Гиперзвуковая скорость

В аэродинамике гиперзвуковая скорость — это скорость, которая в пять раз превышает скорость звука ; часто говорят, что она начинается со скорости 5 Маха и выше. ^[1]

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

Характеристики потока

Моделирование гиперзвуковой скорости (5 Маха)

Хотя определение гиперзвукового течения может быть весьма расплывчатым и в целом дискуссионным (особенно из-за отсутствия разрыва между сверхзвуковым и гиперзвуковым течениями), гиперзвуковое течение может характеризоваться определенными физическими явлениями, которые уже нельзя аналитически сбрасывать со счетов, как в случае со сверхзвуковым течением. . ^{[ нужна ссылка ]} Особенности гиперзвуковых течений заключаются в следующем: ^{[ нужна ссылка ]}

Ударный слой
Аэродинамический нагрев
Энтропийный слой
Реальные газовые эффекты
Эффекты низкой плотности
Независимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха.

Небольшое расстояние от удара

С увеличением числа Маха тела увеличивается и плотность за головной ударной волной, создаваемой телом, что соответствует уменьшению объема за скачком вследствие сохранения массы . Следовательно, расстояние между головной ударной волной и корпусом уменьшается при больших числах Маха. ^[3]

Энтропийный слой

По мере увеличения числа Маха изменение энтропии в ударной волне 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 жидкости из-за эффектов вязкости. Увеличение внутренней энергии реализуется как повышение температуры. Поскольку градиент давления, нормальный к потоку внутри пограничного слоя, равен примерно нулю при гиперзвуковых числах Маха от малых до умеренных, повышение температуры через пограничный слой совпадает с уменьшением плотности. Это приводит к расширению нижней части пограничного слоя, в результате чего пограничный слой над телом утолщается и часто может сливаться с ударной волной вблизи передней кромки тела. ^{[ нужна ссылка ]}

Высокотемпературный поток

Высокие температуры из-за проявления вязкой диссипации вызывают неравновесные свойства химического потока, такие как колебательное возбуждение и диссоциация и ионизация молекул, что приводит к конвективным и радиационным тепловым потокам . ^{[ нужна ссылка ]}

Классификация режимов Маха

Хотя термины «дозвуковой» и «сверхзвуковой» обычно относятся к скоростям ниже и выше местной скорости звука соответственно, аэродинамики часто используют эти термины для обозначения определенных диапазонов значений Маха. Когда самолет приближается к околозвуковой скорости (около 1 Маха ), он переходит в особый режим. Обычные аппроксимации, основанные на уравнениях Навье-Стокса , которые хорошо работают для дозвуковых конструкций, начинают давать сбой, поскольку даже в набегающем потоке некоторые части потока локально превышают скорость 1 Маха. Таким образом, необходимы более сложные методы для решения этой сложной задачи. поведение. ^[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 где теплообменом между воздухом и транспортным средством можно разумно пренебречь в расчетах. Как правило, НАСА определяет «высокий» гиперзвук как любое число Маха от 10 до 25, а скорость входа в атмосферу — как любое число, превышающее 25 Маха. Среди космических кораблей, работающих в этих режимах, есть возвращающиеся «Союз» и «Дракон» космические капсулы ; ранее эксплуатируемый космический челнок ; различные находящиеся в разработке многоразовые космические корабли, такие как SpaceX Starship и Rocket Lab Electron ; и (теоретические) космические самолеты . ^{[ нужна ссылка ]}

