火星探测是当前世界航天发展的热点之一,火星探测器的进入-下降-着陆(entry-descent-landing,EDL)阶段贯穿整个火星大气层,是火星探测项目成功的关键阶段之一。由于火星大气环境的特殊性,探测器所面临绕流特性与地球再入环境有很大的不同,严重影响探测器的稳定性及着陆精度。目前,针对火星大气环境中探测器动稳定性的研究,公开的数据较为匮乏,是我国的火星探测项目发展面临的挑战之一。因此,着眼于我国火星探测项目需求,亟需解决探测器进入火星大气环境中所遇气动问题,开展火星探测器气动稳定性的研究。本文针对火星探测器弹道靶自由飞试验外形,开展火星大气模拟环境下静态和俯仰气动特性数值模拟研究。论文分六章。第一章为引言,阐述本文研究背景和意义,梳理火星探测器EDL阶段显著的气动问题,着重叙述静、动态气动力预测的研究进展及本文研究内容。第二章叙述本文所采用的流体运动控制方程、数值计算方法以及静、动导数参数计算辨识方法。通过Apollo地球返回舱算例对地球大气完全气体计算方法进行验证,考察了网格规模、计算输入参数对结果的影响。第三章根据对火星大气环境特点的文献调研,叙述火星大气流动特性,开展连续介质假设适用性研究,叙述火星大气热力学及输运特性;针对典型火星探测器外形,开展火星大气流动CFD计算数值验证。研究表明,火星表面上空60km以内连续介质假设成立,且雷诺数足够低,对典型探测器外形层流假设成立,可以使用层流NS方程进行流动数值计算。针对典型探测器外形火星大气绕流问题,使用近似比热比方法开展与文献试验结果的数值模拟对比。通过网格拓扑调整克服了近似比热比取值1.15时的计算收敛和稳定性困难。结果表明在EDL高超声速阶段,近似比热比取值1.15的数值结果与试验结果符合一致。第四章针对MSL(Mars Smart Lander)弹道靶试验外形开展静态气动特性的数值模拟研究。进一步通过与NASA火星风洞弹道靶自由飞试验以及文献CFD数值预测的静态气动力对比,验证了所发展计算方法。详细考察了来流参数对弹道靶试验外形静态气动特性的影响规律,重点研究了包含比热比和来流马赫数影响的压缩性效应对探测器前、后体流场结构的影响规律。结果表明,在EDL超声速阶段,近似比热比取值与高超声速阶段有所不同,取值1.3更接近弹道靶试验结果;给出了脱体激波距离与比热比和马赫数的拟合关系式。第五章针对MSL弹道靶试验外形开展俯仰动态气动特性研究。模拟俯仰强迫振荡动态流场,研究高超声速、超声速阶段压缩性效应对该外形动稳定性的影响规律。针对不同的后体外形以及质心位置改变开展动稳定性研究。结果表明,随着近似比热比的减小,探测器动稳定性增强,因此相同计算状态下,与地球环境相比,该外形在火星环境中具有更强的动稳定性。合理选择探测器弹道靶模型后体外形,能够增强其静稳定性;与后体修形相比,质心位置的改变对于提高动稳定性有较为明显的效果。第六章为结束语,对本文的工作进行归纳总结,并针对不足之处进行工作展望。