针对低地球轨道航天器服役期满离轨陨落、特别是功能失效处于无控飞行的航天器轨道衰降难以模拟的问题,在航天器轨道动力学方程直接积分计算框架中,把稀薄气体动力学与轨道动力学结合起来,发展了基于跨流域空气动力精细数值模拟驱动的低轨航天器气动特性一体化快速算法,提出了无控航天器轨道衰降失稳自旋飞行姿态等效迎角模拟法,初步建立了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分高精度计算模型。对大型航天器A受控陨落开展计算分析,验证了本文发展提出的轨道计算、气动力一体化计算方法正确性与高精度。在大型航天器B无控失稳自旋飞行轨道衰降计算分析中,得到了与外测轨道星历数据吻合一致的长弧段和短弧段预报结果,在停止外测轨道数据供给5 h内,地心惯性系位置预报偏差低于1.5 km,验证了基于等效迎角的气动融合轨道直接积分计算...

针对回收类航天器(返回舱)再入过程所遇跨流域多尺度非平衡绕流问题,综述基于Boltzmann方程碰撞积分物理分析与可计算建模,构造考虑完全气体、转动非平衡、含振动能激发热力学非平衡效应各流域统一Boltzmann模型方程,及由此建立返回舱再入气动力热绕流问题气体动理论统一算法研究进展与算法检验。作为方法间验证结合,进一步简述了融合再入热化学稀薄气体电离非平衡流动DSMC方法、近连续过渡流区N-S/DSMC耦合算法、经滑移边界修正的N-S方程解算器、低密度风洞实验测试等多种空气动力学模拟手段,建立求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法(GKUA)、DSMC、N-S/DSMC、滑移N-S解算器、低密度风洞实验验证补充,适于返回舱再入从外层空间自由分子流到近地面连续流跨流域空气动力学一体化模拟平台。将此平台用于再入H=110～30km各流域球体、高超声速尖前...

基于直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法,发展流场直角与表面三角形非结构混合网格生成方法和网格自适应技术,构造适于高稀薄流到近连续滑移流多流区共存的变时间步长模拟策略及DSMC区域分解并行计算方案。采用经改进的DSMC方法模拟飞船返回舱再入过程130～70km跨越外层空间自由分子流到稀薄过渡近连续流区热化学非平衡流动,研究分析了跨流域激波过渡带和边界层的强扰动演变规律以及稀薄气体效应、高温真实气体效应对返回舱气动特性和配平特性的影响规律。对比分析了不同壁面反射模型对返回舱配平特性的影响特点,计算的探月试验返回器配平迎角与飞行试验数据一致。计算分析了质心位置偏移对配平迎角的影响机制。计算结果表明:稀薄气体效应和壁面反射模型对90km以上高度的气动力和配平特性影响显著,真实气体效应则对90km以下高度的气动特性...

本文分析了空间返回任务对返回舱气动外形的需求,给出气动外形设计不仅要满足返回性能要求,还要考虑发射阶段火箭、运行阶段航天器的约束条件,并满足载人、运物任务要求的设计准则。分析了不同气动特性的返回舱外形对返回飞行动力学及热力学性能的影响,提出升阻比和局部热环境是返回器气动外形选取的关键因素。系统阐述了各类返回航天器外形确定的总体设计思想,研究总结了各类返回航天器外形的效益、飞行性能、安全性以及返回控制综合性能。选取典型外形为研究对象,用Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、DSMC方法、NS/DSMC耦合算法、N-S解算器,对近连续过渡区绕流开展数值模拟研究,与飞行试验数据对比分析,提出须大力发展跨流域空气动力学数值模拟方法研究。

高压捕获翼(HCW)构型是一种满足高速飞行器高容积、高升力、高升阻比的设计需求的新型气动布局。最近研究表明,HCW构型能够提高飞行器在连续流区的升力和升阻比,缓解飞行器设计中高容积率与高升阻比间的矛盾。为探究该气动布局在过渡流域(70~100 km)的气动特性,以一种楔—平板组合的高压捕获翼原理性构型作为模型,采用直接模拟Monte Carlo (DSMC)方法,详细分析了该模型在典型高超声速条件(马赫数20)下的流场结构和壁面气动力/热分布。结果表明,随着飞行高度增加,稀薄效应增强,机体压缩产生的激波厚度增加,激波边缘逐渐模糊,机体与捕获翼之间的开放通道内出现压力干扰。同时,高压捕获翼表面的摩擦系数迅速上升,气动摩擦成为制约捕获翼构型升阻比的重要因素。针对这一问题,分析了捕获翼材料表面的适应系数对飞行器的气动力/热的影响,结果表...

针对非常规再入问题,以航天器再入陨落解体分析预报为研究内容,对其物形架构构建了系统/子系统、部件、碎片/微粒的三层级模型,用于涵盖航天器解体研究对象的结构组成及碎片的各种几何特征,这些几何特征能够反映研究对象的气动力/热及飞行运动特性,在不同解体情况下具有普遍适应性。针对航天器再入陨落解体分析预报的技术途径,提出了基于条件边界的参数统计方法的基本策略,给出了航天器再入陨落时的气动力/热、飞行运动、解体、残骸碎片存活可能性、落区及地面风险等工程问题的评估解决策略。最后通过据此开发的软件系统进行了一例大型航天器再入陨落解体过程分析预报,结果表明了模型及方法的适用性。

准确可靠求解大型航天器服役期满离轨再入跨流域气动环境与金属(合金)桁架结构变形失效解体非线性力学行为,是解决航天器失联无控或受控再入坠毁飞行航迹落区数值预报软件研制的关键基础。在求解Boltzmann模型方程的气体动理论统一算法(GKUA)基础上,采用转动惯量描述气体分子自旋运动,利用分子总角动量守恒作为一个新的碰撞不变量,引入能量模式配分函数和非弹性碰撞松弛数,确立了描述复杂飞行器跨流域高超声速流动非平衡输运现象统一Boltzmann模型方程,构造了直接捕捉Boltzmann模型速度分布函数演化更新数值格式,提出了离散速度空间区域分解大规模并行计算策略与高效数据通信模型,建立了稳定运行数万CPU核求解大型航天器离轨再入跨流域气动力/热环境高性能并行算法。针对无控航天器非常规再入问题,提出瞬态热传导方程与材料热弹性动力学...

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。

吸泥技术作为海底管线维修中不可缺少的一步,其技术优劣直接影响管线维修的施工。文中详细阐述新型吸泥技术的工作原理、实施步骤并总结其特点,为国内类似项目提供参考和帮助。