专利名称：一种10n推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法
技术领域：
本发明涉及卫星总体布局设计及其优化，并同时可供卫星热设计、卫星控制设计进行参考。
背景技术：
羽流是指卫星发动机工作在高真空下时喷射出来的气流，它在喷嘴处形成的形状像羽毛一样，所以称之为羽流。羽流中的成分复杂，包含分子污染物和粒子污染物，如未完全燃烧的燃料液滴，燃烧室壁面颗粒物等。在空间环境下，喷射出的气体将迅速膨胀，变得越来越稀薄，并且可以延伸得很远，形成羽流，有一部分气体会形成回流并撞击在航天器自身表面上，直接影响航天器的工作性能和寿命，特别是对热控涂层以及太阳能电池阵表面产生有害影响。对于羽流场分析问题，曾经广泛使用基于连续介质假设的Simons方法和特征线法(MOC)。Simons方法是在1972年提出的一种羽流点源模型，这是一种工程估算方法。MOC 方法是在连续介质流体力学理论的基础上发展起来的，其同样是将N-S偏微分控制方程组将退化为常微分方程组的工程估算方法。基于连续介质假设的Simons模型和MOC方法虽然处理速度相对较快，但对于众多参数的依赖性较大，较难在工程应用早期对羽流场效应做出准确有效的判断。1990年代后期，计算机技术得到了迅速发展，一般不再使用基于连续介质假设的Simons模型和MOC方法。由于羽流场包含很大部分的过渡流区和自由分子流区，连续介质方法不能准确求解这些流区，必须以分子的观点来描述。迄今为止，直接模拟蒙特卡罗(Direct Simulation Monte Carlo, DSMC)方法是应用最广泛的分子型气体流动模拟方法。1963年，澳大利亚学者G. A. Bird提出了 DSMC方法，该方法通过模拟大量仿真分子的运动和相互碰撞过程来模拟真实气体流动。但限于当时计算机水平的约束，DSMC方法一直未能得到广泛的应用与信任。随着DSMC方法的逐步发展，以及计算机技术的发展，伴随着1992年，Penko和Chimg分别通过实验数据验证了 DSMC羽流场仿真结果，DSMC终于得到广泛的接受。DSMC方法有一个致命的缺点就是由于大量的计算而造成对于计算机能力的需求增加。目前，通常使用计算机并行计算克服DSMC方法计算量大的难题，但对于卫星工程应用来说，这又是不太现实的，尤其是不能够在卫星早期设计阶段给出高效、明确的分析结论。
发明内容
本发明的技术解决问题是对于羽流场效应的分析主要涉及热流影响和动力学影响两个方面。以往的分析方法中，要么是模型本身具有较大的局限性(例如Simons方法)， 要么是对于计算机的计算和存储能力具有很高的要求(例如DSMC方法)，一时很难较快较容易的直观得到羽流场效应的工程评价结果。通过本发明方法能够在卫星设计早期进行快速的羽流影响效应评估，后续根据评估结果采取必要防护措施，相对于在制造后期再引入低效的防护手段可以显著地节约成本，提高效益。
本发明的技术解决方案是一种ION推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法，步骤如下(1)首先建立卫星几何尺寸及卫星坐标系；同时分别建立ION推力器本体坐标系下羽流场位置及指向、太阳翼本体坐标系下其几何尺寸及对日定向角度，以及通信天线本体坐标系下其几何尺寸与形面法矢参数；(2)建立推力器、太阳翼及通信天线间的坐标系转换关系，将步骤(1)中涉及的推力器、太阳翼及通信天线的参数转换到卫星坐标系下；(3)对太阳翼及通信天线进行网格划分成单元，从第一个单元格i = 1开始执行步骤⑷ (6)；(4)计算羽流场原点至太阳翼、通信天线表面第i单元格的矢量F ；(5)计算矢量F与太阳翼、通信天线表面第i单元格的法向矢量间夹角β ；(6)计算矢量F与推力器轴线间夹角κ ；(7)令i = i+Ι，重复执行步骤(4) (6)，直至所有单元格计算完毕，执行步骤 ⑶；(8)根据上述计算的每个单元格的矢量F、β、κ，计算推力器的羽流场干扰力和热流量分布，羽流场干扰力密度分布函数F (r，κ , β)和热流密度分布函数H(r，κ，β)分别如下
权利要求
1. 一种ION推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法，其特征在于步骤如下(1)首先建立卫星几何尺寸及卫星坐标系；同时分别建立ION推力器本体坐标系下羽流场位置及指向、太阳翼本体坐标系下其几何尺寸及对日定向角度，以及通信天线本体坐标系下其几何尺寸与形面法矢参数；(2)建立推力器、太阳翼及通信天线间的坐标系转换关系，将步骤(1)中涉及的推力器、太阳翼及通信天线的参数转换到卫星坐标系下；(3)对太阳翼及通信天线进行网格划分成单元，从第一个单元格i= 1开始执行步骤 (4) (6)；(4)计算羽流场原点至太阳翼、通信天线表面第i单元格的矢量F;(5)计算矢量F与太阳翼、通信天线表面第i单元格的法向矢量间夹角β；(6)计算矢量F与推力器轴线间夹角κ；(7)令i= i+Ι，重复执行步骤(4) (6)，直至所有单元格计算完毕，执行步骤(8)；(8)根据上述计算的每个单元格的矢量F、β、κ，计算推力器的羽流场干扰力和热流量分布，羽流场干扰力密度分布函数F (r，κ , β)和热流密度分布函数H(r，κ , β)分别如下
2.根据权利要求1所述的一种ION推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法，其特征在于所述的仅与κ相关的推力器羽流测试的归一化试验结果干扰力密度的拟合函数 F2(K)为
3.根据权利要求1所述的一种ION推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法，其特征在于所述的推力器羽流测试的归一化试验结果热流密度的拟合函数Η2( κ )为
全文摘要
一种10N推力器羽流场热效应及动力学效应确定方法，(1)建立卫星几何尺寸及卫星坐标系、10N推力器本体坐标系下羽流场位置及指向、太阳翼本体坐标系下其几何尺寸及对日定向角度，以及通信天线本体坐标系下其几何尺寸与形面法矢参数；(2)将步骤(1)中涉及的推力器、太阳翼及通信天线的参数转换到卫星坐标系下；(3)对太阳翼及通信天线进行网格划分成单元，计算所有网格的羽流场原点至太阳翼、通信天线表面第i单元格的矢量、矢量与太阳翼、通信天线表面第i单元格的法向矢量间夹角β、矢量与推力器轴线间夹角κ；(4)根据上述计算的每个单元格的矢量、β、κ，计算推力器的羽流场干扰力和热流量分布。
文档编号G01M9/00GK102169047SQ201010606039
公开日2011年8月31日 申请日期2010年12月15日 优先权日2010年12月15日
发明者吕红剑, 夏永泉, 李学林, 李洋, 王敏, 魏强 申请人:中国空间技术研究院