张健 张振华 王伟臣 石泳 魏传锋

(中国空间技术研究院载人航天总体部, 北京 100094)



推力器羽流对太阳电池翼污染效应的分析及控制方法

张健 张振华 王伟臣 石泳 魏传锋

(中国空间技术研究院载人航天总体部, 北京 100094)

在分析羽流污染预示和太阳翼输出功率衰减预示方法基础上，识别出了影响羽流对太阳翼污染效应的关键因素，提出了较为系统的羽流对太阳翼污染效应的分析和控制方案。经仿真验证，该方法可有效实现量化分析和控制推力器羽流对太阳翼的污染效应，可以为我国卫星、深空探测和载人航天领域航天器工程研制提供参考。

航天器；推力器羽流；污染；太阳电池翼；功率损失

1 引言

航天器推力器羽流效应包括力摄动、热载和污染等，其中推力器羽流对太阳电池翼污染效应由于直接关系航天器平台电源系统性能，在工程中显得尤为重要，成为航天器总体方案设计需要分析和解决的一个重要问题。对于中长期在轨航天器来说，姿态控制和轨道控制推力器长期在轨工作，喷出羽流在真空环境内的广大空间膨胀扩散，由连续流过渡为分子流[1]，其中夹带的液体与固体颗粒物不可避免与航天器表面发生接触，并形成粘附于航天器表面的化合物污染层。大量地面试验和分析结果表明[2-5]，污染物粘附在光学玻璃表面，将通过物理和化学机理的作用引起玻璃光学性能下降。对于太阳电池翼，羽流污染将造成其输出功率下降[2]，从而影响航天器系统的供电能力。

羽流对太阳翼污染效应的分析与控制是一项涉及总体设计、羽流分析、电源系统设计等跨学科领域问题，具有较高的难度。本文在分析羽流污染物分布预示方法[6]和羽流污染对太阳电池翼功率影响预示方法[2,7]的基础上，提出了完整的航天器系统推力器羽流对太阳翼污染效应的分析量化和控制方法，可以有效实现羽流对太阳翼污染效应的定量化分析，同时可以进一步完成总体方案优化，实现对羽流污染效应的减缓和控制。本文所提出方法在我国载人航天器研制中得到了应用，效果良好，可为后续航天器研制提供参考。

2 分析方法

2.1 基本假设

羽流污染物从推力器喷管中生成，经过加速运动与物体表面发生撞击、吸附、反射、分解、固化等，与太阳翼表面发生粘附、遮挡和腐蚀的整个过程也非常复杂，因此为简化上述分析工作，使羽流对太阳翼污染效应分析更加简便可行，本文提出以下3个基本假设[8]：

(1)羽流污染效应主要由污染物的物理存在引起，化学腐蚀效应对太阳翼功率衰减影响可忽略。羽流污染效应过程复杂，包括物理和化学机理多种过程，其中太阳翼功率衰减被认为主要由污染物的物理存在引起，与污染物存在量直接相关，化学腐蚀效应不视为导致太阳翼功率衰减的重要因素。

(2)污染物撞击物体表面后达到完全吸附，不发生反射和溅射。羽流液相污染的主要成分是推力器喷管中生成的微小推进剂或生成物液滴，在撞击到物体表面后，一部分出现溅射现象，一部分吸附于物体表面。在分析过程中不考虑污染物在航天器表面溅射而引发的二次污染。

(3)按照离散粒子直线运动规律考虑污染物粒子空间运动。污染物包括液相污染和气相污染，两者由于污染物主体分别为液滴微小颗粒和气体分子，物体特性的差异决定了在计算处理上需要分别按离散粒子运动和稀薄气体流动区别对待。研究表明污染物成分主要为液相形态，因此按照离散粒子点源规律处理，不考虑污染物的气体绕流特性。

