靳旭紅，黃 飛，程曉麗，王 強(qiáng)

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

內(nèi)外流一體化航天器氣動(dòng)特性分析與減阻設(shè)計(jì)

靳旭紅，黃 飛，程曉麗，王 強(qiáng)

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074)

針對(duì)超低地球軌道內(nèi)外流一體化衛(wèi)星和帶孔空間碎片的氣動(dòng)特性分析與減阻設(shè)計(jì)問題，采用試驗(yàn)粒子Monte Carlo(TPMC)方法對(duì)200 km高度帶頭帽通孔圓柱體航天器外部繞流和內(nèi)部流動(dòng)并存問題進(jìn)行模擬。結(jié)果表明:TPMC模擬結(jié)果與直接模擬Monte Carlo(DSMC)結(jié)果相一致，驗(yàn)證了TPMC方法的可靠性，以及對(duì)內(nèi)外流并存問題的適用性;對(duì)于本文所考慮的內(nèi)外流一體化問題，TPMC方法的計(jì)算速度是DSMC的2000余倍，消耗內(nèi)存也比后者少1～2個(gè)量級(jí);小攻角范圍內(nèi)，通孔的存在使得壓阻分量減小，摩阻分量增大，綜合效果是使阻力減小;外部表面對(duì)內(nèi)孔表面的遮擋作用以及內(nèi)孔表面之間的多次反射效應(yīng)使內(nèi)孔表面受到比較明顯的壓力，多次反射作用在軸向中部區(qū)域最強(qiáng)。

自由分子流;內(nèi)外流;低地球軌道;試驗(yàn)粒子Monte Carlo

0 引 言

距離地面200～1000 km的低地球軌道環(huán)境，是對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星、氣象衛(wèi)星、通信遙感衛(wèi)星、載人飛船、空間站等大型復(fù)雜結(jié)構(gòu)航天器運(yùn)行區(qū)域［1］。

近年來，由于重力場(chǎng)和穩(wěn)態(tài)海洋環(huán)流精確測(cè)量的需要，超低地球軌道(200～500 km)航天器逐漸展現(xiàn)出廣闊的應(yīng)用前景［2－4］。然而，實(shí)現(xiàn)重力梯度精確測(cè)量的先決條件是給衛(wèi)星提供一套無拖拽姿態(tài)控制(Drag-free and altitude control，DFAC)系統(tǒng)，該系統(tǒng)旨在采用一套離子發(fā)動(dòng)機(jī)和磁力矩器來補(bǔ)償大氣阻力等非重力的影響，從而進(jìn)行姿態(tài)控制［5］，這就需要衛(wèi)星大氣阻力的實(shí)時(shí)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。

當(dāng)前，空間碎片隨著各國(guó)航天發(fā)射任務(wù)的增加呈現(xiàn)逐年遞增的趨勢(shì)，已經(jīng)成為太空飛行任務(wù)的主要障礙之一，計(jì)劃中和正在進(jìn)行的空間飛行任務(wù)不得不把避免與太空中(尤其是低地球軌道)較大塊碎片的碰撞納入考慮范圍。而且，較大塊碎片的失控脫離軌道和意外進(jìn)入地球大氣層也對(duì)地面的生命和財(cái)產(chǎn)安全造成了巨大的威脅［6］。在超低軌軌道環(huán)境下，大氣阻力是估計(jì)衛(wèi)星軌道的最大誤差來源，提高阻力計(jì)算精度，自然可以提高衛(wèi)星和空間碎片軌道的確定和預(yù)測(cè)精度［7］，從而可以避免在軌衛(wèi)星與空間碎片，以及在軌衛(wèi)星與計(jì)劃發(fā)射衛(wèi)星的碰撞。2009年2月發(fā)生的銥(Iridium)通訊衛(wèi)星與一枚廢棄的俄羅斯衛(wèi)星碰撞事件無疑說明了空間碎片和軌道預(yù)測(cè)問題的重要性和挑戰(zhàn)性。

