Hypersonique

En aérodynamique , les vitesses hypersoniques du sont des vitesses qui sont fortement le supersonique. Dans les années 70 la limite est généralement venue pour se rapporter à des vitesses du mach 5 (5 fois de la vitesse du bruit) et en haut. Le régime hypersonique est un sous-ensemble du régime supersonique.

Le flux d'air supersonique est décidément différent de l'écoulement subsonique. Presque tout au sujet de la manière un avion pilote des changements nettement pendant qu'un avion accélère aux vitesses supersoniques. Même avec cette délimitation forte, il reste une certaine discussion quant à la définition du " ; supersonic" ;. Une définition est que les avions, dans son ensemble, voyage au mach 1 ou plus grand. Des définitions plus techniques déclarent que vous êtes seulement supersonique si le flux d'air au-dessus de l'avion entier est supersonique, qui se produit autour du mach 1.2 sur des conceptions typiques.2 est donc considéré le transsonique.

Vu les problèmes avec cette définition simple, il devrait n'être aucune surprise que le nombre de mach précis auquel on peut dire qu'un métier est entièrement hypersonique soit bien plus évasif, d'autant plus que les changements d'examen médical du flux d'air (dissociation moléculaire , ionisation ) se produisent aux vitesses très différentes. Généralement, une combinaison des effets deviennent " important ; dans son ensemble " ; autour du mach 5. Le régime hypersonique est souvent défini comme vitesses où les statoréacteurs ne produisent pas la poussée nette. C'est une définition nébuleuse en soi, car là existe un changement proposé pour leur permettre de fonctionner dans le régime hypersonique (le Scramjet ).

Caractéristiques d'écoulement hypersonique

Tandis que la définition de l'écoulement hypersonique peut être tout à fait vague et est généralement discutable (particulièrement en raison du manque de discontinuité entre les écoulements supersoniques et hypersoniques), un écoulement hypersonique peut être caractérisé par certains phénomènes physiques qui peuvent plus n'être analytiquement escomptés comme dans l'écoulement supersonique. Ces phénomènes incluent :

Amincir la couche de choc

À mesure que les nombres de mach augmentent, la densité derrière le choc augmente également, qui correspond à une diminution de volume derrière l'onde choc due à la conservation de Massachusetts. En conséquence, la couche de choc, que volume entre le corps et l'onde choc, est mince aux nombres de mach élevés.

Couche d'entropie

À mesure que les nombres de mach augmentent, le changement d'entropie à travers le choc augmente également, qui a comme conséquence un écoulement fortement vortical d'entropie un gradient fort et qui se mélange à la couche limite.

Interaction visqueuse

Une partie de la grande énergie cinétique liée à l'écoulement aux nombres de mach élevés transforme en énergie interne dans le fluide dû aux effets visqueux. L'augmentation de l'énergie interne est réalisée comme augmentation de la température. Puisque la normale de gradient de pression à l'écoulement dans une couche limite est zéro, l'augmentation de la température par la couche limite coïncide avec une diminution de densité. Ainsi, la couche limite au-dessus du corps se développe et peut souvent fusionner avec la couche mince de choc.

Écoulement à hautes températures

Les températures ont discuté précédemment comme manifestation des propriétés chimiques d'écoulement de dissipation de non-équilibre visqueux de cause telles que la dissociation et l'ionisation des molécules ayant pour résultat le chauffage convecteur et radiatif.

Effets hypersoniques

Le régime d'écoulement hypersonique est caractérisé par un certain nombre d'effets qui ne sont pas trouvés dans l'opération typique d'avions aux bas nombres de mach subsoniques que les effets dépendent fortement de la vitesse et du type de véhicule à l'étude.

Paramètres hypersoniques de similitude

La catégorisation du flux d'air se fonde sur un certain nombre de paramètres de similitude de , qui permettent la simplification d'un nombre presque infini de cas de test dans des groupes de similitude. Pour transsonique et le compressibles coulent, le mach et les nombres de Reynolds seul permettent la bonne catégorisation de beaucoup de cas d'écoulement.

Les écoulements hypersoniques, cependant, exigent d'autres paramètres de similitude. Premièrement, les équations analytiques pour l'angle oblique de choc de vont bien presque à l'indépendant du nombre de mach à la haute (~>10) nombres de mach. Deuxièmement, la formation des chocs forts autour des corps aérodynamiques signifient que le nombre de Reynolds de freestream est moins utile comme évaluation du comportement de la couche limite au-dessus d'un corps (bien qu'il est encore important). En conclusion, la plus grande température des écoulements hypersoniques signifient que les vrais effets du gaz deviennent importants. Pour cette raison, la recherche dans le hypersonics désigné souvent sous le nom de l'aérothermodynamique , plutôt que l'aérodynamique .

