Hypersonisk hastighed (HS) i aerodynamik - hastigheder, der væsentligt overstiger lydens hastighed i atmosfæren .
Siden 1970'erne er udtrykket normalt blevet omtalt som supersoniske hastigheder med Mach-tal (M) større end 5.
Hypersonisk flyvning er en type supersonisk flyvning og udføres i en supersonisk gasstrøm. Supersonisk luftstrøm er fundamentalt forskellig fra subsonisk, og dynamikken ved flyflyvning ved hastigheder over lydens hastighed (over 1,2 M) er fundamentalt forskellig fra subsonisk flyvning (op til 0,75 M, hastighedsområdet fra 0,75 til 1,2 M kaldes transonisk ). hastighed ).
Bestemmelse af den nedre grænse for hypersonisk hastighed er sædvanligvis forbundet med begyndelsen af processerne med ionisering og dissociation af molekyler i grænselaget (BL) nær det apparat, der bevæger sig i atmosfæren, hvilket begynder at forekomme ca. ved M>5, ca. 6000 km/t. Også denne hastighed er karakteriseret ved, at en supersonisk ramjetmotor med subsonisk brændstofforbrænding ( SPVRD ) bliver mindre effektiv sammenlignet med en hypersonisk ramjet (scramjet), hvor brændstofforbrændingen udføres ved supersoniske strømningshastigheder. En scramjet, sammenlignet med en scramjet, med samme flyvehastighed, kræver en kraftigere deceleration af luftstrømmen, før den kommer ind i forbrændingskammeret. Dette medfører større tryktab i flowdecelerationssektionen i SPVJ. Samtidig er brændstofforbrænding ved en supersonisk strømningshastighed i en scramjet ledsaget af større tryktab sammenlignet med tab under brændstofforbrænding i et subsonisk flow i en scramjet. Ceteris paribus, jo lavere det samlede tryktab i ramjet-strømningsvejen er, desto højere er effektiviteten. De flyveforhold, hvorunder de totale tab i strømningsvejene for SPVJE og scramjets er de samme, tages som grænsen mellem supersoniske og hypersoniske hastigheder. Placeringen af denne grænse er meget betinget og afhænger af mange faktorer. Så for eksempel for motorer, der bruger brint som brændstof, vil den nedre grænse for hypersoniske hastigheder på grund af den højere specifikke varme fra forbrændingen svare til højere flyve-Mach-tal end for lignende motorer, der kører på petroleum.
Mens definitionen af hypersonisk flow (HJ) er ret kontroversiel på grund af manglen på en klar grænse mellem supersoniske og hypersoniske flows, kan HJ karakteriseres ved visse fysiske fænomener, som ikke længere kan ignoreres, når man overvejer, nemlig:
Når hastigheden og de tilsvarende Mach-tal stiger, stiger tætheden bag stødbølgen (SW) også, hvilket svarer til et fald i volumen bag SW på grund af bevarelsen af massen. Derfor bliver chokbølgelaget, det vil sige volumenet mellem køretøjet og SW, tyndt ved høje Mach-tal, hvilket skaber et tyndt grænselag (BL) omkring køretøjet.
En del af den store kinetiske energi, der er indeholdt i luftstrømmen, ved M > 3 (viskos flow) omdannes til intern energi på grund af viskøs interaktion. En stigning i indre energi realiseres i en stigning i temperaturen . Da trykgradienten rettet langs normalen til strømmen inden for grænselaget er omtrent lig nul, fører en signifikant stigning i temperaturen ved høje Mach-tal til et fald i densiteten. Således vokser PS på overfladen af rumfartøjet, og ved høje Mach-tal smelter den sammen med et tyndt lag af stødbølgen nær næsen og danner et tyktflydende stødlag .
I det vigtige problem med overgangen fra laminær til turbulent strømning i tilfælde af en strømning omkring et fly, spilles nøglerollen af de ustabilitetsbølger, der dannes i PS. Væksten og den efterfølgende ikke-lineære vekselvirkning af sådanne bølger transformerer den oprindeligt laminære strømning til en turbulent strømning. Ved subsoniske og supersoniske hastigheder spiller Tolmin-Schlichting-bølger , som har en vortex-karakter, en nøglerolle i den laminære-turbulente overgang . Startende fra M = 4,5 vises bølger af akustisk type og begynder at dominere i PS (mode II eller Mekavian mode), på grund af hvilken overgangen til turbulens sker i det klassiske scenarie for overgangen (der er også en by-pass overgangsmekanisme ) [1] .
Den høje hastighedsstrøm ved køretøjets frontale punkt (stagnationspunkt eller område) får gassen til at varme op til meget høje temperaturer (op til flere tusinde grader). Høje temperaturer skaber til gengæld ikke-ligevægtige kemiske egenskaber af flowet, som består i dissociation og rekombination af gasmolekyler, ionisering af atomer, kemiske reaktioner i flowet og med overfladen af apparatet. Under disse forhold kan processerne med konvektion og strålingsvarmeoverførsel være betydelige [2] .
Det er sædvanligt at beskrive parametrene for gasstrømme ved et sæt lighedskriterier , som giver dig mulighed for at reducere et næsten uendeligt antal fysiske tilstande til lighedsgrupper, og som giver dig mulighed for at sammenligne gasstrømme med forskellige fysiske parametre (tryk, temperatur, hastighed osv.) med hinanden. Det er på dette princip, eksperimenter i vindtunneller og overførsel af resultaterne af disse eksperimenter til rigtige fly er baseret på, på trods af at i vindtunnelforsøg kan størrelsen af modeller, strømningshastigheder, termiske belastninger osv. afvige meget fra reelle flyvetilstande, på samme tid svarer lighedsparametre (Mach, Reynolds, Stanton tal osv.) til flyve.