此外，高層大氣物理學(xué)利用衛(wèi)星所受到的大氣阻力來確定大氣密度，進(jìn)而對(duì)上層中性大氣進(jìn)行科學(xué)研究［8］，低軌衛(wèi)星阻力系數(shù)作為衛(wèi)星大氣阻力預(yù)測(cè)不確定性的主要來源［9］，對(duì)大氣密度模型的精度有重要的影響。比如，早期的JACCHIA系列大氣密度模型(包括J64、J70、J71和J77模型)［10］采用2.2作為阻力系數(shù)，且獨(dú)立于飛行高度，利用軌道衰減數(shù)據(jù)確定阻力，進(jìn)而給出密度的值。通過引入更真實(shí)的阻力系數(shù)，Chao等［11］通過研究發(fā)現(xiàn)，飛行高度大于250 km時(shí)，J71大氣模型給出的大氣密度偏高23%。

因此，實(shí)現(xiàn)超低軌航天器阻力系數(shù)的快速準(zhǔn)確預(yù)測(cè)，可以為重力場(chǎng)測(cè)量衛(wèi)星的DFAC系統(tǒng)提供實(shí)時(shí)準(zhǔn)確的阻力輸入，是這類衛(wèi)星正常工作的前提;能夠提高在軌衛(wèi)星和空間碎片軌道的確定和預(yù)測(cè)精度，進(jìn)而避免衛(wèi)星與衛(wèi)星、衛(wèi)星與碎片的碰撞;在利用衛(wèi)星軌道衰減數(shù)據(jù)推演大氣密度過程中可以提高大氣模型的精確度，有助于上層中性大氣物理學(xué)的研究。

軌道高度為200 km時(shí)，根據(jù)美國(guó)標(biāo)準(zhǔn)大氣(1976)，分子平均自由程為235.214 m，取衛(wèi)星特征長(zhǎng)度為5 m，則來流Knudsen數(shù)(Kn，定義為分子平均自由程與物體特征長(zhǎng)度的比值)約為40，按照我國(guó)著名科學(xué)家錢學(xué)森(Tsien)［12］的劃分，屬于自由分子流區(qū)。隨著稀薄氣體動(dòng)力學(xué)的發(fā)展，自由分子流理論能夠給出平板、圓球和圓柱等簡(jiǎn)單幾何外形衛(wèi)星阻力系數(shù)閉合形式的分析解［13］。然而，大部分衛(wèi)星都具有復(fù)雜的外形，其阻力系數(shù)不再存在分析解。對(duì)于這類復(fù)雜幾何外形的衛(wèi)星，一般都采用面元積分法［14－15］計(jì)算其阻力系數(shù)，即把衛(wèi)星表面離散成許多小的表面單元，每個(gè)表面單元的氣動(dòng)力由平板分析解給出，對(duì)所有面元的氣動(dòng)力進(jìn)行積分求和而得到整個(gè)衛(wèi)星的氣動(dòng)力。但是，面元積分方法忽略了衛(wèi)星實(shí)體之間的遮擋和多次反射效應(yīng)，尤其是對(duì)于由多個(gè)實(shí)體組成的衛(wèi)星、具有凹形表面的衛(wèi)星，導(dǎo)致其氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果在物理上并不準(zhǔn)確，從而降低軌道確定和預(yù)測(cè)的精度。而且，空間碎片一般指宇宙空間(尤其是低地球軌道)失效的人造物體，包括廢棄的衛(wèi)星、解體的衛(wèi)星和分級(jí)火箭、固體推進(jìn)粒子和漆片［16］。這些碎片長(zhǎng)期駐留宇宙空間，難免存在通孔、凹坑，精確的碎片軌道模擬和預(yù)測(cè)無疑需要考慮自由分子流區(qū)內(nèi)外流并存和多次反射的情形。直接模擬 Monte Carlo(Direct simulation Monte Carlo，DSMC)方法［17］雖然具備準(zhǔn)確模擬三維復(fù)雜稀薄流動(dòng)的能力，卻需要耗費(fèi)巨大的計(jì)算時(shí)間和存儲(chǔ)量［18］，在當(dāng)前的計(jì)算機(jī)硬件條件下，高性能并行DSMC模擬也無法滿足低軌衛(wèi)星軌道分析和空間碎片預(yù)測(cè)的實(shí)時(shí)性。

