hypervelocity de zbor face parte modul de zbor supersonic și este implementat într-un flux de gaz supersonică. Fluxul de aer supersonic este fundamental diferită de dinamica zborului aeronavelor subsonice și la viteze de peste viteza sunetului (peste 1,2 M) este fundamental diferită de zbor subsonic (0,75 M, vitezele variază de 0.75-1.2 M se numește viteza transonic ).
Determinarea limitei inferioare a hypervelocity asociate în mod normal cu începutul ionizarea moleculelor și proceselor de disociere în stratul limită (PS) despre un aparat care se deplasează în atmosferă, care începe să apară la circa 5 M. De asemenea, această viteză este caracterizat prin aceea că motorul statoreactor ( " statoreactor „) cu ardere subsonică de combustibil (“ SPVRD „) devine inutilă datorită frecării extrem de mare, care are loc în timpul frânării trecerea aerului într-un motor de acest tip. Astfel, într-un interval de viteză hipersonic pentru a continua zborul posibil să se utilizeze numai un motor rachetă sau statoreactor hipersonic (scramjet) cu o combustie supersonică de combustibil.
În timp ce determinarea debitului hipersonic (GP) este controversată din cauza lipsei unei limite clare între fluxurile supersonice și hipersonice, SE pot fi caracterizate prin anumite fenomene fizice, care nu pot fi ignorate atunci când se analizează, și anume:
- un strat subțire de unda de șoc;
- formarea straturilor de șoc vâscoase;
- apariția undelor de instabilitate în PS nu sunt specifice sub- și fluxurile supersonic [1];
- flux de temperatură ridicată [2].
shockwave în strat subțire
Odată cu creșterea vitezei și numărul Mach corespunzător, densitatea în spatele undei de șoc (SW) este crescută, ceea ce corespunde unei scăderi a volumului din spatele undei de șoc din cauza conservării masei. Prin urmare, un strat de undă de șoc, adică volumul dintre aparat și HC devine subțire, la un număr mare Mach, creând un strat limită subțire (FS) în jurul aparatului.
Educație straturi șoc vâscoase
O parte din energia cinetică mare conținută în fluxul de aer, cu M> 3 (debit vâscoasă) este transformată în energie internă datorită interacțiunii vâscoasă. Creșterea energiei interne se realizează în creșterea temperaturii. Deoarece gradientul de presiune direcționată de-a lungul normala la fluxul de gaz în stratul limită, este aproximativ egal cu zero, o creștere semnificativă a temperaturii la un numar mare Mach duce la o scădere a densității. Astfel, suprafața PS crește mașină și la un număr mare Mach fuzionează cu un strat subțire de undă de șoc în apropierea prova, formând un strat vâscos de șoc.
Apariția undelor instabilitate în SS, nu este caracteristic sub- și fluxurile supersonice
Problema importantă a tranziției de flux laminar la curgerea turbulentă, în cazul aeronavelor rolul-cheie jucat de valuri de instabilitate generată în PS. Creșterea și cuplarea neliniara ulterioară a acestor unde convertește flux inițial laminar pentru curgerea turbulentă. La viteze de sub-și supersonice, un rol-cheie în tranziția laminar-turbulent juca un val Tollmien-Schlichting cu natura vortex. Deoarece M = 4,5 până la SM apar și să înceapă să domine tipul acustic val (moda II mekavskaya sau modul), prin care o tranziție turbulenței în scenariile de tranziție clasice (există, de asemenea, un mecanism de tranziție de trecere) [1].
curgere la temperatură ridicată
debit mare în unitatea de punctul frontal (punctul de frânare sau zonă) determină încălzirea gazului la temperaturi foarte ridicate (până la câteva mii de grade). Temperaturile ridicate, la rândul lor, de a crea proprietăți neechilibru chimice ale curentului, care sunt în disocierea și recombinarea moleculelor de gaz, ionizare a atomilor în reacții chimice și să curgă de la suprafața dispozitivului. În aceste condiții, procesele pot fi prin convecție termică semnificativă și radiație [2].
