起飞器在地外天体表面起飞时,发动机在近真空环境下喷出的急速膨胀的高温高速羽流,会对起飞平台造成冲击并诱发振动,同时也会对起飞器产生力、热综合效应,形成起飞器起飞的扰动载荷,影响起飞的精度和姿态,关系到起飞任务的成功。为了尽可能降低羽流对起飞器的影响,需要在起飞平台上设置羽流导流装置,不同的导流装置型面会产生不同的导流效果。由于发动机喷管距起飞平台的距离较近,而真空下羽流又具有迅速膨胀的特性,同时羽流冲击起飞平台时会产生正激波,如果其距离喷管的出口较近或进入喷管内,就可能会对喷管造成堵塞,喷管出口的压力升高,马赫数降低,直接导致喷管的推力大幅度下降,从而对起飞器的稳定起飞带来较大影响。本文建立了CFD/DSMC耦合方法,通过对不同导流型面的力、热效应进行数值仿真,在起飞器和起飞平台之间的有限空间内,设计合理的导流型面的导流装置来降低上述影响,为起飞器的安全起飞研究提供理论依据。主要工作包括以下几个方面:(1)将发动机真空羽流分为连续流区域和非连续流区域,在喷管出口附近的羽流场,建立了基于N-S方程的计算流体力学(CFD)连续流模型,在此基础上,根据当地Kn数确定连续流和稀薄气体流的分界面,给出了该分界面的速度、密度、温度等参数,建立了CFD/DSMC仿真模型,合理地选择了网格中仿真分子数目、网格尺度、时间步长,当分子的采样数足够多时,获得了较满意的计算精度。(2)系统研究了平板、内凹槽和锥面三种导流型面的真空羽流导流特性,进行了全尺寸模型的羽流导流仿真分析,综合考虑起飞器和起飞平台不同的起飞距离、不同的起飞偏角等因素,进行了多种工况的数值仿真和分析,获得了不同导流型面条件下的羽流场的分布规律。(3)为验证本文的羽流仿真计算精度,研究了文献中算例条件下的羽流场分布,数值计算结果与该文的数值模拟结果和实验结果进行了比较,相对偏差不大于6%。此外,仿真计算的正确性还分别通过与文献的真空舱环境下的实验和仿真结果进行了对比,本文采用了与实验相同的条件进行了仿真计算,获得了流场的马赫数云图,与文献中计算结果吻合较好,为了定量的比较实验结果和仿真结果,对形成的碗状冲击波直径进行了测量,仿真结果与实验结果的相对偏差小于4%。(4)针对不同导流型面进行了试验测试,试验在高超音速低密度风洞进行,研究了平板导流和锥面导流的羽流分布规律,获得了羽流的力学特性参数和真空羽流导流的流场形态,验证了仿真模型的准确性。(5)经本文的大量数值仿真研究发现,在起飞器和导流器间距初始状态为200mm的情况下,锥面导流的导流效果最好,内凹槽导流的导流效果次之,平板导流的导流效果较差。各型导流均存在激波在喷管内壁产生高温点的现象,当两器间距增大至500mm以上时,激波完全离开喷管内。在考虑上升过程的距离变化和偏角情况下,相比内凹槽导流和平板导流,锥面导流工况下的起飞器所受扰动力和扰动力矩最小。