 | Эта статья поднимает множество проблем. Пожалуйста, помогите улучшить его или обсудите эти проблемы на странице обсуждения . ( Узнайте, как и когда удалить эти сообщения-шаблоны ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )
|
_Mach_7_computational_fluid_dynamic_(CFD).jpg/440px-X-43A_(Hyper_-_X)_Mach_7_computational_fluid_dynamic_(CFD).jpg)
_Mach_7_computational_fluid_dynamic_(CFD).jpg){kind=link}
В аэродинамике гиперзвуковая скорость - это скорость, которая значительно превышает скорость звука , часто указываемую как скорость, равную 5 Махам и выше. [1]
Точное число Маха, при котором можно сказать, что аппарат летит с гиперзвуковой скоростью, меняется, поскольку отдельные физические изменения в воздушном потоке (например, диссоциация молекул и ионизация ) происходят с разными скоростями; в совокупности эти эффекты становятся важными около 5-10 Маха. Гиперзвуковой режим также можно альтернативно определить как скорости, при которых удельная теплоемкость изменяется в зависимости от температуры потока, поскольку кинетическая энергия движущегося объекта преобразуется в тепло. [2]
Характеристики потока [ править ]
Хотя определение гиперзвукового потока может быть довольно расплывчатым и в целом спорным (особенно из-за отсутствия разрыва между сверхзвуковыми и гиперзвуковыми потоками), гиперзвуковой поток может характеризоваться определенными физическими явлениями, которые нельзя более аналитически игнорировать, как в сверхзвуковом потоке. . Особенности гиперзвуковых течений заключаются в следующем:
- Шоковый слой
- Аэродинамический обогрев
- Энтропийный слой
- Эффекты реального газа
- Эффекты низкой плотности
- Независимость аэродинамических коэффициентов от числа Маха.
Небольшое расстояние отрыва от ударов [ править ]
По мере увеличения числа Маха тела плотность за головной ударной волной, создаваемой телом, также увеличивается, что соответствует уменьшению объема за ударной волной из-за сохранения массы . Следовательно, расстояние между головной ударной волной и телом уменьшается с увеличением числа Маха.
Слой энтропии [ править ]
По мере увеличения числа Маха, то энтропия изменения поперек шока также увеличивается, что приводит к сильному энтропии градиента и высоко вихревое поток , который смешивается с пограничным слоем .
Вязкое взаимодействие [ править ]
Часть большой кинетической энергии, связанной с потоком при высоких числах Маха, преобразуется во внутреннюю энергию в жидкости из-за эффектов вязкости. Увеличение внутренней энергии реализуется как повышение температуры. Поскольку градиент давления, нормальный к потоку внутри пограничного слоя, приблизительно равен нулю для гиперзвуковых чисел Маха от низких до умеренных, повышение 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 около передней кромки тела.
Высокотемпературный поток [ править ]
Высокие температуры из-за проявления вязкой диссипации вызывают неравновесные свойства химического потока, такие как колебательное возбуждение, диссоциацию и ионизацию молекул, что приводит к конвективному и лучистому тепловому потоку .
Классификация режимов Маха [ править ]
Хотя «дозвуковой» и «сверхзвуковой» обычно обозначают скорости ниже и выше локальной скорости звука соответственно, аэродинамики часто используют эти термины для обозначения определенных диапазонов значений Маха. Это происходит потому, что около M = 1 существует « околозвуковой режим», в котором приближения уравнений Навье – Стокса, используемые для дозвукового расчета, больше не применяются, отчасти потому, что поток локально превышает M = 1, даже когда набегающий поток [ требуется пояснение ] число Маха ниже это значение.
«Сверхзвуковой режим» обычно относится к набору чисел Маха, для которого можно использовать линеаризованную теорию; например, там, где ( воздушный ) поток не вступает в химическую реакцию и где теплопередача между воздухом и транспортным средством может разумно не учитываться в расчетах. Обычно НАСА определяет «высокий» гиперзвуковой как любое число Маха от 10 до 25, а скорость входа в атмосферу - как любое число, превышающее 25 Маха. Среди самолетов, работающих в этом режиме, есть Space Shuttle и (теоретически) различные развивающиеся космические самолеты .
