Гиперзвуковая скорость

Скорость, превышающая скорость звука в пять раз (5 Махов и выше)

CFD- изображение NASA X-43A на скорости 7 Махов

В аэродинамике гиперзвуковой скоростью называется скорость, которая в пять раз превышает скорость звука , часто ее начинают со скорости 5 Махов и выше. ^[1]

Точное число Маха, при котором можно сказать, что корабль летит на гиперзвуковой скорости, варьируется, поскольку отдельные физические изменения в потоке воздуха (например, молекулярная диссоциация и ионизация ) происходят на разных скоростях; эти эффекты в совокупности становятся важными около 5–10 Маха. Гиперзвуковой режим также можно альтернативно определить как скорости, при которых удельная теплоемкость изменяется с температурой потока, поскольку кинетическая энергия движущегося объекта преобразуется в тепло. ^[2]

Характеристики потока

Моделирование гиперзвуковой скорости (5 Махов)

Хотя определение гиперзвукового течения может быть довольно расплывчатым и, как правило, спорным (особенно из-за отсутствия разрыва между сверхзвуковым и гиперзвуковым течением), гиперзвуковое течение может характеризоваться определенными физическими явлениями, которые больше не могут быть аналитически учтены, как в случае сверхзвукового течения. ^{[ необходима цитата ]} Особенности гиперзвуковых течений следующие: ^{[ необходима цитата ]}

1. Ударопрочный слой
2. Аэродинамический обогрев
3. Энтропийный слой
4. Реальные газовые эффекты
5. Эффекты низкой плотности
6. Независимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха.

Малое расстояние отрыва от удара

По мере увеличения числа Маха тела, плотность позади головной ударной волны , создаваемой телом, также увеличивается, что соответствует уменьшению объема позади ударной волны из-за сохранения массы . Следовательно, расстояние между головной ударной волной и телом уменьшается при более высоких числах Маха. ^[3]

Энтропийный слой

По мере увеличения числа Маха изменение энтропии поперек скачка уплотнения также увеличивается, что приводит к сильному градиенту энтропии и сильно завихренному потоку, который смешивается с пограничным слоем .

Вязкое взаимодействие

Часть большой кинетической энергии, связанной с потоком при высоких числах Маха, преобразуется во внутреннюю энергию в жидкости из-за вязких эффектов. Увеличение внутренней энергии реализуется как увеличение температуры. Поскольку градиент давления, нормальный потоку в пограничном слое, приблизительно равен нулю для низких и умеренных гиперзвуковых чисел Маха, увеличение температуры через пограничный слой совпадает с уменьшением плотности. Это приводит к расширению нижней части пограничного слоя, так что пограничный слой над телом становится толще и часто может сливаться с ударной волной вблизи передней кромки тела. ^{[ необходима цитата ]}

Высокотемпературный поток

Высокие температуры из-за проявления вязкой диссипации вызывают неравновесные свойства химического потока, такие как колебательное возбуждение, диссоциация и ионизация молекул, что приводит к конвективному и лучистому тепловому потоку . ^{[ необходима ссылка ]}

Классификация режимов Маха

Хотя «дозвуковой» и «сверхзвуковой» обычно относятся к скоростям ниже и выше локальной скорости звука соответственно, аэродинамики часто используют эти термины для обозначения определенных диапазонов значений Маха. Когда самолет приближается к трансзвуковым скоростям (около 1 Маха ), он входит в особый режим. Обычные приближения, основанные на уравнениях Навье-Стокса , которые хорошо работают для дозвуковых конструкций, начинают давать сбои, потому что даже в свободном потоке некоторые части потока локально превышают 1 Маха. Поэтому для обработки этого сложного поведения необходимы более сложные методы. ^[4]

«Сверхзвуковой режим» обычно относится к набору чисел Маха, для которых может использоваться линеаризованная теория; например, когда поток ( воздуха ) не вступает в химическую реакцию и когда теплопередача между воздухом и транспортным средством может быть разумно пренебрежена в расчетах. Как правило, NASA определяет «высокий» гиперзвук как любое число Маха от 10 до 25, а скорость входа в атмосферу — как что-либо большее, чем 25 Маха. Среди космических аппаратов, работающих в этих режимах, есть возвращающиеся космические капсулы «Союз» и «Дракон» ; ранее эксплуатировавшийся «Спейс Шаттл » ; различные многоразовые космические аппараты в разработке, такие как SpaceX Starship и Rocket Lab Electron ; и (теоретические) космические самолеты . ^{[ требуется ссылка ]}