2.2 分析及控制方法

基于上述假设，本文提出航天器推力器羽流对太阳翼污染效应的分析和控制方法，如图1所示。

1)系统特性分析

航天器方案设计阶段，针对航天器的总体构型方案、推力器选型与布局方案、太阳翼总体方案、飞行方案和飞行任务剖面等系统关键特性开展分析，获取羽流污染沉积量分析所需关键参数。

图1 羽流对太阳电池翼污染效应的分析及控制方法Fig.1 Flowchart of analysis and control of plume contamination effect on solar array

2)污染沉积速率和沉积量仿真

根据2.1节提出的3项基本假设，采用点源模型机理的羽流污染分析预示方法[6]，对重点关注的航天器本体、太阳电池翼和推力器相对布局进行建模，并基于式(1)的羽流污染沉积量分析模型，完成对航天器太阳电池翼表面形成污染沉积速率分布和全生命周期形成的总沉积量进行仿真和预示，获取开展下一步功率衰减分析所需的输入数据。

(1)

该分析模型由美国波音公司CarlosSoares在2002年提出，经对比分析以往地面和在轨试验数据结果，该模型被证明适用于从“国际空间站”MBB型5N推力器至航天飞机3870N推力器间各个推力量级的双组元推力器液相羽流污染沉积预示，涵盖了推力器持续喷气、脉冲喷气工况。CarlosSoares分析认为，对于温度处于230～300K范围的典型“国际空间站”外表面，羽流污染沉积主要是液相形态，气体分子污染难以附着沉积在该温度下的物体表面。同时，羽流污染生成后一般经历由初始污染沉积向永久性污染沉积变化。初始沉积量可以达到永久性沉积量的约50倍，这是由于初始沉积污染物的化学和物理性质较为活跃，在真空、太阳辐照和原子氧等环境作用下，初始沉积污染物容易与物体表面发生分离，只有很少污染物残余滞留于物体表面。因此对于长期在轨飞行航天器，考虑选用永久沉积污染计算参数进行分析，见表1。

表1 羽流液相污染计算参数

3)功率衰减仿真

针对预示得到的污染沉积量，分析导致出现的太阳翼功率输出衰减值。采用羽流污染导致电池片输出功率损失计算函数[2]进行预示，如式(2)。

(2)

式中：Patt为电池片因污染导致的功率损失比率；M为电池片表面污染沉积量，单位为g/cm2。

4)控制措施设计

式(2)中，根据电池片表面污染沉积量M的定义，有

(3)

式中：t为全生命周期推力器的总工作时间，在r和θ确定前提下，易得到t与M构成正向变化关系。因此减少推力器的总工作时间也是有效地降低羽流污染效应的办法。但是减少推力器工作时间需要增加替代该推力器控制作用的其他执行机构，未能根本解决推力器羽流污染问题，更增加了航天器设计成本，因此本文不将减少推力器工作时间作为有效的控制措施。

本文控制措施设计的目标是在推力器选型、总工作时间都已确定的前提下，寻求有效的羽流污染效应控制解决方案。

式(1)对r进行求导，得到

(4)

(5)

综上说明，关注位置的羽流污染沉积速率和该点与推力器喷口距离r和该点在羽流场中偏离推力器喷口中心轴线的角度θ构成反向变化关系，关注位置与推力器喷口距离越小，越接近于推力器喷口下游中心轴线时羽流污染沉积速率越高，反之则趋势相反。上述规律在之前完成的基于直接模拟蒙特卡罗方法(DSMC)原理的推力器羽流热效应和力效应仿真分析中也得到了很好的验证[9-10],直接模拟蒙特卡罗方法是通过模拟粒子在空间的运动实现对羽流场的模拟[11]，是目前国内外普遍采用的较为精确的羽流场数值模拟方法。因此，太阳翼表面各点与推力器的相对距离r和相对角度θ是影响羽流污染效应的重要因素。

图2 羽流污染沉积速率敏感度仿真结果Fig.2 Results of simulation for sensitivity to plume deposition rate

