准确值来更新经验值，进行后续计算。第三步，精确计算航天器羽流流场及效应。

[0029] 将分子动力学模拟得到的壁面热适应系数的准确值赋予航天器壁面模型。对航天器壁面模型热适应系数是否更新进行检查。对于有更新的情况，如上述的经验值1更新为准确值0.58则采用直接模拟蒙特卡洛理论，对发动机喷流与航天器壁面耦合羽流场进行精确计算，得到准确的航天器壁面羽流效应。

[0030] 试验结果显示，羽流干扰力矩仿真结果与实验结果偏差小于10％，大幅提高在轨航天器的羽流干扰力矩仿真精度。使用得到有效性确认后的仿真方法，对羽流效应分析任务的所有工况进行仿真计算。

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