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

Режим	Мах Нет	Скорость	Общие характеристики	Самолет	Ракеты/боеголовки
Дозвуковой	[0–0.8)	<614 миль в час (988 км/ч; 274 м/с)	Чаще всего это винтовые и коммерческие турбовентиляторные самолеты с большим удлинением (тонкими) крыльями и закругленными деталями, такими как носовая и передняя кромки. Диапазон дозвуковых скоростей - это диапазон скоростей, в котором весь поток воздуха над самолетом составляет менее 1 Маха. Критическое число Маха (Mcrit) - это наименьшее число Маха набегающего потока, при котором поток воздуха над любой частью самолета впервые достигает Маха. 1. Итак, в диапазон дозвуковых скоростей входят все скорости, меньшие Мкрит.	Все коммерческие самолеты	—
околозвуковой	[0.8–1.2)	614–921 миль в час (988–1482 км/ч; 274–412 м/с)	Трансзвуковые самолеты почти всегда имеют стреловидные крылья , которые задерживают расхождение сопротивления, и сверхкритические крылья , чтобы задержать возникновение волнового сопротивления, и часто имеют конструкцию, соответствующую принципам правила площади Уиткомба . Трансзвуковой диапазон скоростей — это диапазон скоростей, в котором обтекание различных частей летательного аппарата воздушным потоком находится между дозвуковыми и сверхзвуковыми. Поэтому режим полета от Мкрита до 1,3 Маха называется трансзвуковым диапазоном. ^{[ нужна ссылка ]}	Northrop X-4 Bantam (0,9 Маха)	—
сверхзвуковой	[1.2–5)	921–3836 миль в час (1482–6173 км / ч; 412–1715 м / с)	Диапазон сверхзвуковых скоростей — это диапазон скоростей, в котором весь поток воздуха над самолетом является сверхзвуковым (более 1 Маха). Но воздушный поток, встречающийся с передними кромками, изначально замедляется, поэтому скорость набегающего потока должна быть немного больше 1 Маха, чтобы весь поток над самолетом был сверхзвуковым. Принято считать, что диапазон сверхзвуковых скоростей начинается со скорости набегающего потока, превышающей 1,3 Маха. Самолеты, предназначенные для полетов со сверхзвуковыми скоростями, демонстрируют большие различия в своей аэродинамической конструкции из-за радикальных различий в поведении потоков со скоростью выше 1 Маха. Острые кромки, тонкие аэродинамические секции и цельноповоротное хвостовое оперение / переднее оперение являются обычным явлением. Современные боевые самолеты должны идти на компромисс, чтобы сохранить управляемость на малых скоростях; «Настоящие» сверхзвуковые конструкции, обычно с треугольным крылом, встречаются реже.	XB-70 Валькирия (3 Маха) SR-71 Blackbird (3 Маха) BAC/Aérospatiale Concorde (2 Маха) Tupolev Tu-144 (Mach 2)	—
Гиперзвуковой	[5–10)	3836–7673 миль в час (6173–12348 км / ч; 1715–3430 м / с)	Охлаждаемая никелевая или титановая кожа; маленькие крылья. Конструкция является высокоинтегрированной, а не собранной из отдельных независимо разработанных компонентов из-за доминирования эффектов интерференции, когда небольшие изменения в любом одном компоненте вызывают большие изменения в потоке воздуха вокруг всех других компонентов, что, в свою очередь, влияет на их поведение. В результате ни один компонент не может быть спроектирован без знания того, как все остальные компоненты будут влиять на все воздушные потоки вокруг корабля, а любые изменения в любом компоненте могут потребовать одновременной переработки всех остальных компонентов. ^{[ нужна ссылка ]}.	Североамериканский X-15 (6,7 Маха) НАСА X-43 (9,6 Маха) Боинг X-51 Waverider (5 Маха) WZ-8 (5 Маха)	БраМос-II (8 Маха) DF-ZF (5–10 Маха) HSTDV (6 Маха) Хвасон-8 (6–10 Маха)
Высоко-гиперзвуковой	[10–25)	7 673–19 180 миль в час (12 348–30 867 км / ч; 3 430–8 574 м / с)	Температурный контроль становится доминирующим фактором при проектировании. Конструкция должна быть либо рассчитана на работу в горячем состоянии, либо защищена специальной силикатной плиткой или чем-то подобным. Химически реагирующий поток также может вызвать коррозию обшивки автомобиля, поскольку свободный атомарный кислород присутствует в очень высокоскоростных потоках. Гиперзвуковые конструкции часто вынуждены принимать тупые конфигурации из-за аэродинамического нагрева, возрастающего при уменьшении радиуса кривизны . Гиперзвуковые конструкции часто вынуждены принимать тупые конфигурации из-за аэродинамического нагрева, возрастающего при уменьшении радиуса кривизны .	—	53Т6 (17 Маха) ХТВ 2 (20 марта) Агни-В (24 Маха) DF-41 (25 Маха) Авангард (20–27 марта)
Скорость повторного входа	≥25	≥19 180 миль в час (30 870 км / ч; 8 570 м / с)	Абляционный теплозащитный экран ; маленькие крылья или их отсутствие; тупая форма. См. возвращаемую капсулу .	Орбитальный аппарат космического корабля "Шаттл" (22 Маха) Буран Боинг Х-37 (25 Маха) CSSHQ (~25 марта) IXV (22 марта) Железная Крышка (201 Маха)	Авангард (20–27 марта)