В следующей таблице вместо обычных значений «дозвуковой» и «сверхзвуковой» упоминаются «режимы» или «диапазоны значений Маха». ^{[ необходима ссылка ]}

Параметры подобия

Категоризация воздушного потока основана на ряде параметров подобия , которые позволяют упростить почти бесконечное число тестовых случаев в группы подобия. Для околозвукового и сжимаемого потока одни только числа Маха и Рейнольдса позволяют хорошо ^{классифицировать} многие случаи течения. ^{[ необходима цитата} ]

Однако гиперзвуковые потоки требуют других параметров подобия. Во-первых, аналитические уравнения для угла косого скачка уплотнения становятся почти независимыми от числа Маха при высоких (~>10) числах Маха. Во-вторых, образование сильных скачков уплотнения вокруг аэродинамических тел означает, что число Рейнольдса свободного потока менее полезно для оценки поведения пограничного слоя над телом (хотя оно все еще важно). Наконец, повышенная температура гиперзвукового потока означает, что реальные газовые эффекты становятся важными. Поэтому исследования в области гиперзвука часто называют аэротермодинамикой, а не аэродинамикой . ^[5]

Введение реальных газовых эффектов означает, что для описания полного состояния газа требуется больше переменных. В то время как неподвижный газ может быть описан тремя переменными ( давление , температура , показатель адиабаты ), а движущийся газ четырьмя ( скорость потока ), горячий газ в химическом равновесии также требует уравнений состояния для химических компонентов газа, а газ в неравновесном состоянии решает эти уравнения состояния, используя время в качестве дополнительной переменной. Это означает, что для неравновесного потока может потребоваться от 10 до 100 переменных для описания состояния газа в любой момент времени. Кроме того, разреженные гиперзвуковые потоки (обычно определяемые как потоки с числом Кнудсена выше 0,1) не следуют уравнениям Навье–Стокса . ^{[ требуется ссылка ]}

Гиперзвуковые потоки обычно классифицируются по их полной энергии, выраженной как полная энтальпия (МДж/кг), полное давление (кПа-МПа), давление торможения (кПа-МПа), температура торможения (К) или скорость потока (км/с). ^{[ необходима ссылка ]}

Уоллес Д. Хейс разработал параметр подобия, аналогичный правилу площадей Уиткомба , который позволял сравнивать похожие конфигурации. ^{[ необходима цитата ]} При изучении гиперзвукового обтекания тонких тел произведение числа Маха набегающего потока и угла отклонения потока , известное как параметр гиперзвукового подобия: считается важным определяющим параметром. ^[5] Коэффициент гибкости транспортного средства , где — диаметр, а — длина, часто заменяется на . ${\displaystyle M_{\infty }}$ ${\displaystyle \theta }$ $${\displaystyle K=M_{\infty }\theta }$$ ${\displaystyle \tau =d/l}$ ${\displaystyle d}$ ${\displaystyle l}$ ${\displaystyle \theta }$

Режимы

Гиперзвуковой поток можно приблизительно разделить на ряд режимов. Выбор этих режимов является грубым из-за размытости границ, где может быть обнаружен тот или иной эффект. ^{[ необходима цитата ]}

Идеальный газ

В этом режиме газ можно рассматривать как идеальный газ . Поток в этом режиме все еще зависит от числа Маха. Моделирование начинает зависеть от использования стенки с постоянной температурой, а не адиабатической стенки, обычно используемой на более низких скоростях. Нижняя граница этой области находится около 5 Маха, где прямоточные воздушно-реактивные двигатели становятся неэффективными, а верхняя граница — около 10–12 Маха. ^{[ необходима цитата ]}

Двухтемпературный идеальный газ

Это подмножество идеального газового режима, где газ можно считать химически идеальным, но вращательные и колебательные температуры газа должны рассматриваться отдельно, что приводит к двум температурным моделям. См. в частности моделирование сверхзвуковых сопел, где колебательное замораживание становится важным. ^{[ необходима цитата ]}

