大气制动技术是行星探测中一种新型的变轨技术,该技术利用目的行星上层大气的阻力作用来改变探测器的速度,从而使探测器达到预定轨道,这一过程不需要或很少使用携带的燃料进行反推减速入轨,能够降低行星探测器的发射成本,增加探测器的入轨有效载荷。大气制动期间,探测器所遇到的气动特性变化对大气制动轨道调整及探测器本身结构等会产生很大影响,本文基于这些问题开展研究。首先,本文引入了稀薄绕流的计算方法。详细介绍了稀薄气体动力学的基本理论、DSMC数值计算方法,并利用DSMC方法对二维平板、双锥、圆柱模型进行了初步的稀薄特性分析,结果显示了稀薄效应对流场特性和气动性能影响显著,验证了该方法在模拟稀薄绕流方面的有效性。接下来,本文以实际的探测器为几何模型,包括APOLLO飞船模型和NASA的MGS火星探测器模型,利用DSMC方法,模拟了大气制动期间探测器的气体动力学特性变化,数值计算结果与实验值和文献中的结果进行了对比,符合良好,验证了本文计算结果的可靠性。最后,本文提出了气动力-气动热-轨道一体化计算模型,将DSMC模拟所得气动特性结果耦合到轨道一体化计算中,并选取合适的火星大气模型,初步计算了大气制动轨迹,表现出较好的制动效果。