Параметры сходства

Категоризация воздушного потока основана на ряде параметров сходства , которые позволяют упростить почти бесконечное количество тестовых случаев на группы сходства. Для трансзвукового и сжимаемого потока одни только числа Маха . и Рейнольдса позволяют хорошо классифицировать многие случаи течения ^{[ нужна ссылка ]}

Однако гиперзвуковые течения требуют других параметров подобия. Во-первых, аналитические уравнения для угла наклона скачка уплотнения становятся практически независимыми от числа Маха при больших (~>10) числах Маха. Во-вторых, образование сильных толчков вокруг аэродинамических тел означает, что число Рейнольдса набегающего 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 эффектов реального газа означает, что для описания полного состояния газа требуется больше переменных. В то время как неподвижный газ можно описать тремя переменными ( давление , температура , показатель адиабаты ), а движущийся газ - четырьмя ( скорость потока ), горячий газ, находящийся в химическом равновесии, также требует уравнений состояния для химических компонентов газа, и газ в неравновесии решает эти уравнения состояния, используя время в качестве дополнительной переменной. Это означает, что для неравновесного потока для описания состояния газа в любой момент времени может потребоваться от 10 до 100 переменных. Кроме того, разреженные гиперзвуковые потоки (обычно определяемые как потоки с числом Кнудсена выше 0,1) не подчиняются уравнениям Навье – Стокса . ^{[ нужна ссылка ]}

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

Уоллес Д. Хейс разработал параметр подобия, аналогичный правилу площадей Уиткомба , который позволял сравнивать подобные конфигурации. ^{[ нужна ссылка ]} При исследовании гиперзвукового обтекания тонких тел произведение числа Маха набегающего потока $M_{\infty }$ и угол отклонения потока $\theta$ , известный как параметр гиперзвукового подобия: $K=M_{\infty }\theta$ считается важным определяющим параметром. ^[5] Коэффициент гибкости автомобиля $\tau =d/l$ , где $d$ это диаметр и $l$ длина, часто заменяется на $\theta$ .

режимы

Гиперзвуковое течение можно приближенно разделить на несколько режимов. Выбор этих режимов затруднен из-за размытости границ проявления того или иного эффекта. ^{[ нужна ссылка ]}

Идеальный газ

В этом режиме газ можно рассматривать как идеальный газ . Поток в этом режиме по-прежнему 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 составляет около 5 Маха, при которой ПВРД становятся неэффективными, а верхняя граница — около 10–12 Маха. ^{[ нужна ссылка ]}

Двухтемпературный идеальный газ

Это подмножество режима идеального газа, при котором газ можно считать химически совершенным, но вращательную и колебательную температуры газа необходимо рассматривать отдельно, что приводит к двум температурным моделям. См., в частности, моделирование сверхзвуковых сопел, где вибрационное замораживание становится важным. ^{[ нужна ссылка ]}