В следующей таблице даны ссылки на «режимы» или «диапазоны значений Маха» вместо обычных значений «дозвуковой» и «сверхзвуковой».
| Режим | Скорость | Общие характеристики самолета | |||
|---|---|---|---|---|---|
| Мах Нет | миль / ч | км / ч | РС | ||
| Дозвуковой | <0,8 | <614 | <988 | <274 | Чаще всего винтовые и коммерческие турбовентиляторные самолеты с большим удлинением (тонкими) крыльями и закругленными элементами, такими как носовая часть и передние кромки. |
| Трансзвуковой | 0,8–1,2 | 614–921 | 988–1482 | 274–412 | Трансзвуковые летательные аппараты почти всегда имеют стреловидные крылья, которые задерживают расхождение лобового сопротивления, сверхкритические крылья для задержки начала волнового сопротивления и часто имеют конструкции, соответствующие принципам правила площади Уиткомба . |
| Сверхзвуковой | 1,2–5 | 921–3836 | 1482–6174 | 412–1715 | Самолет рассчитан на полет на сверхзвуковых скоростях показывают большие различия в их аэродинамической конструкции из - за радикальных различий в поведении потоков жидкости выше Маха 1. Острые края, тонких аэродинамических профилей -сечений, и все движущиеся стабилизатором / утками являются общими. Современные боевые самолеты должны идти на компромисс, чтобы поддерживать управляемость на малых скоростях; «Настоящие» сверхзвуковые разработки включают истребители F-104 и BAC / Aérospatiale Concorde . |
| Гиперзвуковой | 5–10 | 3836–7673 | 6174–12350 | 1715–3430 | Охлажденная никелевая или титановая кожа; конструкция является высоко интегрированной, а не собранной из отдельных независимо разработанных компонентов, из-за преобладания эффектов интерференции, когда небольшие изменения в каком-либо одном компоненте вызовут большие изменения воздушного потока вокруг всех других компонентов, что, в свою очередь, влияет на их поведение. В результате нельзя спроектировать ни один компонент, не зная, как все остальные компоненты повлияют на все воздушные потоки вокруг летательного аппарата, и любые изменения любого компонента могут потребовать перепроектирования всех других компонентов одновременно; маленькие крылья. См. Boeing X-51 Waverider , BrahMos-II , X-41 Common Aero Vehicle , DF-ZF ,Автомобиль-демонстратор гиперзвуковых технологий , ракета "Шаурья" . |
| Высокогиперзвуковой | 10–25 | 7673–19180 | 12350–30870 | 3430–8507 | Температурный контроль становится доминирующим соображением при проектировании. Конструкция должна быть спроектирована для работы в горячем состоянии или быть защищена специальной силикатной плиткой или аналогичным материалом. Химически реагирующий поток также может вызвать коррозию обшивки автомобиля, при этом свободный атомарный кислород присутствует в очень высокоскоростных потоках. Примеры включают 53T6 (17 Махов), Hypersonic Technology Vehicle 2 (20 Махов), DF-41 (25 Махов), HGV-202F (20 Махов) [3] Agni-V (24 Махов) и Авангард (27 Махов). Гиперзвуковые конструкции часто имеют тупую форму из-за повышения аэродинамического нагрева с уменьшениемрадиус кривизны . |
| Скорость повторного входа | > 25 | > 19030 | > 30870 | > 8575 | Абляционный теплозащитный экран; маленькие или без крыльев; тупая форма. См. « Капсула повторного входа» . |
Параметры подобия [ править ]
Категоризация воздушного потока основана на ряде параметров подобия , которые позволяют упростить почти бесконечное количество тестовых примеров в группы подобия. Для околозвуковых и сжимаемой жидкости , то Маха и Рейнольдса числа сами по себе обеспечивают хорошую категоризацию многих случаях потока.
Однако для гиперзвуковых течений требуются другие параметры подобия. Во-первых, аналитические уравнения для угла наклона скачка уплотнения почти не зависят от числа Маха при высоких (~> 10) числах Маха. Во-вторых, образование сильных ударов 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 гиперзвуковых потоков означает, что эффекты реального газа становятся важными. По этой причине исследования в области гиперзвука часто называют аэротермодинамикой , а не аэродинамикой .
Введение эффектов реального газа означает, что для полного описания 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 в химическом равновесии также требует уравнений состояния для химических компонентов газа и газ в неравновесном состоянии решает эти уравнения состояния, используя время как дополнительную переменную. 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 подчиняются уравнениям Навье – Стокса .
Гиперзвуковые потоки обычно классифицируются по их общей энергии, выраженной как общая энтальпия (МДж / кг), полное давление (кПа-МПа), давление торможения (кПа-МПа), температура торможения (K) или скорость потока (км / с). .
Уоллес Д. Хейс разработал параметр подобия, аналогичный правилу площади Уиткомба , который позволял сравнивать похожие конфигурации.
Режимы [ править ]
Гиперзвуковое течение можно приблизительно разделить на несколько режимов. Выбор этих режимов грубый из-за размытия границ, где можно обнаружить тот или иной эффект.
Идеальный газ [ править ]
В этом режиме газ можно рассматривать как идеальный газ . Расход в этом режиме все еще зависит от числа Маха. Моделирование начинает зависеть от использования стенки с постоянной температурой, а не адиабатической стенки, обычно используемой при более низких скоростях. Нижняя граница этой области составляет около 5 Махов, когда ПВРД становятся неэффективными, а верхняя граница - около 10-12 Махов.