1960年，Davis［19］提出試驗(yàn)粒子 Monte Carlo (Test particle Monte Carlo，TPMC)方法，并成功用于計(jì)算通過分子平均自由程遠(yuǎn)大于圓管特征尺度條件下的圓管分子流率。該方法適用于Knudsen數(shù)趨于無窮大的無碰撞流動(dòng)或者分子間碰撞相對(duì)于分子與壁面的碰撞影響很小的近自由分子流動(dòng)。它區(qū)別于DSMC方法的明顯特點(diǎn)是仿真分子是順序而非同時(shí)產(chǎn)生的，一次只產(chǎn)生一個(gè)試驗(yàn)粒子，因此不會(huì)耗費(fèi)太多的計(jì)算時(shí)間和存儲(chǔ)量，更適用于復(fù)雜邊界導(dǎo)致的多次表面反射流動(dòng)問題［20］。美國(guó)學(xué)者Fan等［21］已經(jīng)將TPMC方法成功用于簡(jiǎn)單航天器表面出氣導(dǎo)致的自散射和環(huán)境散射返回流污染問題。

基于真空技術(shù)領(lǐng)域的TPMC方法，結(jié)合自由分子流理論，課題組發(fā)展了一套快速準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)低軌衛(wèi)星氣動(dòng)特性的TPMC方法［22］。發(fā)展后的方法繼承了原始方法的優(yōu)點(diǎn)，即能夠模擬衛(wèi)星實(shí)體之間的流動(dòng)遮擋和多次反射現(xiàn)象，計(jì)算速度較快，存儲(chǔ)要求較低，是低軌衛(wèi)星氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)的理想方法。作為超低地球軌道內(nèi)外流一體化衛(wèi)星和帶孔空間碎片的簡(jiǎn)化模型，本文考慮200 km高度帶頭帽通孔圓柱體航天器繞流問題，校驗(yàn)TPMC方法對(duì)復(fù)雜外形外部繞流和內(nèi)部流動(dòng)并存問題的適用性，研究通孔內(nèi)部流動(dòng)的多次反射現(xiàn)象，并與對(duì)應(yīng)的無孔外形結(jié)果對(duì)比，分析通孔對(duì)氣動(dòng)特性的影響，提出一種低軌航天器減阻設(shè)計(jì)思路。

1 TPMC模擬方法簡(jiǎn)介

與DSMC方法一樣，TPMC方法也是一種隨機(jī)模擬方法，只是其忽略了氣體分子之間的碰撞，只考慮氣體分子與物體表面的相互作用。因此，該方法是自由分子流動(dòng)的理想計(jì)算方法，卻不能模擬過渡區(qū)的氣體流動(dòng)［23］。

1.1 基本思想

TPMC方法的基本思想是通過逐個(gè)順序地跟蹤計(jì)算域內(nèi)試驗(yàn)粒子的軌跡來模擬氣體流動(dòng)，假設(shè)一個(gè)試驗(yàn)粒子代表大量的真實(shí)氣體分子，通過計(jì)算機(jī)模擬試驗(yàn)粒子的運(yùn)動(dòng)軌跡，并進(jìn)行試驗(yàn)粒子與物體表面的碰撞，根據(jù)指定的氣體與表面相互作用模型與物體表面進(jìn)行動(dòng)量和能量交換，待試驗(yàn)粒子的采樣數(shù)量足夠大以保證真實(shí)物理過程的特征均得到準(zhǔn)確模擬后，統(tǒng)計(jì)出氣動(dòng)力、熱等空氣動(dòng)力學(xué)宏觀量。

1.2 模擬步驟

TPMC方法的主要模擬步驟如下:

1)構(gòu)建一個(gè)足夠大的圓柱體計(jì)算域，航天器位于該計(jì)算域內(nèi)部;

2)根據(jù)自由來流條件在計(jì)算域邊界產(chǎn)生試驗(yàn)粒子，對(duì)其初始位置和速度進(jìn)行隨機(jī)取樣;

