為模擬大型航天器離軌再入近連續(xù)過渡流區(qū)高超聲速氣動力/熱繞流特征,構建了基于直接模擬蒙特卡洛法碰撞限制器技術的混合方法,發(fā)展了基于密度梯度的動態(tài)自適應混合網(wǎng)格處理技術與變時間步長計算方案。利用當?shù)亓鲃犹荻鹊目伺瓟?shù)作為判斷連續(xù)流失效的參數(shù),將流場劃分為不同區(qū)域,在連續(xù)流區(qū)采用碰撞限制器以及大網(wǎng)格尺度和大時間步長,在流場的大梯度區(qū)域——包括激波和壁面邊界層區(qū)域——采用基于當?shù)孛芏忍荻鹊膭討B(tài)自適應碰撞網(wǎng)格和取樣網(wǎng)格處理技術。為保證整個流場范圍每個碰撞網(wǎng)格內的模擬粒子數(shù)分布更加均勻,采用變時間步長計算方案,并固定當?shù)貢r間步長與粒子權重的比值,避免了因分子穿越網(wǎng)格界面產生的復制或消失。通過計算類天宮飛行器低密度風洞試驗狀態(tài)的氣動力系數(shù),并與試驗數(shù)據(jù)對比,驗證了上述算法的高精度模擬能力與可靠性。同時模擬分析了帶太陽電池帆板的類天宮飛行器再入85 km高超聲速復雜氣動力熱,及頭部對接臺與板艙非規(guī)則物形繞流所致激波/邊界層干擾、流動分離與強氣動力熱致太陽電池帆板毀壞發(fā)生首次解體機制。 

【文章來源】：載人航天. 2020,26(05)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：7 頁

【部分圖文】：

類天宮飛行器氣動力系數(shù)DSMC計算與試驗比較

圖2～3分別給出了0°和20°迎角下試驗狀態(tài)流場的密度、壓力和馬赫數(shù)等值線分布云圖,可以看出復雜繞流現(xiàn)象及頭部區(qū)域的激波/邊界層流動干擾特征,表明基于當?shù)亓鲃訁?shù)自適應的DSMC方法對于捕捉復雜的流動干擾細節(jié)是有效的。圖3 類天宮飛行器20°迎角流場等值線分布

類天宮飛行器20°迎角流場等值線分布


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