摘要: 再入飞行器湍流尾迹流场状况, 直接关系到飞行器的雷达散射特性. 对再入飞行器湍流尾迹等离子体场理论模型, 试图通过湍流模式理论来表达, 即使用k-ε-g模型方程来封闭平均化的全Navier-Stokes方程, 从而准确获得流动平均场和脉动场信息. 使用的N-S平均方程由质量加权平均过程产生, 湍流模型方程也经过可压缩性修正. 真实气体效应重点考察空气处于局部热化学平衡状态. 流动控制方程运用一个二阶TVD格式的有限体积法求解. 以一典型小钝锥体零攻角再入飞行为例, 计算了在两种高程(H=40km和H=30km)条件下的高超声速湍流尾迹流场. 获得的尾迹流场参数与流动物理状况符合, 并且湍流脉动参数与已有相应的实验结果定性一致, 初步证实该方法合理.