3)根據(jù)步驟2)給出的試驗(yàn)粒子初始位置和速度，計(jì)算該試驗(yàn)粒子的運(yùn)動(dòng)軌跡;

4)判斷計(jì)算出的運(yùn)動(dòng)軌跡是否與航天器表面發(fā)生碰撞:如果沒有發(fā)生碰撞，則認(rèn)為該試驗(yàn)粒子直接飛出計(jì)算域，轉(zhuǎn)到步驟2);如果發(fā)生碰撞，繼續(xù)執(zhí)行步驟5);

5)按照指定的氣體與表面相互作用模型(本文采用能量完全適應(yīng)的漫反射模型)計(jì)算試驗(yàn)粒子與航天器表面碰撞后的速度，之后按照步驟3)繼續(xù)跟蹤該試驗(yàn)粒子;

6)根據(jù)試驗(yàn)粒子與航天器表面的碰撞，計(jì)算

單次碰撞的動(dòng)量和能量交換，跟蹤足夠多的試驗(yàn)粒子后，統(tǒng)計(jì)空氣動(dòng)力學(xué)宏觀量，從而得到低軌航天器的氣動(dòng)特性規(guī)律。

2 方法驗(yàn)證與計(jì)算效率分析

考察帶頭帽通孔圓柱體模型，幾何外形和體軸坐標(biāo)系如圖1(a)所示，軸向、展向和法向分別為X、Y、Z方向，體軸坐標(biāo)系原點(diǎn)位于軸向、展向和法向的中點(diǎn)。模型整體長(zhǎng)度為10 m，頭帽半徑為3 m，主體圓柱半徑為 2 m，通孔半徑為 1 m?？紤]200 km高度的超低地球軌道大氣環(huán)境，來流密度、溫度和平均相對(duì)分子質(zhì)量采用美國(guó)標(biāo)準(zhǔn)大氣(1976)確定，氣體比熱比取為1.4，氣體與航天器表面相互作用采用能量完全適應(yīng)的漫反射模型，具體的來流和計(jì)算條件列于表1，如沒有特殊說明，本文均采用表中的來流和計(jì)算條件。為了進(jìn)行可靠性驗(yàn)證和計(jì)算效率分析，采用課題組開發(fā)的一套非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格DSMC程序(其可靠性經(jīng)過了多次實(shí)踐的驗(yàn)證［24］)計(jì)算了有限個(gè)狀態(tài)。

表1 自由來流和計(jì)算條件Table 1 Freestream and computational parameters

2.1 方法驗(yàn)證

圖2是200 km高度下帶頭帽通孔圓柱體航天器氣動(dòng)力系數(shù)隨來流攻角的變化曲線，攻角的變化范圍是α∈［0°，90°］。攻角為0°時(shí)，來流為+X方向，攻角為90°時(shí)，來流為 +Z方向。需要注意的是，參考點(diǎn)坐標(biāo)取為體軸坐標(biāo)系原點(diǎn)，參考長(zhǎng)度為模型總長(zhǎng)度，參考面積為頭帽前面面積(不含通孔面積)。隨著攻角的增加，在較小攻角范圍內(nèi)(α∈［0°，30°］)，軸向力輕微地增大，之后逐漸減小到0;法向力則從0開始逐漸增大，在較大攻角范圍內(nèi)(α∈［75°，90°］)，法向力輕微地減小。

重要的是，無論是軸向力系數(shù)，還是法向力系數(shù)，TPMC模擬結(jié)果都與DSMC結(jié)果符合得較好，這一方面驗(yàn)證了TPMC方法和程序的正確性，以及對(duì)復(fù)雜工程應(yīng)用外形的適用性，另一方面則說明TPMC方法和程序具備準(zhǔn)確模擬自由分子流區(qū)內(nèi)外流并存問題的能力。此外，還從數(shù)值計(jì)算的角度證明了200 km高度下忽略分子間碰撞的合理性。