综上分析，本文提出以下羽流对太阳翼污染效应控制措施：

(1)增加推力器倾斜角度，使推力轴线指向远离太阳翼的方向；

(2)增加推力器与太阳翼安装位置的相对距离；

(3)主动控制太阳翼转动，使整翼远离高污染区域。

5)总体方案评估

在进行电源系统设计时，要求对可能发生的因羽流污染等影响功率输出的外部因素进行综合评估，并预留一定设计余量，以保证长期在轨飞行受到上述因素影响下，仍能保证电源系统的供电功能满足航天器平台运行需求。在实施总体方案评估时，要求以“是否超出系统对羽流污染效应分配功率余量”为准则，对羽流污染效应导致的功率输出衰减进行评判。

3 算例

假设某航天器构型如图3所示，由本体、推力器和太阳翼构成。在初始布局方案中，推力器与太阳翼安装点在圆柱形舱外壁同一母线上，高度差l为160cm，且推力器中心轴与太阳翼转轴方向平行。太阳翼面为690cm×300cm矩形。

图3 航天器模型Fig.3 Model of spacecraft

3.1 初始方案仿真

以太阳翼与航天器柱形本体主轴垂直状态为太阳翼的初始位置，太阳翼靠近航天器本体一侧的边的中点位置为坐标系原点建立柱面坐标系(o,r,α,h)，如图4所示，则太阳翼处于转角为α状态时，太阳翼上任意一点P的柱面坐标系坐标为(r,α,h)，推力器位置的柱面坐标系坐标为(l,90°,-c)。

图4 推力器与太阳翼解析关系Fig.4 Analytical model for thruster position relative to solar array

按照如上空间位置关系，通过计算可以得到，太阳翼转角为α时，太阳翼上P点到推力器喷口的距离R、羽流角θ分别如式(6)和式(7)所示。

(6)

(7)

(8)

(9)

选取特定推力器设计参数，以太阳翼转角α为90°、推力器喷气总时间25 000s为例进行建模仿真，得到太阳翼表面污染分布如图5所示，其中横坐标X为太阳翼宽度方向坐标，Y为太阳翼长度方向坐标。仿真结果表明，太阳翼处于90°转角情况下，由于太阳翼边缘与推力器十分接近，在太阳翼边缘形成高达每秒10-6g/cm2量级的严重污染区域，寿命末期(t=25 000 s)该区域污染沉积峰值达到0.026 g/cm2。仿真得到污染量最高区域的功率衰减最高达到约3.6%，如图6所示。在整翼范围内对各区域单元网格的衰减率进行统计，并进行归一化计算得到整翼功率衰减统计值为0.45%。

图5 整翼污染分布云图(α=90°)Fig.5 Contamination deposition color contour on solar array (α=90°)

图6 整翼功率衰减率分布云图(α=90°)Fig.6 Power loss color contour on solar array (α=90°)

3.2 控制措施仿真

分别针对2.2节提出的控制措施(1)、(2)和(3)分别进行建模和仿真。

针对本文算例，如采取推力器指向调整的控制措施，假设将推力器角度由原来与太阳翼转轴平行调整为向上方倾斜Δθ，通过解析关系易得到，推力器推力指向调整后的距离Rt、羽流角θt分别如式(10)和式(11)所示。

(10)

(11)

按照3.1节所示相同方法，将式(10)和式(11)代入式(9)和式(2)分别进行仿真分析，取Δθ=15°为例，其它参数与初始方案相同，分别得到整翼表面羽流污染分布和功率衰减分布如图7和图8所示。

图7 整翼污染分布云图(α=90°,Δθ=15°)Fig.7 Contamination deposition color contour on solar array (α=90°,Δθ=15°)

图8 整翼功率衰减率分布云图(α=90°,Δθ=15°)Fig.8 Power loss color contour on solar array (α=90°,Δθ=15°)