Диссоциированный газ

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

Ионизированный газ

В этом режиме заселенность ионизированных электронов застойного потока становится существенной, и электроны необходимо моделировать отдельно. Часто температуру электронов рассматривают отдельно от температуры остальных компонентов газа. Эта область возникает при скоростях набегающего потока около 3–4 км/с. Газы в этой области моделируются как неизлучающая плазма . ^{[ нужна ссылка ]}

Режим с преобладанием радиации

На скорости выше 12 км/с теплопередача к транспортному средству меняется с кондуктивной на радиационную. Моделирование газов в этом режиме разделено на два класса: ^{[ нужна ссылка ]}

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

Моделирование оптически толстых газов чрезвычайно сложно, так как из-за расчета излучения в каждой точке вычислительная нагрузка теоретически увеличивается экспоненциально по мере увеличения количества рассматриваемых точек.

См. также

Гиперзвуковой планирующий аппарат
Сверхзвуковой транспорт
Подъемный кузов
Вход в атмосферу
Гиперзвуковой полет
Проект DARPA «Сокол»
Reaction Engines Skylon (проектное исследование)
Реакционные двигатели A2 (проектное исследование)
HyperSoar (концепция)
Боинг Х-51 Вэйврайдер
X-20 Dyna-Soar (отменено)
Rockwell X-30 (отменен)
Аватар RLV (индийское концептуальное исследование 2001 г.)
Автомобиль-демонстратор гиперзвуковых технологий (индийский проект)
Аяки (российский проект вейврайдера 1990-х годов)
Авангард (российский гиперзвуковой планирующий аппарат, на вооружении)
DF-ZF (Китайский гиперзвуковой планирующий аппарат, действующий)
Lockheed Martin SR-72 (планируется)
WZ-8 Гиперзвуковой разведывательный БПЛА (в эксплуатации)

Двигатели

Ракетный двигатель
Рамджет
ГПВРД
Реакционные двигатели SABRE , LAPCAT (проектные исследования)

Ракеты

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

Другие режимы потока

Ссылки

^ Галисон, П.; Роланд А., ред. (2000). Атмосферный полет в двадцатом веке . Спрингер. п. 90. ИСБН 978-94-011-4379-0 .
^ «Удельная теплоемкость калорически несовершенного газа» . Исследовательский центр Гленна . НАСА . Проверено 27 декабря 2019 г.
^ Шан, Дж. С. (1 января 2001 г.). «Новейшие исследования в области магнитоаэродинамики» . Прогресс аэрокосмических наук . 37 (1): 1–20. дои : 10.1016/S0376-0421(00)00015-4 . ISSN 0376-0421 .
^ «Гипероника» .
^ Перейти обратно: ^а ^б Андерсон-младший, Джон Д. (2006). Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика . Образовательная серия AIAA (2-е изд.). Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1-56347-780-7 .

Внешние ссылки

[Galison-1] Галисон, П.; Роланд А., ред. (2000). Атмосферный полет в двадцатом веке . Спрингер. п. 90. ИСБН 978-94-011-4379-0 .

[Glenn-2] «Удельная теплоемкость калорически несовершенного газа» . Исследовательский центр Гленна . НАСА . Проверено 27 декабря 2019 г.

[3] Шан, Дж. С. (1 января 2001 г.). «Новейшие исследования в области магнитоаэродинамики» . Прогресс аэрокосмических наук . 37 (1): 1–20. дои : 10.1016/S0376-0421(00)00015-4 . ISSN 0376-0421 .

[4] «Гипероника» .

[Anderson-5] Перейти обратно: ^а ^б Андерсон-младший, Джон Д. (2006). Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика . Образовательная серия AIAA (2-е изд.). Американский институт аэронавтики и астронавтики. ISBN 1-56347-780-7 .

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]