2.2 計(jì)算效率對(duì)比分析

表2定量地列出了TPMC和DSMC方法計(jì)算1個(gè)狀態(tài)時(shí)所消耗的計(jì)算資源。為了更好地進(jìn)行對(duì)比，兩種方法采用同一套面網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算，面網(wǎng)格單元數(shù)為4364。TPMC方法共產(chǎn)生并跟蹤了107個(gè)試驗(yàn)粒子;DSMC模擬中體單元數(shù)量約為10萬，仿真粒子數(shù)約1000萬個(gè)，時(shí)間步長(zhǎng)為10－5s，60萬步開始采樣，共采樣120萬步。顯然，對(duì)于超低軌內(nèi)外流一體化航天器氣動(dòng)問題而言，TPMC的效率顯然比DSMC高很多，不考慮并行效率的情況下，前者的計(jì)算速度是后者的2000余倍，消耗內(nèi)存也比后者少1～2個(gè)量級(jí)。當(dāng)然，作為統(tǒng)計(jì)類的隨機(jī)模擬方法，TPMC的計(jì)算時(shí)間與試驗(yàn)粒子總數(shù)和面網(wǎng)格單元數(shù)量有關(guān)，而DSMC的計(jì)算時(shí)間也與體網(wǎng)格單元數(shù)量、仿真粒子數(shù)和采樣步數(shù)有關(guān)，但上述計(jì)算條件是取得較好模擬結(jié)果(統(tǒng)計(jì)誤差較小、收斂性較好)的一個(gè)較適合的條件。

表2 TPMC和DSMC兩種方法的計(jì)算消耗Table 2 Computational expenses of the TPMC and DSMC

3 氣動(dòng)阻力特性分析及減阻設(shè)計(jì)

內(nèi)外流一體化的主要特征是外部繞流和內(nèi)部流動(dòng)同時(shí)存在。外流繞流和內(nèi)部流動(dòng)分別通過氣體分子與飛行器外表面和內(nèi)孔表面的相互作用產(chǎn)生氣動(dòng)力、力矩和熱流。為了考察內(nèi)流對(duì)氣動(dòng)阻力特性的影響，在帶頭帽通孔圓柱模型的基礎(chǔ)上，考慮對(duì)應(yīng)的無孔模型(圖1b)，以進(jìn)行對(duì)比分析。

圖3給出了小攻角范圍內(nèi)(α∈［－16°，16°］)帶頭帽實(shí)心和通孔圓柱體航天器阻力及其摩阻、壓阻分量隨攻角的變化。顯然，在所考慮的攻角范圍內(nèi)，無論實(shí)心或者存在通孔，航天器總阻力總隨著攻角絕對(duì)值的增加而增大，α=0°時(shí)阻力最小，摩阻分量相對(duì)于攻角的變化與總阻力類似，而壓阻分量則隨著攻角絕對(duì)值的增加而減小，α=0°時(shí)壓阻分量最大。對(duì)比圖3(b)和圖3(c)可以發(fā)現(xiàn)，通孔的存在使摩阻分量增大，壓阻分量減小，綜合效果是使阻力減小，尤其是在α=0°附近，如圖3(a)所示。此外，隨著攻角越來越偏離α=0°，實(shí)心和通孔航天器阻力的差異逐漸減小，α=±16°時(shí)兩者幾乎重合，這是因?yàn)閮?nèi)孔被外部表面(頭帽前面、外側(cè)面和圓柱體外側(cè)面)遮擋的程度隨著攻角絕對(duì)值的增加而增強(qiáng)，從而在內(nèi)孔表面發(fā)生碰撞并反射的來流分子數(shù)量減小，也即內(nèi)流產(chǎn)生的阻力在總阻力中所占的比重降低，故而實(shí)心和通孔航天器阻力的差異逐漸減小?？傊?，小攻角范圍，通孔的存在減小了航天器的阻力，這為低軌航天器減阻設(shè)計(jì)提供了一個(gè)新的思路。

4 內(nèi)部流動(dòng)多次反射分析

氣體分子與內(nèi)孔表面發(fā)生相互作用時(shí)，由于內(nèi)孔在幾何上為周向封閉的凹圓柱面，難免存在多次反射現(xiàn)象?？紤]來流攻角α=0°，即來流平行于圓柱體航天器軸線(X方向)的情形，給出無量綱Y、Z方向應(yīng)力和壓力系數(shù)在內(nèi)孔表面的分布，如圖4所示。無量綱Y、Z方向應(yīng)力的定義為式中:FiY、FiZ為微小面元i所受到的氣動(dòng)力在Y、Z方向的分量，Ai為面元i的面積。壓力系數(shù)的定義為

