王伟臣，石 泳，张 健，郭 娟

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

0 引言

在卫星、飞船、空间站等航天器上广泛使用姿轨控发动机，其推进剂向外部真空环境喷射会自由膨胀形成真空羽流，撞击航天器表面，产生羽流加热效应。对于大型航天器，所配置的姿轨控发动机较多，使得羽流热效应更加复杂，有必要对真空羽流热效应进行分析与防护设计研究。

国内外在真空羽流效应分析方面做了较多的研究工作。真空羽流流场呈现自由分子流动特性，研究人员广泛使用DSMC 方法[1]计算真空羽流场。蔡国飙等人[2-4]建立了基于N-S 方法和DSMC 方法 的耦合数值模型，计算了神舟飞船平移发动机的真空羽流场对太阳电池阵的羽流效应；王平阳等人[5]使用DSMC 方法计算了双元姿控发动机的反流特性；张健等[6]使用DSMC 方法研究了发动机真空羽流对敏感器的热效应。研究结果表明，DSMC 方法可以准确地模拟发动机真空羽流场，但是该方法对计算机能力、计算成本等要求较高。针对工程型号中要求通过多工况比较、快速计算以确定设计方案的应用需求，可以使用Simons 法[7]、特征线法[8]或点源法进行计算并得到符合设计要求的结果。

本文对某航天器用姿控发动机真空羽流热效应进行仿真分析，同时基于分析结果进行了发动机布局方案优化设计和航天器热防护设计。

1 计算方法

1.1 计算方法

首先使用最小自由能法对推进剂在燃烧室中的燃烧情况进行计算，得到各种燃烧产物组分的含量和热力学特性，并利用这些数据求解N-S 方程，得到喷管内部的流场参数分布。……