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...

针对服役期满大型航天器无控飞行轨道衰降再入大气层解体过程及落区难以提前预测,再入解体后生成的碎片可能造成地面危害等问题,采用分子动力学模拟方法,选取MEAM势函数,构建了碳元素质量分数0.215%的含碳钢分子动力学模型,计算了不同温度下材料的平衡态晶格常数,并通过晶格常数与温度的关系,计算了模型的线膨胀系数,验证了MEAM势函数在所建立的仿真模拟系统合理性;使用经过验证的分子动力学模型与MEAM势函数,模拟了钢制平板在Ma∞=8.37,Kn∞=0.01,γ=1.4的高超声速再入气动环境中,通过结构动态热力响应变形行为有限元算法计算出的部分状态下材料微观演化行为,初步证明了分子动力学模拟方法在服役期满大型航天器再入大气层解体过程的分析仿真计算中的作用,为实现分子动力学方法同动态热力响应有限元算法的耦合奠定了基础。