Двухтемпературный идеальный газ [ править ]
Это подмножество режима идеального газа, в котором газ можно считать химически совершенным, но вращательную и колебательную температуры газа следует рассматривать отдельно, что приводит к двум температурным моделям. См., В частности, моделирование сверхзвуковых сопел, где становится важным вибрационное замораживание.
Диссоциированный газ [ править ]
В этом режиме двухатомные или многоатомные газы (газы, присутствующие в большинстве атмосфер) начинают диссоциировать, когда они вступают в контакт с головной ударной волной, создаваемой телом. Катализ поверхности играет роль в расчете нагрева поверхности, а это означает, что тип материала поверхности также влияет на поток. На нижней границе этого режима любой компонент газовой смеси сначала начинает диссоциировать в точке торможения потока (которая для азота составляет около 2000 K). На верхней границе этого режима эффекты ионизации начинают сказываться на потоке.
Ионизированный газ [ править ]
В этом режиме заселенность ионизированных электронов застойного потока становится значительной, и электроны необходимо моделировать отдельно. Часто с температурой электронов обращаются отдельно от температуры остальных компонентов газа. Эта область встречается при скоростях набегающего потока около 3-4 км / с. Газы в этой области моделируются как неизлучающая плазма .
Режим с преобладанием излучения [ править ]
При скорости выше 12 км / с передача тепла транспортному средству меняется с преобладающей кондуктивной на радиационную. Моделирование газов в этом режиме делится на два класса:
- Оптически тонкий : газ не поглощает повторно излучение, исходящее от других частей газа.
- Оптически толстый: излучение следует рассматривать как отдельный источник энергии.
Моделирование оптически толстых газов чрезвычайно сложно, поскольку из-за расчета излучения в каждой точке вычислительная нагрузка теоретически увеличивается экспоненциально по мере увеличения количества рассматриваемых точек.
См. Также [ править ]
- Сверхзвуковой транспорт
- Подъемное тело
- Вход в атмосферу
- Гиперзвуковой полет
- Проект DARPA Falcon
- Reaction Engines Skylon (исследование дизайна)
- Реакционные двигатели A2 (проектное исследование)
- HyperSoar (концепция)
- X-51 Вэйверидер
- X-20 Dyna-Soar (отменен)
- Rockwell X-30 (отменен)
- Аватар RLV (Индийское концептуальное исследование 2001 г.)
- Автомобиль-демонстратор гиперзвуковых технологий (индийский проект)
- Аякс (российский проект волнового райдера 1990-х годов)
- Авангард (российский гиперзвуковой планер, в строю)
- DF-ZF (китайский гиперзвуковой глиссирующий аппарат, готов к эксплуатации)
- Lockheed Martin SR-72 (планируется)
- Двигатели
- Ракетный двигатель
- Ramjet
- Скрэмджет
- Двигатели реакции SABRE , LAPCAT (проектные исследования)
- Ракеты
- Баллистическая ракета " Шаурья" (ракета) - Индия (начало производства)
- Крылатая ракета BrahMos-II - (в разработке)
- Баллистическая ракета малой дальности 9К720 Искандер Россия (Состоит на вооружении)
- Противокорабельная гиперзвуковая крылатая ракета 3М22 Циркон (в производстве)
- Р-37 (ракета) Гиперзвуковая ракета класса " воздух-воздух" (в строю)
- Х-47М2 Кинжал Гиперзвуковая баллистическая ракета воздушного базирования (в строю)
- Другие режимы течения
- Дозвуковой полет
- Трансзвуковой
- Сверхзвуковая скорость
Ссылки [ править ]
- ^ Galison, P .; Роланд, А., ред. (2000). Атмосферный полет в двадцатом веке . Springer. п. 90. ISBN 978-94-011-4379-0.
- ^ «Удельная теплоемкость, калорийно несовершенный газ» . НАСА . Проверено 27 декабря 2019 .
- ^ https://www.issuewire.com/india-ready-to-test-hypersonic-glide-vehicle-1674805094079904
- Андерсон, Джон (2006). Гиперзвуковая и высокотемпературная газовая динамика (2-е изд.). Образовательная серия AIAA. ISBN 1-56347-780-7.
Внешние ссылки [ править ]
 | Викискладе есть медиафайлы по теме гиперсоники . |
- Руководство НАСА по гиперзвуку
- Группа гиперсоники в Имперском колледже
- Центр гиперзвуковых исследований Университета Квинсленда
- Группа высокоскоростного потока в Университете Нового Южного Уэльса
- Группа гиперсоники Оксфордского университета