仿真结果表明，与初始方案相比，推力器角度向外倾斜15°后，太阳翼表面污染区域出现一定幅度缩减，太阳翼边缘最高污染沉积量由原来的26 mg/cm2降低至1.5 mg/cm2，寿命末期边缘最高功率衰减由3.6%降低至1.1%，整翼功率衰减统计值由0.45%降低至0.09%。

同理，分别取太阳翼和推力器安装位置距离l为170cm和太阳翼转角α为0°，模拟控制措施(2)和(3)进行仿真，得到采取控制措施(1)、(2)和(3)后的羽流效应参数与初始方案对比结果，见表2。由仿真结果可以看出，3种控制措施均可以有效降低太阳翼表面羽流污染沉积量M和功率总衰减率Patt。其中，推力器倾斜和太阳翼规避的改善效果很好，相比控制措施(2)而言，局部污染量峰值Mmax、总污染量M、局部功率衰减率Patt(max)和功率总衰减率Patt都呈倍数降低，改善效果更加明显，与2.2节污染沉积速率敏感度仿真的预期结果相同。

表2 羽流污染效应控制措施效果

在应用措施(1)、(2)、(3)时需要注意，措施(1)和(2)属于本质(被动)安全措施，对在轨飞行太阳翼转角各种情况都能良好实现羽流污染效应的减缓和控制，是本质上实现羽流污染效应的控制和防护的方法。由于该类措施与航天器总体构型和布局方案联系紧密，优先在航天器方案研制阶段分析采用。措施(1)和措施(2)相比，前者通过改变相对角度θ降低污染沉积速率，被证明是一种更为高效的方法。措施(3)是一种主动安全措施，是本质(被动)安全措施以外的一种补偿措施，一般在航天器总体布局方案不再更改的条件下选择采用，在航天器特定工况下发挥羽流污染效应减缓作用。

综合上述分析，本文建议优先在航天器方案设计阶段开展系统化的羽流污染效应分析控制工作，结合羽流效应分析开展总体构型和布局设计，确保能够从本质上实现对羽流污染效应的控制和防护，同时也建议优先选用改变推力器角度的方式实现更加高效、可靠的羽流规避控制。

图9 整翼表面污染物沉积速率与转角关系曲线Fig.9 Contamination deposition relative to solar array turn angle

4 结束语

围绕推力器羽流对太阳电池翼污染效应的分析和控制这一项航天器工程研制中的问题，本文从航天器总体设计需求出发，提出了推力器羽流对太阳翼污染效应的分析和控制方法，并提出了航天器工程研制过程中优先在方案设计阶段开展羽流污染效应的分析控制、优先选用调整推力器角度方案实现羽流污染效应控制和防护的技术建议。本文所述方法已应用于我国载人航天二期工程型号研制，经在轨飞行验证，该方法可以实现对推力器羽流污染效应的量化分析和有效控制，有利于保证航天器系统的可靠性和安全性，可以为我国今后航天器研制提供参考。

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(编辑：李多)

Analysis and Control Methods for Thruster Plume Contamination Effect on Solar Array of Spacecraft

ZHANG Jian ZHANG Zhenhua WANG Weichen SHI Yong WEI Chuanfeng

(Institute of Manned Space System Engineering， China Academy of Space Technology, Beijing 100094， China)

In this paper, the plume contamination prediction and solar array power loss are analyzed, and the variables which are key factors to plume contamination effect are identified. And then, a systematic method for plume contamination effect analysis and control is proposed, which has been proved to be effective and measurable in simulations. The method and process proposed in this paper are also suggested as a reference for earth satellite, space exploration and manned spacecraft design.

spacecraft; thruster plume; contamination; solar array; power loss

2014-10-31；

2015-06-15

国家重大科技专项工程

张健，男，硕士，工程师，研究方向为载人航天器系统方案设计。Email：amanofiron@126.com。

V411.3

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2015.04.010