Hyperschallgeschwindigkeit - Hypersonic speed

CFD- Bild der NASA X-43A bei Mach 7
Simulation der Hyperschallgeschwindigkeit (Mach 5)

In der Aerodynamik ist eine Hyperschallgeschwindigkeit eine Geschwindigkeit , die das 5-fache der Schallgeschwindigkeit überschreitet , die oft ab Geschwindigkeiten von Mach 5 und höher angegeben wird.

Die genaue Machzahl, bei der ein Flugzeug mit Hyperschallgeschwindigkeit fliegt, variiert, da einzelne physikalische Änderungen des Luftstroms (wie molekulare Dissoziation und Ionisation ) mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten auftreten; diese Effekte werden zusammen um Mach 5-10 wichtig. Der Hyperschallbereich kann alternativ auch als Geschwindigkeiten definiert werden, bei denen sich die spezifische Wärmekapazität mit der Temperatur der Strömung ändert, wenn kinetische Energie des bewegten Objekts in Wärme umgewandelt wird.

Fließeigenschaften

Während die Definition von Hyperschallströmung ziemlich vage sein kann und allgemein umstritten ist (insbesondere aufgrund des Fehlens einer Diskontinuität zwischen Überschall- und Hyperschallströmungen), kann eine Hyperschallströmung durch bestimmte physikalische Phänomene gekennzeichnet sein, die nicht mehr analytisch wie bei der Überschallströmung ausgeschlossen werden können . Die Besonderheit bei Hyperschallströmungen ist wie folgt:

  1. Stoßschicht
  2. Aerodynamische Heizung
  3. Entropieschicht
  4. Echtgaseffekte
  5. Effekte geringer Dichte
  6. Unabhängigkeit der aerodynamischen Koeffizienten mit Mach-Zahl.

Geringer Stoßabstand

Als eine Mach-Zahl erhöht sich der Körper, die Dichte hinter einem Bugstoßwelle durch den Körper erzeugt ebenfalls zunimmt, die aufgrund des Volumens hinter dem Stoß zu einer Abnahme entspricht Erhaltung der Masse . Folglich nimmt der Abstand zwischen Bugstoßdämpfer und Karosserie bei höheren Machzahlen ab.

Entropieschicht

Mit steigenden Mach-Zahlen nimmt auch die Entropieänderung über den Stoß zu, was zu einem starken Entropiegradienten und einer stark wirbelnden Strömung führt, die sich mit der Grenzschicht vermischt .

Viskose Wechselwirkung

Ein Teil der großen kinetischen Energie, die mit der Strömung bei hohen Mach-Zahlen verbunden ist, wandelt sich aufgrund von viskosen Effekten in innere Energie im Fluid um. Die Erhöhung der inneren Energie wird als Temperaturerhöhung realisiert. Da der Druckgradient senkrecht zur Strömung innerhalb einer Grenzschicht für niedrige bis moderate Hyperschall-Machzahlen ungefähr null ist, fällt der Temperaturanstieg durch die Grenzschicht mit einer Abnahme der Dichte zusammen. Dadurch dehnt sich der Boden der Grenzschicht aus, so dass die Grenzschicht über dem Körper dicker wird und oft in der Nähe der Körpervorderkante mit der Stoßwelle verschmelzen kann.

Hochtemperaturströmung

Hohe Temperaturen aufgrund einer Manifestation einer viskosen Dissipation verursachen chemische Fließeigenschaften, die nicht im Gleichgewicht sind, wie Schwingungsanregung und Dissoziation und Ionisierung von Molekülen, was zu einem konvektiven und strahlenden Wärmefluss führt .

Klassifizierung von Mach-Regimen

Obwohl sich "Unterschall" und "Überschall" normalerweise auf Geschwindigkeiten unterhalb bzw. oberhalb der lokalen Schallgeschwindigkeit beziehen, verwenden Aerodynamiker diese Begriffe oft, um sich auf bestimmte Bereiche von Mach-Werten zu beziehen. Dies geschieht, weil um M=1 herum ein " transsonisches Regime" existiert, in dem die Näherungen der Navier-Stokes-Gleichungen, die für die Unterschallberechnung verwendet werden, nicht mehr gelten, teilweise weil die Strömung lokal M=1 überschreitet, selbst wenn die Freistrom-Machzahl unter diesem Wert liegt.

