天宫飞行器过渡流区高超声速绕流N-S/DSMC耦合计算

针对类天宫飞行器服役期满再入大气层多次解体过程残骸碎片绕流对气动特性干扰影响的问题,在数值求解N-S方程的CFD和DSMC方法程序研究基础上,采用MPC耦合处理原理,发展了基于Chapman-Enskog非平衡速度分布函数的耦合区域双向信息交换亚松弛计算技术,建立了适于残骸碎片两体不同间隔绕流干扰流场的N-S/DSMC耦合算法。对天宫飞行器两舱结构体在过渡流区低密度风洞试验状态进行了耦合计算,计算结果与风洞试验结果吻合很好,验证了所建立的耦合算法对再入解体残骸碎片气动特性计算的有效性和可靠性。通过对天宫飞行器解体碎片的简化外形球和球柱体在过渡流区高超声速两体干扰气动特性进行不同间隔绕流场耦合计算分析,结果表明,在一定的距离范围内,两体干扰会对残骸碎片的气动特性产生较强的影响,不同的残骸碎片外形在不同距离的干扰规律不一致。计算结果为天宫飞行器再入解体气动融合轨道数值预报提供设计依据。

大型航天器再入解体气动力热特性模拟的直接模拟蒙特卡洛方法研究

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能力与可靠性。同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制。

类天宫飞行器轨道衰降过程空气动力特性一体化建模并行优化设计

针对天宫一号目标飞行器无控飞行轨道衰降数值预报需要快速确定轨道积分高精度计算模型中的空气动力,在发展基于修正Boettcher/Legge非对称桥函数的天宫一号空气动力特性当地化算法基础上,对当地化算法的运算流程及对应程序代码进行了整体分析,根据原程序热点代码集中、数据独立性强及传输需求少等特点,发展了多核处理单元的并行优化方法。引入CUDA架构的GPU设备同时,开展了系统、算法以及语句三个层次的并行优化,设计了GPU内存对齐访问方案,使用数据传输函数,将算法求解部分内循环经过展开与合并,整理为整体移植入核函数的一个循环,利用GPU较强的并行计算能力提升运算效率,对函数、循环、指令等代码语句进行级别优化。使用设计的并行计算方案对类天宫飞行器空气动力特性当地化串行算法程序进行CPU+GPU移植优化,达到了近5倍的并行加速比,且使单次求解中GPU数据传输时间缩减为原来的23%,证实了并行方案和优化设计手段的高效实用性。在类天宫飞行器空气动力特性GPU并行算法程序验证基础上,使用GPU并行程序对天宫飞行器轨道衰降飞行340~120 km过程的气动特性进行了不同迎角、侧滑角等飞行姿态计算分析,提供了大量可供轨道飞行力学数值预报的空气动力计算数据。