For trans- og supersonisk eller komprimerbar strømning er i de fleste tilfælde parametre som Mach-tal (forholdet mellem strømningshastighed og lokal lydhastighed) og Reynolds tilstrækkelige til fuldt ud at beskrive strømmene. For et hypersonisk flow er disse parametre ofte ikke nok. For det første bliver ligningerne, der beskriver chokbølgens form, praktisk talt uafhængige ved hastigheder fra 10 M. For det andet betyder den øgede temperatur af det hypersoniske flow, at virkningerne relateret til ikke-ideelle gasser bliver mærkbare.
Regnskab for effekter i en rigtig gas betyder flere variabler, der er nødvendige for fuldt ud at beskrive gassens tilstand. Hvis en stationær gas er fuldstændig beskrevet af tre størrelser: tryk , temperatur, varmekapacitet ( adiabatisk indeks ), og en bevægende gas beskrives med fire variabler, som også inkluderer hastighed , så kræver en varm gas i kemisk ligevægt også tilstandsligninger for dets kemiske komponenter, og en gas med processers dissociation og ionisering skal også omfatte tid som en af variablerne for dens tilstand. Generelt betyder det, at et ikke-ligevægtsflow på ethvert givet tidspunkt kræver 10 til 100 variable for at beskrive gassens tilstand. Derudover adlyder sjældent hypersonisk flow (HJ), normalt beskrevet i form af Knudsen -tal , ikke Navier-Stokes-ligningerne og kræver deres modifikation. HP er normalt kategoriseret (eller klassificeret) ved hjælp af total energi udtrykt ved hjælp af total entalpi ( mJ / kg ), totalt tryk ( kPa ) og flowstagnationstemperatur (K) eller hastighed (km/s).
Til tekniske applikationer udviklede W. D. Hayes en lighedsparameter, tæt på Witcomb- arealreglen , som gør det muligt for ingeniører at anvende resultaterne af en række tests eller beregninger udført på én model til udviklingen af en hel familie af lignende modelkonfigurationer uden yderligere test eller detaljerede beregninger.
Hypersonisk flow er opdelt i mange specielle tilfælde. At tildele HP til et eller andet strømningsregime er en vanskelig opgave på grund af "sløringen" af grænserne for tilstande, hvor dette fænomen i en gas detekteres eller bliver mærkbart fra synspunktet om den anvendte matematiske modellering .
I dette tilfælde kan den passerende luftstrøm betragtes som en ideel gasstrøm. HP i denne tilstand er stadig afhængig af Mach-tal, og simuleringen styres af temperaturinvarianter og ikke af den adiabatiske væg , hvilket er tilfældet ved lavere hastigheder. Den nedre grænse for dette område svarer til hastigheder på omkring 5 M, hvor scramjets med subsonisk forbrænding bliver ineffektive, og den øvre grænse svarer til hastigheder i området 10-12 M.
Det er en del af tilfældet med det ideelle gasstrømningsregime med høje hastigheder, hvor den passerende luftstrøm kan betragtes som kemisk ideel, men gassens vibrationstemperatur og rotationstemperatur [3] skal betragtes separat, hvilket fører til to separate temperaturmodeller. Dette er af særlig betydning ved design af supersoniske dyser , hvor vibrationsafkøling på grund af molekylær excitation bliver vigtig.
I dette tilfælde begynder gasmolekylerne at dissociere, når de kommer i kontakt med chokbølgen, der genereres af det bevægelige legeme. Strømningen begynder at variere for hver enkelt gas, der er under overvejelse, med sine egne kemiske egenskaber. Køretøjets karosserimateriales evne til at tjene som katalysator i disse reaktioner spiller en rolle i beregningen af overfladeopvarmning, hvilket betyder, at afhængigheden af det hypersoniske flow af det bevægelige legemes kemiske egenskaber viser sig. Den nedre grænse for regimet bestemmes af den første gaskomponent, der begynder at dissociere ved en given flowstagnationstemperatur , hvilket svarer til nitrogen ved 2000 K. Den øvre grænse for dette regime bestemmes af starten af ioniseringsprocesser af gasatomer i HP.
I dette tilfælde bliver antallet af elektroner tabt af atomerne signifikant, og elektronerne skal modelleres separat. Ofte betragtes elektrongassens temperatur isoleret fra andre gaskomponenter. Dette regime svarer til HP-hastighedsområdet på 10–12 km/s (> 25 M), og gassens tilstand er i dette tilfælde beskrevet ved hjælp af ikke-strålende eller ikke-strålende plasmamodeller .
Ved hastigheder over 12 km/s begynder varmeoverførslen til apparatet hovedsageligt at ske gennem stråleoverførsel, som begynder at dominere over termodynamisk overførsel sammen med en stigning i hastigheden. Gasmodellering er i dette tilfælde opdelt i to tilfælde:
Modellering af optisk tykke gasser er en vanskelig opgave, fordi på grund af beregningen af strålingsoverførslen ved hvert punkt i flowet, vokser mængden af beregninger eksponentielt med antallet af overvejede punkter.