大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

发布时间：2021-08-18 01:01

　　为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案。利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术。为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失。通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。 

【文章来源】：载人航天. 2020,26(05)北大核心CSCD

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

类天宫飞行器气动力系数DSMC计算与试验比较

图2～3分别给出了0°和20°迎角下试验状态流场的密度、压力和马赫数等值线分布云图,可以看出复杂绕流现象及头部区域的激波/边界层流动干扰特征,表明基于当地流动参数自适应的DSMC方法对于捕捉复杂的流动干扰细节是有效的。图3 类天宫飞行器20°迎角流场等值线分布

类天宫飞行器20°迎角流场等值线分布


本文编号：3348868