L'introduction des effets de vrai gaz signifient que plus de variables sont exigées pour décrire le plein état d'un gaz. Considérant qu'un gaz stationnaire peut être décrit par trois variables (pression , la température , index adiabatique ), et un gaz mobile par quatre (vitesse ), un à gaz chaud dans l'équilibre chimique exige également des équations d'état pour les composants chimiques du gaz, et un gaz dans le non-équilibre résout ces équations d'état using le temps comme variable supplémentaire. Ceci signifie que pour un écoulement déséquilibré, quelque chose entre 10 et 100 variables peut être exigée pour décrire l'état du gaz à un moment donné. En plus, les écoulements hypersoniques raréfiés (habituellement définis en tant que ceux avec un nombre de Knudsen au-dessus d'un) ne suivent pas le Navier-Charge des équations de .

Des écoulements hypersoniques sont typiquement classés par catégorie par leur énergie totale, exprimée comme l'enthalpie totale (MJ/kg) de , la pression totale (kPa-MPA), la pression génératrice (kPa-MPA), la température de stagnation (k), ou la vitesse (km/s). Hayes a développé un paramètre de similitude, semblable à la règle de région de Whitcomb de , qui a permis aux configurations semblables d'être comparées.

Régimes hypersoniques

L'écoulement hypersonique peut être approximativement séparé dans un certain nombre de régimes. Le choix de ces régimes est rugueux, en raison du flou des frontières où un effet particulier peut être trouvé.

Gaz parfait

Dans ce régime, le gaz peut être considéré comme un gaz idéal . L'écoulement dans ce régime est toujours personne à charge de nombre de mach. Les simulations commencent à dépendre de l'utilisation d'un mur de la constant-température, plutôt que le mur adiabatique typiquement utilisé aux vitesses inférieures. La frontière inférieure de cette région est autour du mach 5, où les statoréacteurs deviennent inefficaces, et de la frontière supérieure autour du mach 10-12.

gaz idéal de la Deux-température

C'est un sous-ensemble du régime de gaz parfait, où le gaz peut être considéré chimiquement parfait, mais les températures de rotation et vibratoires du gaz doivent être considérées séparément, menant à deux modèles de la température. Voir en particulier la modélisation des tuyères supersoniques, où la congélation vibratoire devient importante.

Gaz dissocié

Dans ce régime, les gaz multimoléculaires commencent au dissocient pendant qu'ils entrent en contact avec l'onde de choc à l'avant produite par le corps. Le type de gaz choisi commence à avoir un effet sur l'écoulement. Le catalycity extérieur joue un rôle dans le calcul du chauffage extérieur, signification que le choix du matériel extérieur commence également à avoir un effet sur l'écoulement. La frontière inférieure de ce régime est où le premier composant d'un mélange de gaz commence à dissocier au point d'arrêt d'un écoulement (Nitrogen~2000 K). La frontière supérieure de ce régime est où les effets de l'ionisation commencent à avoir un effet sur l'écoulement.

Gaz ionisé

Dans ce régime que le a ionisé la population d'électron de de l'écoulement stagné devient significatif, et les électrons doivent être modelés séparément. Souvent la température d'électron est manipulée séparément de la température des composants restants de gaz. Cette région se produit pour des vitesses de freestream autour de 10-12 gaz de km/s. dans cette région sont modelées en tant que plasmas de non-rayonnement.

régime Rayonnement-dominé

Au-dessus d'environ 12 km/s, le transfert de chaleur à un véhicule change conducteur de l'domination en radiatively dominé. La modélisation des gaz dans ce régime est coupée en deux classes : Amincir optiquement : là où le gaz ne réabsorbe pas le rayonnement émis d'autres parties du

de gaz Optiquement profondément : là où le rayonnement doit être considéré comme source d'énergie séparée. La modélisation des gaz optiquement épais est extrêmement difficile, puisque, en raison du calcul du rayonnement à chaque point, la charge de calcul augmente théoriquement exponentiellement comme le nombre de points a considéré des augmentations.

Voir également

Ré-entrée atmosphérique
Moteur-fusées De
Scramjet
Skylon / SABRE / LAPCAT
Waverider

Autre coulent des régimes

Écoulements subsoniques du . < ! -- Changer ce lien en écoulements subsoniques si cet article est créé. À partir du 20 décembre 2006, le subsonique porte le lecteur à la page de désambiguisation. -->
Écoulements transsoniques du .
Écoulements supersoniques du .

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