Der "Überschallbereich" bezieht sich normalerweise auf die Menge von Mach-Zahlen, für die die linearisierte Theorie verwendet werden kann; B. dort, wo die ( Luft- )Strömung chemisch nicht reagiert und die Wärmeübertragung zwischen Luft und Fahrzeug bei Berechnungen vernünftigerweise vernachlässigt werden kann. Im Allgemeinen NASA definiert „high“ hypersoni wie jede Mach-Zahl von 10 bis 25, und Wiedereintrittsgeschwindigkeiten als etwas größer als Mach 25. Unter dem Raumschiff Betriebs in diesen Regimen zurückkehren Soyuz und Drachenraumkapseln ; das zuvor betriebene Space Shuttle ; verschiedene wiederverwendbare Raumschiffe in der Entwicklung wie SpaceX Starship und Rocket Lab Electron ; sowie (theoretische) Raumebenen .

In der folgenden Tabelle werden die "Regime" oder "Bereiche von Mach-Werten" anstelle der üblichen Bedeutungen von "Unterschall" und "Überschall" bezeichnet.

Regime Geschwindigkeit Allgemeine Flugzeugeigenschaften
Mach Nr mph km/h Frau
Unterschall < 0,8 < 614 < 988 < 274 Am häufigsten Propeller- und kommerzielle Turbofan- Flugzeuge mit großen (schlanken) Flügeln und abgerundeten Merkmalen wie Nase und Vorderkanten.
Transonic 0,8–1,2 614–921 988–1482 274–412 Transsonische Flugzeuge haben fast immer gepfeilte Flügel , die die Widerstandsdivergenz verzögern, überkritische Flügel , um das Einsetzen des Wellenwiderstands zu verzögern, und weisen oft Designs auf, die den Prinzipien der Whitcomb- Gebietsregel entsprechen .
Überschall 1,2–5 921–3836 1482–6174 412–1715 Flugzeug entworfen fliegen mit Überschallgeschwindigkeiten große Unterschiede in ihrer aerodynamischen Design zeigen , weil der radikalen Unterschiede im Verhalten von Fluidströmungen über Mach 1. Scharfe Kanten, dünne Tragfläche -sections und alle bewegenden Leitwerk / canards üblich sind. Moderne Kampfflugzeuge müssen Kompromisse eingehen, um das Handling bei niedriger Geschwindigkeit aufrechtzuerhalten. Zu den "echten" Überschallkonstruktionen gehören der F-104 Starfighter und die BAC/Aérospatiale Concorde .
Hyperschall 5–10 3836–7673 6174–12350 1715–3430 Gekühlte Nickel- oder Titanhaut ; Das Design ist hochintegriert, anstatt aus separaten, unabhängig konstruierten Komponenten zusammengebaut zu werden, da Interferenzeffekte dominieren, bei denen kleine Änderungen in einer Komponente große Änderungen des Luftstroms um alle anderen Komponenten verursachen, was wiederum deren Verhalten beeinflusst. Das Ergebnis ist, dass keine Komponente entworfen werden kann, ohne zu wissen, wie alle anderen Komponenten alle Luftströmungen um das Fahrzeug herum beeinflussen, und jegliche Änderungen an einer Komponente können eine gleichzeitige Neukonstruktion aller anderen Komponenten erfordern; kleine Flügel. Siehe Boeing X-51 Waverider , BrahMos-II , X-41 Common Aero Vehicle , DF-ZF , Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle , Shaurya-Rakete .
Hoch-Überschall 10–25 7673–19180 12350–30870 3430–8507 Die thermische Kontrolle wird zu einer dominierenden Designüberlegung. Die Konstruktion muss entweder für den Betrieb heiß ausgelegt oder durch spezielle Silikatfliesen oder ähnliches geschützt werden . Chemisch reagierende Strömung kann auch eine Korrosion der Fahrzeughaut verursachen, wobei freier atomarer Sauerstoff in Strömungen mit sehr hoher Geschwindigkeit auftritt. Beispiele sind der 53T6 (Mach 17), Hypersonic Technology Vehicle 2 (Mach 20), DF-41 (Mach 25), HGV-202F (Mach 20), Agni-V (Mach 24) und Avangard (Mach 27). Hyperschall-Designs werden oft in stumpfe Konfigurationen gezwungen , weil die aerodynamische Erwärmung mit einem reduzierten Krümmungsradius ansteigt .
Wiedereintrittsgeschwindigkeiten > 25 > 19030 > 30870 > 8575 Ablativer Hitzeschild; kleine oder keine Flügel; stumpfe Form. Siehe Wiedereintrittskapsel .

