近年来,临近空间的军事应用价值受到了越来越广泛的关注。为了研究高超声速飞行器典型后台阶结构的气动光学问题,采用研究稀薄气体动力学的直接模拟蒙特卡洛算法(DSMC)研究了临近空间在不同喷流控制下的后台阶流动特性,并采用光线追踪方法研究了在不同流动控制下流场的气动光学效应。计算结果表明,随着飞行高度增加,壁面热流将增加,同时气动光效应将变弱。在四种喷流冷却方式中,喷流方式A的冷却效果最好,同时没有增加气动光学效应,B、D方式具有一定的冷却效应,但使得气动光学效应更加严重。

采用DSMC方法对尖前缘平板在高超声速稀薄流中的气动性能进行分析。选取前缘楔角角度为10°~90°的前缘无限尖化平板以及固定楔角角度α=45°的钝化半径为0.1~0.9 mm前缘尖点钝化平板进行计算分析,旨在揭示高超声速稀薄流中楔角角度与钝化半径对尖前缘平板气动性能的影响规律和内在机理。数值结果表明,楔角角度和钝化半径对前缘流场结构的影响较为一致,这也使得楔角角度和钝化半径对平板表面气动参数的影响规律极其相似。楔角角度和钝化半径对传热系数和摩擦阻力系数的影响较小,相比之下对压力系数的影响更为明显。在较小的楔角角度和钝化半径时,气动参数最大值均出现在唇缘顶点之后的位置,切向上气动参数呈现出先上升后下降的趋势。随着楔角角度和钝化半径的增大,气动参数最大值出现的位置不断前移,直至唇缘顶点。除此之外,平板表面气动

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影响

利用DSMC方法模拟气体传质过程中,二维流场会面临非简单直通道流场的情况。文章通过添加MultifunctionRectangle Block（MFRB）子程序和＂分子运动＂、＂补充分子＂、＂抽样统计＂和＂输出结果＂等子程序构成MFRBDSMC程序。该程序利用＂特征线＂法添加了新的压力边界条件,且将流场拓展到更加宽泛的一个区域。如：后台阶流动,微喷管模型等。

研究了二维自适应非结构网格DSMC并行算法实现的过程。首先提出了一类非结构网格自适应策略，有效降低了网格尺度对计算结果的影响，提高了流场的分辨率；然后基于PC-CLUSTER群机并行体系结构与消息传递库MPI并行环境，利用分区并行思想，设计了非结构网格DSMC并行算法，节约了计算时间。利用Fortran90的动态分配内存技术编制了通用计算程序；最后对过渡流域高超声绕流进行了数值模拟，计算结果初步验证了算法的可行性与有效性。

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,结果表明