圖4(a)是無量綱Y方向應(yīng)力在內(nèi)孔表面的分布，由于內(nèi)孔表面之間的多次反射作用，以及部分被其他實(shí)體(頭帽前面、外側(cè)面和圓柱體外側(cè)面)遮擋，內(nèi)孔表面Y方向應(yīng)力比較明顯。而且，Y方向應(yīng)力分布關(guān)于平面Y=0反對(duì)稱，關(guān)于平面Z=0對(duì)稱，表面內(nèi)法向?yàn)?0，－1，0)附近的區(qū)域，無量綱Y方向應(yīng)力為正向最大，表面內(nèi)法向?yàn)?0，1，0)附近的區(qū)域，無量綱Y方向應(yīng)力為負(fù)向最大，表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，±1)附近的區(qū)域，Y方向應(yīng)力為0。這是來流氣體分子在周向封閉的內(nèi)孔表面之間多次碰撞反射的結(jié)果:在表面內(nèi)法向?yàn)?0，－1，0)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的作用力在+Y方向的分量最大;在表面內(nèi)法向?yàn)?0，1，0)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的作用力在 －Y方向的分量最大;在表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，±1)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的作用力在Y方向的分量為0。

為了更加直觀地觀察無量綱的應(yīng)力分布，將三維的應(yīng)力分布圖沿周向展開，y、z分別表示沿Y、Z軸方向的空間坐標(biāo)，周向坐標(biāo)定義為

根據(jù)圖4(b)，Y方向應(yīng)力在θ=0°附近區(qū)域?yàn)檎蜃畲?，在?180°附近區(qū)域?yàn)樨?fù)向最大，在θ= 90°和θ=270°附近趨近于0，與圖4(a)一致。

圖4(c)是無量綱Z方向應(yīng)力在內(nèi)孔表面的分布，同樣，圖4(d)是其沿周向的展開視圖。顯然，與無量綱Y方向應(yīng)力分布類似，內(nèi)孔表面Z方向應(yīng)力比較明顯，其分布關(guān)于平面Z=0反對(duì)稱，關(guān)于平面Y=0對(duì)稱，表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，－1)附近的區(qū)域，無量綱Z方向應(yīng)力為正向最大，表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，1)附近的區(qū)域，無量綱Z方向應(yīng)力為負(fù)向最大，表面內(nèi)法向?yàn)?0，±1，0)附近的區(qū)域，Z方向應(yīng)力為0。同理，這也是來流氣體分子在周向封閉的內(nèi)孔表面之間多次碰撞反射的結(jié)果:在表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，－1)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的作用力在+Z方向的分量最大，在表面內(nèi)法向?yàn)?0，0，1)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的力在 －Z方向的分量最大，在表面內(nèi)法向?yàn)?0，±1，0)附近區(qū)域發(fā)生碰撞的氣體分子產(chǎn)生的力在Z方向的分量為0。

圖4(e)、圖4(f)分別是壓力系數(shù)在內(nèi)孔表面的分布等值線圖及其沿周向的展開視圖。顯然，壓力系數(shù)沿周向均勻分布，符合自由來流和幾何模型的軸對(duì)稱特性。內(nèi)孔表面軸向中部區(qū)域的壓力系數(shù)較其他部位大，隨著軸向距離逐漸靠近兩端，壓力系數(shù)逐漸減小。因此，多次反射效應(yīng)在軸向中部區(qū)域最強(qiáng)，沿著兩端逐漸減弱。但是，靠近背風(fēng)面端(X= 5 m)的內(nèi)孔表面區(qū)域，其壓力系數(shù)比迎風(fēng)面端(X=－5 m)附近的表面區(qū)域略小，這是外部表面對(duì)內(nèi)孔表面遮擋效應(yīng)的體現(xiàn)。