Диссоциированный газ

В этом режиме двухатомные или многоатомные газы (газы, встречающиеся в большинстве атмосфер) начинают диссоциировать при контакте с ударной волной, создаваемой телом. Поверхностный катализ играет роль в расчете нагрева поверхности, что означает, что тип материала поверхности также влияет на поток. Нижняя граница этого режима — это точка, где любой компонент газовой смеси впервые начинает диссоциировать в точке торможения потока (которая для азота составляет около 2000 К). На верхней границе этого режима эффекты ионизации начинают оказывать влияние на поток. ^{[ необходима цитата ]}

Ионизированный газ

В этом режиме ионизированная электронная популяция застоявшегося потока становится значительной, и электроны должны моделироваться отдельно. Часто температура электронов обрабатывается отдельно от температуры остальных газовых компонентов. Эта область возникает для скоростей свободного потока около 3–4 км/с. Газы в этой области моделируются как неизлучающая плазма . ^{[ требуется цитата ]}

Режим доминирования радиации

Выше примерно 12 км/с передача тепла к транспортному средству меняется с кондуктивно-доминируемой на радиационно-доминируемую. Моделирование газов в этом режиме делится на два класса: ^{[ необходима цитата ]}

1. Оптически тонкий : газ не поглощает повторно излучение, испускаемое другими частями газа.
2. Оптически толстый: где излучение следует рассматривать как отдельный источник энергии.

Моделирование оптически плотных газов чрезвычайно сложно, поскольку из-за расчета излучения в каждой точке вычислительная нагрузка теоретически экспоненциально растет по мере увеличения числа рассматриваемых точек.

Смотрите также

• Гиперзвуковой планирующий летательный аппарат
• Сверхзвуковой транспорт
• Подъемный корпус
• Вход в атмосферу
• Гиперзвуковой полет
• Проект DARPA Falcon
• Реактивные двигатели Skylon (проектная проработка)
• Реактивные двигатели A2 (проектное исследование)
• HyperSoar (концепция)
• Боинг X-51 Вейврайдер
• X-20 Dyna-Soar (отменён)
• Rockwell X-30 (отменён)
• Аватар RLV (индийское концептуальное исследование 2001 г.)
• Демонстрационный аппарат гиперзвуковых технологий (индийский проект)
• «Аякс» (российский проект по катанию на волнах 1990-х годов)
• «Авангард» (российский гиперзвуковой планирующий летательный аппарат, находящийся на вооружении)
• DF-ZF (китайский гиперзвуковой планирующий летательный аппарат, действующий)
• Lockheed Martin SR-72 (планируется)
• WZ-8 Гиперзвуковой разведывательный БПЛА (в эксплуатации)

Двигатели

• Ракетный двигатель
• ПВРД
• Scramjet
• Реактивные двигатели SABRE , LAPCAT (проектные исследования)

Ракеты

• Противокорабельная гиперзвуковая крылатая ракета 3М22 «Циркон»(в производстве)
• Крылатая ракета BrahMos-II – (В разработке)

Другие режимы течения

• Дозвуковой полет
• Трансзвуковой
• Сверхзвуковая скорость

Ссылки

1. Галисон, П.; Роланд, А., ред. (2000). Атмосферный полет в двадцатом веке. Springer. стр. 90. ISBN 978-94-011-4379-0.
2. "Удельная теплоемкость, калорически несовершенный газ". Исследовательский центр Гленна . НАСА . Получено 27 декабря 2019 г.
3. Шан, Дж. С. (1 января 2001 г.). «Последние исследования в области магнитоаэродинамики». Progress in Aerospace Sciences . 37 (1): 1–20. doi :10.1016/S0376-0421(00)00015-4. ISSN  0376-0421.
4. «Гиперзвук».
5. Anderson, Jr., John D. (2006). Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика . Образовательная серия AIAA (2-е изд.). Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1-56347-780-7.

Внешние ссылки

• Руководство НАСА по гиперзвуку
• Группа гиперзвуковых исследований в Имперском колледже
• Центр гиперзвука при Университете Квинсленда
• Группа высокоскоростного потока в Университете Нового Южного Уэльса
• Группа гиперзвуковых исследований Оксфордского университета. Архивировано 14 августа 2021 г. на Wayback Machine.