【《超低轨大气环境概述》1800字】

超低轨大气环境概述目录TOC\o"1-3"\h\u19720超低轨大气环境概述 1218351.1.1大气组分 1304461.1.2大气特性 2228351.1.3大气阻力 3本文研究中吸气式电推进的应用轨道为存在稀薄气体的130~300km高度范围的超低轨道，这是目前航空航天领域应用较少的轨道范围，既非完全真空环境也非对流层连续流环境，环境较为特殊。在此高度范围的超低轨道应用吸气式电推进，需要考虑大气组分、大气特性以及大气阻力的因素，而这些因素会受到不同程度的太阳活动和地磁活动的影响[5]，其影响非本文主要研究内容，故在分析时采用平均太阳活动通量（F10.7=98.7）、平均地磁活动（Ap=8.6）条件下的超低轨道环境作为吸气式电推进的研究背景[17]。大气组分大气成分与密度不仅随着轨道高度的变化而发生改变，同时也受到太阳活动与地磁活动的影响。为了研究复杂的大气环境，自1976年首次推出国际大气标准以来，人们根据卫星与大气探针获取的数据一步步建立、发展和完善了大气模型。NASA在1977年提出了质谱仪和非相关散射（MSIS）模型[18,19]，在120~150km轨道高度范围内给出温度及各组分密度等数据。之后模型被多次完善，MSIS-83模型[20]将轨道范围扩充至80~220km，MSIS-86模型[21]中增加了氮原子组分密度数据，MSISE-90模型[22]扩充了80km以下的轨道数据。目前国际上用于空间轨道环境评估的大气模型为NASA在2000年于美国海军研究实验室提出的质谱与非相干散射模型NRLMSISE-00[17]，该模型可以在0~1000km海拔范围内对不同太阳活动、地磁活动、地理坐标、轨道时间进行模型数据输出，得到N2、N、O2、O、H2、H、He、Ar等粒子的密度参数。图1-3为在平均太阳活动通量、平均地磁活动条件下，由NRLMSISE-00模型得到的80~600km高度范围内表征粒子数密度与轨道高度关系的大气组分图。图1-3平均太阳活动通量、平均地磁活动条件下大气组分图[17]可以看出，在125km以下的高度，N2和O2是推进系统捕获的主要粒子，并对航天器起阻力作用。随着海拔的增加，N2和O2数密度呈指数下降，在大约150km处，氧原子O成为大气中数密度最大的粒子。在海拔450km之前，所有其他粒子密度都太小，无法对吸气式电推进系统做出重大贡献，当在海拔450km以上时，H2和He成为主导大气的成分。在130~300km的超低轨道范围内，大气组分的主导粒子为O、O2与N2，这就意味着推进系统的工质将主要由这三种粒子组成。O化学性质极不稳定，脱离大气环境后由于缺乏能量激发容易复合为O2分子，因此在本文的电推进系统研究中仅考虑在氮氧混合气体作为工质时的推进性能。大气特性本文所研究的130~300km范围超低轨道气体压强远远小于一个标准大气压，属于真空稀薄气体，此时解决传统流体流动问题的方法将不再适用。根据稀薄气体动力学相关理论，真空下气体的稀薄程度可以通过克努森数Kn来进行描述[23,24]： (1-1)式中：λ为稀薄气体粒子的平均自由程；L为所研究系统的特征尺寸。根据克努森数Kn的大小可将稀薄气体流动分为四个领域，在计算时需要使用不同的模型。当Kn<0.001时，称为连续流领域，此时可使用适用于连续不可压缩流体的N-S方程和传统的流体力学方法来进行计算。当0.001<Kn<0.1时，称为滑移流领域，这时仍然可以使用N-S方程，但是必须在壁面处使用滑动边界条件来模拟克努森层克（固体或液体上面的一层薄的气层）。当0.1<Kn<10时，称为过渡流领域，此时流体区域都属于克努森层，需要使用分子运动论方法来求解。当Kn>10时，称为分子流领域或自由分子流领域。在自由分子流领域中，稀薄气体粒子之间不会产生散射或碰撞过程，粒子只与流域边界产生碰撞的作用，此时对物体表面和粒子之间相互作用的处理变得极为重要。以一个大气压和0℃环境下的理想气体的数密度n0作为基准，对气体的数密度归一化处理后可将其分类通过图1-4直观表示。图1-4稀薄气体流动的主要分类对于特征长度为1m的研究物体来说，130km以上轨道高度范围的稀薄气体属于自由分子流领域[23]，此时分子平均自由程大于被研究结构的特征长度，气体分子之间没有碰撞现象产生。大气阻力阻力的计算是吸气式电推进设计过程中的一个重要环节，目前，对于吸气式电推进的大多数概念性研究的阻力模型均为简化的一般轨道飞行器阻力计算模型[25]，阻力公式计算如下： (1-2)式中：为轨道高度稀薄大气的密度；CD为阻力系数；A为飞行器横截面积；vx为系统速度。研究表明，在450km以下的轨道，阻力系数取值范围为2.2±5%，进气道结构对阻力系数产生的影响较小[26]。当轨道高度越高时，由于大气成分的改变，以及飞行器速度与粒子热速度的改变，阻力系数会变得越大。式(1-2)的计算模型是基于流体力学连续流假设的，在超低轨道自由分子流计算中可能存在误差，根据Vallado和Finkleman的研究可知[27]，求解自由分子流中飞行器的阻力