Parametrii fluxurilor de gaz sunt descrise, de obicei, un set de criterii de similitudine. care permit reducerea numărului practic infinit de stări fizice, în care grupurile de similitudine și permit compararea fluxurilor de gaze cu diferiți parametri fizici (presiune, temperatură, viteză etc.) între ele. Este pe acest principiu se bazează experimente în tuneluri de vânt și transferarea rezultatelor acestor experimente pe aeronave reale, în ciuda faptului că modelele de rezoluție experimente tub, viteza de curgere a sarcinii termice și așa mai departe. Poate diferi de modurile efective de zbor, în timp ce la același parametrii de timp de scalare (numere Mach, Reynolds, Stanton, etc.) corespund zbor.
Pentru curgerea transonic și supersonice și compresibil, în majoritatea cazurilor, parametri, cum ar fi numărul Mach (raportul debitului de viteză la viteza locală a sunetului) și Reynolds suficient pentru un sistem complet fluxuri descriere. Pentru un flux hipersonic al acestor parametri este de multe ori nu este suficient. În primul rând, care descrie forma ecuațiile undelor de șoc devin practic independent, la viteze de 10 M. În al doilea rând, temperatura crescută a debitului hipersonic înseamnă că efectele legate de gazele non-ideale sunt vizibile.
Pentru aplicații de inginerie, U. D. Heyes dezvoltat parametrul de scalare este aproape de regula zona Whitcomb. care permite inginerilor să utilizeze rezultatele unei serii de teste sau calcule efectuate pentru același model, dezvoltarea unei familii de model de configurație similară, aceasta nu efectuează teste suplimentare sau calcule detaliate.
flux hipersonic este divizat într-o multitudine de cazuri individuale. Clasificarea GP unul cu altul sau regimul de curgere este o sarcină dificilă din cauza „tave de“ granițele de stat, la care acest fenomen este găsit într-un gaz sau devine vizibilă în ceea ce privește modelarea matematică.
perfectă de gaz
În acest caz, trecerea fluxului de aer poate fi considerată ca un flux ideală de gaz. SE în acest regim este încă dependentă de numărul de Mach și modelarea ghidate temperatură invariant. mai degrabă decât peretele adiabatic. care are loc la viteze mai mici. Limita de jos a acestei zone corespunde unei rate de aproximativ 5 M, unde SPVRD cu ardere subsonică sunt ineficiente, iar limita superioară corespunde vitezei în regiunea 10-12 M.
Gazul ideala cu doua temperaturi
Face parte dintr-un regim de curgere gaz ideal cu valori mari ale vitezei, în care debitul de aer care trece poate fi considerat chimic perfect, dar temperatura a vibrațiilor și a temperaturii gazului de rotație [3] ar trebui să fie luate în considerare separat, ceea ce conduce la două model de temperatură separat. Acest lucru este deosebit de important în proiectarea duzelor supersonice. în care răcirea vibratorie datorită excitației moleculare devine critică.
gaz disociata
gaz ionizat
În acest caz, numărul de electroni pierdut atomi și electroni devine important să fie modelate separat. Adesea Temperatura gazului de electroni este considerată izolat de celelalte componente ale gazului. Acest mod corespunde intervalului de viteze de SE de 10-12 km / s (> 25 M) și starea gazului în acest caz, este descris cu ajutorul modelelor de plasmă neradiativ sau non-emițătoare.
modul de transfer de dominație radiații
La viteze mai mari de transfer de căldură unitate de 12 km / s începe să apară în principal prin transferul de radiații care începe să domine transferul termodinamic odată cu creșterea vitezei. Simularea de gaz în acest caz, este împărțit în două cazuri:
- optic subțire - în acest caz se presupune că gazul nu se resoarbe radiatii care provine din alte părți sau unități de volum selectate;
- optic gros - care ia în considerare absorbția radiației de plasmă, care este apoi re-emis în inclusiv corpul dispozitivului.
Modelarea gazelor optic groase este o sarcină dificilă, deoarece datorită calculelor de transfer radiative în fiecare punct al valorii debitului de creșteri de calcul exponențial cu creșterea numărului de puncte luate în considerare.