Hypersonisk hastighet - Hypersonic speed

I aerodynamikk er en hypersonisk hastighet en som overstiger 5 ganger lydens hastighet , ofte angitt som å starte med hastigheter på Mach 5 og høyere.

Det nøyaktige Mach -nummeret som et fartøy kan sies å flyve med hypersonisk hastighet varierer, siden individuelle fysiske endringer i luftstrømmen (som molekylær dissosiasjon og ionisering ) skjer med forskjellige hastigheter; disse effektene blir kollektivt viktige rundt Mach 5-10. Det hypersoniske regimet kan også alternativt defineres som hastigheter der spesifikk varmekapasitet endres med temperaturen i strømmen når kinetisk energi til det bevegelige objektet omdannes til varme.

Kjennetegn ved flyt

Selv om definisjonen av hypersonisk flyt kan være ganske vag og generelt kan diskuteres (spesielt på grunn av fravær av diskontinuitet mellom supersoniske og hypersoniske strømmer), kan en hypersonisk strøm være preget av visse fysiske fenomener som ikke lenger kan diskonteres analytisk som i supersonisk strøm. . Det særegne i hypersoniske strømmer er som følger:

1. Sjokklag
2. Aerodynamisk oppvarming
3. Entropylag
4. Virkelige gasseffekter
5. Effekter med lav tetthet
6. Uavhengighet av aerodynamiske koeffisienter med Mach -nummer.

Liten sjokkavstand

Etter hvert som kroppens Mach -nummer øker, øker tettheten bak et baugsjokk generert av kroppen også, noe som tilsvarer en reduksjon i volumet bak sjokket på grunn av bevaring av masse . Følgelig reduseres avstanden mellom baugsjokket og kroppen ved høyere Mach -tall.

Entropylag

Etter hvert som Mach -tallene øker, øker også entropiendringen over sjokket, noe som resulterer i en sterk entropi -gradient og svært virvelstrøm som blandes med grenselaget .

Viskøs interaksjon

En del av den store kinetiske energien forbundet med strømning ved høye Mach -tall omdannes til indre energi i væsken på grunn av viskøse effekter. Økningen i intern energi realiseres som en temperaturøkning. Siden trykkgradienten normal for strømningen i et grenselag er omtrent null for lave til moderate hypersoniske Mach -tall, sammenfaller temperaturøkningen gjennom grenselaget med en reduksjon i tetthet. Dette får bunnen av grenselaget til å ekspandere, slik at grenselaget over kroppen blir tykkere og ofte kan smelte sammen med sjokkbølgen nær kroppens forkant.

Høy temperatur flyt

Høye temperaturer på grunn av en manifestasjon av viskøs spredning forårsaker ikke-likevekts kjemiske strømningsegenskaper som vibrasjonseksitasjon og dissosiasjon og ionisering av molekyler som resulterer i konvektiv og strålende varmestrøm .

Klassifisering av Mach -regimer

Selv om "subsonisk" og "supersonisk" vanligvis refererer til hastigheter under og over den lokale lydhastigheten , bruker aerodynamikere ofte disse begrepene for å referere til bestemte områder av Mach -verdier. Dette skjer fordi et " transonisk regime" eksisterer rundt M = 1 der tilnærminger til Navier - Stokes -ligningene som brukes for subsonisk design ikke lenger gjelder, delvis fordi strømmen lokalt overstiger M = 1 selv om freestream Mach -tallet er under denne verdien.

Det "supersoniske regimet" refererer vanligvis til settet med Mach -tall som linearisert teori kan brukes til; for eksempel der ( luft ) strømmen ikke reagerer kjemisk og hvor varmeoverføring mellom luft og kjøretøy med rimelighet kan bli neglisjert i beregninger. Vanligvis definerer NASA "høy" hypersonisk som et hvilket som helst Mach-nummer fra 10 til 25, og re-entry-hastigheter som noe som er større enn Mach 25. Blant romfartøyene som opererer i disse regimene er det Soyuz og Dragon- romkapsler som returneres ; den tidligere opererte romfergen ; forskjellige gjenbrukbare romfartøyer under utvikling som SpaceX Starship og Rocket Lab Electron ; samt (teoretiske) romfartøy .

I tabellen nedenfor refereres det til "regimer" eller "områder med Mach -verdier" i stedet for de vanlige betydningene av "subsonisk" og "supersonisk".