5 結(jié)論

作為超低地球軌道內(nèi)外流一體化衛(wèi)星和帶孔空間碎片的簡(jiǎn)化模型，考慮200 km高度高空帶頭帽通孔圓柱繞流問題，采用TPMC方法對(duì)復(fù)雜外形外部繞流和內(nèi)部流動(dòng)并存問題進(jìn)行模擬，考察TPMC方法的可靠性和計(jì)算效率，研究通孔內(nèi)部流動(dòng)的多次反射現(xiàn)象，并與對(duì)應(yīng)的無孔外形結(jié)果對(duì)比，分析通孔對(duì)氣動(dòng)特性的影響，提出一種低軌航天器減阻設(shè)計(jì)的新思路。結(jié)論如下:

1)對(duì)于200 km高空帶頭帽通孔圓柱體航天器內(nèi)外流一體化問題，TPMC結(jié)果和DSMC結(jié)果一致，驗(yàn)證了TPMC方法的可靠性，以及對(duì)復(fù)雜工程應(yīng)用外形、自由分子流區(qū)內(nèi)外流并存問題的適用性，另一方面則從數(shù)值計(jì)算的角度證明了200 km高度下忽略分子間碰撞的合理性。

2)對(duì)于自由分子流區(qū)的氣動(dòng)問題，不考慮并行效率的情況下，TPMC方法的計(jì)算速度是DSMC的2000余倍，消耗內(nèi)存也比后者少1～2個(gè)量級(jí)，因此是自由分子流區(qū)氣動(dòng)特性的理想方法。

3)小攻角范圍內(nèi)，通孔的存在使得壓阻分量減小，摩阻分量增大，綜合效果是使阻力減小，攻角越接近0°，阻力減小的比例越大，這為小攻角超低軌航天器的減阻設(shè)計(jì)提供了一個(gè)新思路。

4)外部表面對(duì)內(nèi)孔表面的遮擋作用以及內(nèi)孔表面之間的多次反射效應(yīng)使內(nèi)孔表面受到比較明顯的Y方向應(yīng)力、Z方向應(yīng)力和壓力;應(yīng)力呈現(xiàn)一定的對(duì)稱和反對(duì)稱性，流動(dòng)和幾何的軸對(duì)稱性使得壓力在周向均勻分布;內(nèi)孔表面軸向中部區(qū)域的壓力系數(shù)最大，表明多次反射作用在該區(qū)域最強(qiáng)。

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黃 飛(1982－)，男，碩士，高級(jí)工程師，主要從事稀薄氣體、DSMC方法研究。本文通信作者。

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(編輯:牛苗苗)

Analysis of Aerodynamic Properties and Drag-Reduction Design for Spacecraft with an Open Orifice

JIN Xu-hong，HUANG Fei，CHENG Xiao-li，WANG Qiang
(China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China)

This paper considers flows passing a cylindrical spacecraft，with a hat ahead it and an open orifice through it，at an altitude of 200 km，using the test particle Monte Carlo(TPMC)method.The computational results of the axial and normal force coefficients from the TPMC method are in excellent agreement with those from the direct simulation Monte Carlo(DSMC)，meaning that the TPMC method used here is valid and applicable to problems where external and internal flows exist simultaneously.Besides，the TPMC runs 2000 times faster than the DSMC，and the memory storage it needs is 1～2 orders of magnitude less than that of the latter.In a small range of angles of attack，the existence of the open orifice decreases the pressure drags and increases the friction drags，with an overall effect of reducing the total drags.Moreover，the shadowing of orifice from flows by external surfaces and multiple reflections within the inner surface of the orifice reduce an appreciable pressure on the inner surface of the orifice，and the effect of multiple reflections becomes the strongest in the middle part of the orifice in the axial direction.

Free-molecular flow;Internal and external flow;Low-Earth orbit;Test particle Monte Carlo

V211.25

A

1000-1328(2017)01-0010-08

10.3873/j.issn.1000-1328.2017.01.002

靳旭紅(1988－)，男，碩士，助理工程師，主要從事稀薄氣體流動(dòng)研究。

2016-06-06;

2016-08-31