火箭剩余推进剂排放过程的分析与模拟

为了减少空间碎片的产生，星箭分离后，需要在轨排放火箭末级贮箱内的剩余推进剂．分析表明，排放条件下的推进剂射流进入太空后，立即失稳破碎为大量液滴；液滴在高真空环境下扩散，它们的表面不断有气体分子蒸发，逐渐在箭体周围形成了一个由液滴和蒸气分子组成的羽流场．采取Lagrange方法追踪该流场中每个液滴的运动轨迹以及表面蒸发冷凝过程，利用直接模拟Monte Carlo方法计算蒸气分子的运动和碰撞，然后通过微观量的统计平均获得感兴趣的宏观流场、箭体表面的压力和剪应力分布等．为了检验稀薄蒸气算法、模型和程序，模拟了真空水射流周围水蒸气羽流场，获得的径向Pitot压力分布与Fuchs和Legge的实验数据的符合．在此基础上，分别模拟了CZ-4B火箭末级剩余燃料偏二甲肼在不同排放方式下的三维稀薄蒸气与液滴羽流场．计算表明：原排放方式的扰动力矩相当大，超出了火箭姿控范围，新排放方式的扰动力矩很小，处于火箭姿控范围之内．这些预测得到了飞行遥测数据的支持．