Regime	Hastighet				Generelle flyegenskaper
	Mach nr	mph	km/t	m/s
Subsonisk	<0,8	<614	<988	<274	Oftest propelldrevne og kommersielle turbofanfly med høye sideforhold (slanke) vinger og avrundede funksjoner som nesen og forkanter.
Transonisk	0,8–1,2	614–921	988–1482	274–412	Transoniske fly har nesten alltid sveipede vinger som forsinker drag-divergens, superkritiske vinger for å forsinke starten på bølgedrag, og har ofte design som overholder prinsippene i Whitcomb- området .
Supersonisk	1,2–5	921–3836	1482–6174	412–1715	Luftfartøy som er konstruert for å fly ved overlydshastighet viser store forskjeller i deres aerodynamiske konstruksjon på grunn av den radikale forskjell i virkemåten til fluid strømmer over Mach 1. Skarpe kanter, tynne vinge -sections, og alle bevegelige tailplane / kanarene er vanlig. Moderne kampfly må gå på kompromiss for å opprettholde lavhastighets håndtering. "Ekte" supersoniske design inkluderer F-104 Starfighter og BAC/Aérospatiale Concorde .
Hypersonisk	5–10	3836–7673	6174–12350	1715–3430	Avkjølt nikkel- eller titanhud ; designet er sterkt integrert, i stedet for å settes sammen fra separate uavhengige designede komponenter, på grunn av dominans av interferenseffekter, der små endringer i en hvilken som helst komponent vil forårsake store endringer i luftstrømmen rundt alle andre komponenter, noe som igjen påvirker deres oppførsel. Resultatet er at ingen komponenter kan utformes uten å vite hvordan alle andre komponenter vil påvirke alle luftstrømmene rundt fartøyet, og eventuelle endringer av en komponent kan kreve en redesign av alle andre komponenter samtidig; små vinger. Se Boeing X-51 Waverider , BrahMos-II , X-41 Common Aero Vehicle , DF-ZF , Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle , Shaurya-missil .
Høyhypersonisk	10–25	7673–19180	12350–30870	3430–8507	Termisk kontroll blir en dominerende designhensyn. Strukturen må enten være konstruert for å fungere varm, eller være beskyttet av spesielle silikatfliser eller lignende. Kjemisk reagerende strømning kan også forårsake korrosjon av bilens hud, med fritt atomisk oksygen i meget høye hastigheter. Eksempler inkluderer 53T6 (Mach 17), Hypersonic Technology Vehicle 2 (Mach 20), DF-41 (Mach 25), HGV-202F (Mach 20) Agni-V (Mach 24) og Avangard (Mach 27). Hypersoniske design blir ofte tvunget til stumpe konfigurasjoner på grunn av at den aerodynamiske oppvarmingen stiger med redusert krumningsradius .
Re-entry hastigheter	> 25	> 19030	> 30870	> 8575	Ablativ varmeskjold; små eller ingen vinger; sløv form. Se Reentry Capsule .

Likhetsparametere

Kategoriseringen av luftstrøm er avhengig av en rekke likhetsparametere , som tillater forenkling av et nesten uendelig antall testtilfeller i grupper av likhet. For tran og kompressibel strømning , de Mach og Reynolds tall alene gi god kategorisering av mange strømnings tilfeller.

Hypersoniske strømninger krever imidlertid andre likhetsparametere. For det første blir de analytiske ligningene for den skrå sjokkvinkelen nesten uavhengige av Mach -tall ved høye (~> 10) Mach -tall. For det andre betyr dannelsen av sterke sjokk rundt aerodynamiske kropper at Freestream Reynolds -tallet er mindre nyttig som et estimat av oppførselen til grenselaget over et legeme (selv om det fortsatt er viktig). Til slutt betyr den økte temperaturen på hypersoniske strømmer at virkelige gasseffekter blir viktige. Av denne grunn blir forskning på hypersonikk ofte referert til som aerothermodynamics , snarere enn aerodynamikk .

Innføringen av virkelige gasseffekter betyr at flere variabler kreves for å beskrive hele gassens tilstand. Mens en stasjonær gass kan beskrives med tre variabler ( trykk , temperatur , adiabatisk indeks ) og en gass i bevegelse med fire ( strømningshastighet ), krever en varm gass i kjemisk likevekt også tilstandsligninger for de kjemiske komponentene i gassen, og en gass ​​i ikke -likevekt løser disse tilstandsligningene ved å bruke tid som en ekstra variabel. Dette betyr at for en ikke -likevektsstrøm kan det være nødvendig med noe mellom 10 og 100 variabler for å beskrive gassens tilstand til enhver tid. I tillegg følger sjeldne hypersoniske strømninger (vanligvis definert som de med et Knudsen -tall over 0,1) ikke Navier - Stokes -ligningene .

