摘要：吸气式电推进系统能收集高空稀薄气体作为推进剂,延长卫星的工作寿命,其关键性技术之一是进气道的结构设计。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)法,数值研究了进气道长纵比、进气道出口锥角和栅格结构及其几何尺寸参数对进气道进气性能的影响规律。结果表明:提高进气道长纵比,能提高进气道的压缩比和收集效率,当长纵比为7时,压缩比和收集效率达到最大值,分别为200和0.65;增大进气道出口锥角,进气道的压缩比和收集效率呈现先增大后减小的变化趋势,出口锥角的理论最优值为70°;栅格结构能有效防止已捕获粒子从进口逸出,从而提高进气道的压缩比和收集效率,改变栅格板厚度对进气道的压缩比和收集效率影响不大,而增加栅格板的长度和层数,进气道的压缩比随之提高,但收集效率降低。

摘要：基于全舱布泵概念设计的内置式深冷泵是真空羽流效应实验中维持真空舱内动态真空度的关键设备。对基于麦克斯韦速度分布假设的内置式深冷泵抽速计算公式分析发现,该式不适用于带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积计算。采用直接模拟蒙特卡罗(DSMC)方法对所设计的内置式深冷泵的抽速和真空舱内的动态真空度进行了数值模拟研究,结果表明DSMC方法在给定条件下能更准确地计算带喷流的空间发动机羽流实验舱内的动态真空度和冷板面积,计算结果与国外同类实验中空间发动机喷流流量与所需冷板面积的计算结果一致。

摘要：气动热是制约高超声速飞行器设计的主要因素之一,当飞行高度大于40 km时流场中存在局部过渡区流动特性,基于分子动力学的DSMC方法是解决高超声速过渡区气动热计算的有效途径之一。针对高超声速飞行器的典型球锥外形,采用DSMC方法开展了过渡区流动气动热特性研究,分析了当流场具有过渡区流动特性时,飞行马赫数和飞行高度对气动热的影响规律,并与Fay-Riddell驻点热流的工程算法作了对比分析。计算结果表明,DSMC方法在高超声速过渡区流动气动热计算中可以得到较好的结果,适用于高超声速过渡区流场气动热的计算与分析。