再入飞行器湍流尾迹流场研究

再入飞行器湍流尾迹流场状况，直接系统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住处。使用的N－S平均议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能修正。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，计算了在两高程（H = 40 km和H = 30 km）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。