Hypersoniske strømninger er vanligvis kategorisert etter deres totale energi, uttrykt som total entalpi (MJ/kg), totaltrykk (kPa-MPa), stagnasjonstrykk (kPa-MPa), stagnasjonstemperatur (K) eller strømningshastighet (km/s) .

Wallace D. Hayes utviklet en likhetsparameter, lik Whitcomb -områdesregelen , som tillot lignende konfigurasjoner å bli sammenlignet.

Regimer

Hypersonisk strømning kan omtrent skilles i en rekke regimer. Utvalget av disse regimene er grovt, på grunn av uskarphet av grensene der en bestemt effekt kan bli funnet.

Perfekt gass

I dette regimet kan gassen betraktes som en ideell gass . Flyt i dette regimet er fortsatt Mach -nummeravhengig. Simuleringer begynner å avhenge av bruk av en vegg med konstant temperatur, i stedet for den adiabatiske veggen som vanligvis brukes ved lavere hastigheter. Den nedre grensen til denne regionen er rundt Mach 5, der ramjets blir ineffektive, og den øvre grensen rundt Mach 10-12.

To-temperatur ideell gass

Dette er en delmengde av det perfekte gassregimet, der gassen kan betraktes som kjemisk perfekt, men rotasjonens og vibrasjonstemperaturene til gassen må vurderes separat, noe som fører til to temperaturmodeller. Se spesielt modelleringen av supersoniske dyser, der vibrasjonsfrysing blir viktig.

Dissosiert gass

I dette regimet begynner diatomiske eller polyatomiske gasser (gassene som finnes i de fleste atmosfærer) å dissosiere når de kommer i kontakt med buesjokket generert av kroppen. Overflatekatalyse spiller en rolle i beregningen av overflateoppvarming, noe som betyr at typen overflatemateriale også påvirker strømningen. Den nedre grensen til dette regimet er hvor en hvilken som helst komponent i en gassblanding først begynner å dissosiere i stagnasjonspunktet for en strømning (som for nitrogen er rundt 2000 K). På den øvre grensen til dette regimet begynner effektene av ionisering å ha effekt på flyten.

Ionisert gass

I dette regimet blir den ioniserte elektronpopulasjonen i den stagnerte strømmen signifikant, og elektronene må modelleres separat. Ofte håndteres elektrontemperaturen separat fra temperaturen til de gjenværende gasskomponentene. Denne regionen forekommer for fristrømningshastigheter rundt 3-4 km/s. Gasser i denne regionen er modellert som ikke-strålende plasma .

Strålingsdominert regime

Over 12 km/s endres varmeoverføringen til et kjøretøy fra å være ledende dominert til strålingsdominert. Modelleringen av gasser i dette regimet er delt inn i to klasser:

1. Optisk tynn : der gassen ikke absorberer stråling fra andre deler av gassen på nytt
2. Optisk tykk: der strålingen må betraktes som en egen energikilde.

Modelleringen av optisk tykke gasser er ekstremt vanskelig, siden beregningsbelastningen teoretisk ekspanderer eksponentielt ettersom antall vurderte punkter øker på grunn av beregningen av strålingen ved hvert punkt.

Se også

Motorer

• Rakettmotor
• Ramjet
• Scramjet
• Reaction Engines SABER , LAPCAT (designstudier)

Missiler

• Shaurya (missil) Ballistisk missil - India (startet produksjon)
• BrahMos -II Cruise Missile - (under utvikling)
• 9K720 Iskander kortdistanse ballistisk missil Russland (for tiden i tjeneste)
• 3M22 Zircon Anti-skip hypersonisk cruisemissil (i produksjon)
• R-37 (missil) Hypersonisk luft-til-luft-missil (i bruk)
• Kh-47M2 Kinzhal Hypersonisk luftskytet ballistisk missil (i bruk)

Andre strømningsregimer

• Subsonisk flytur
• Transonisk
• Supersonisk hastighet

Referanser

Eksterne linker

• NASA's Guide to Hypersonics
• Hypersonics Group ved Imperial College
• University of Queensland Center for Hypersonics
• High Speed ​​Flow Group ved University of New South Wales
• Hypersonics Group ved University of Oxford