Ähnlichkeitsparameter

Die Kategorisierung des Luftstroms beruht auf einer Reihe von Ähnlichkeitsparametern , die die Vereinfachung einer nahezu unendlichen Anzahl von Testfällen in Ähnlichkeitsgruppen ermöglichen. Für transsonische und kompressible Strömungen erlauben allein die Mach- und Reynolds-Zahlen eine gute Kategorisierung vieler Strömungsfälle.

Hyperschallströmungen erfordern jedoch andere Ähnlichkeitsparameter. Erstens werden die analytischen Gleichungen für den schrägen Stoßwinkel bei hohen (~> 10) Mach-Zahlen nahezu unabhängig von der Mach-Zahl. Zweitens bedeutet die Bildung starker Erschütterungen um aerodynamische Körper, dass die Reynolds-Zahl der freien Strömung weniger nützlich ist, um das Verhalten der Grenzschicht über einem Körper abzuschätzen (obwohl sie immer noch wichtig ist). Schließlich bedeutet die erhöhte Temperatur von Hyperschallströmungen, dass reale Gaseffekte wichtig werden. Aus diesem Grund wird die Forschung im Bereich Hyperschall oft nicht als Aerodynamik , sondern als Aerothermodynamik bezeichnet .

Durch die Einführung von Realgaseffekten werden mehr Variablen benötigt, um den vollständigen Zustand eines Gases zu beschreiben. Während ein stehendes Gas durch drei Größen ( Druck , Temperatur , adiabatischer Index ) und ein bewegtes Gas durch vier ( Strömungsgeschwindigkeit ) beschrieben werden kann, benötigt ein heißes Gas im chemischen Gleichgewicht auch Zustandsgleichungen für die chemischen Bestandteile des Gases und a Gas im Nichtgleichgewicht löst diese Zustandsgleichungen unter Verwendung der Zeit als zusätzliche Variable. Dies bedeutet, dass für eine Nichtgleichgewichtsströmung zwischen 10 und 100 Variablen erforderlich sein können, um den Zustand des Gases zu einem bestimmten Zeitpunkt zu beschreiben. Außerdem folgen verdünnte Hyperschallströmungen (normalerweise definiert als solche mit einer Knudsen-Zahl über 0,1) nicht den Navier-Stokes-Gleichungen .

Hyperschallströmungen werden typischerweise nach ihrer Gesamtenergie kategorisiert, ausgedrückt als Gesamtenthalpie (MJ/kg), Gesamtdruck (kPa-MPa), Staudruck (kPa-MPa), Stautemperatur (K) oder Strömungsgeschwindigkeit (km/s). .

Wallace D. Hayes entwickelte einen Ähnlichkeitsparameter, ähnlich der Whitcomb Area Rule , der es ermöglichte, ähnliche Konfigurationen zu vergleichen.

Regime

Hyperschallströmung kann ungefähr in eine Reihe von Regimen unterteilt werden. Die Auswahl dieser Regime ist aufgrund der Verwischung der Grenzen, an denen ein bestimmter Effekt zu finden ist, grob.

Perfektes Gas

In diesem Regime kann das Gas als ideales Gas angesehen werden . Die Strömung in diesem Regime ist immer noch abhängig von der Machzahl. Simulationen beginnen, von der Verwendung einer Wand mit konstanter Temperatur abzuhängen, anstatt der adiabatischen Wand, die typischerweise bei niedrigeren Geschwindigkeiten verwendet wird. Die untere Grenze dieser Region liegt bei Mach 5, wo Staudüsen ineffizient werden, und die obere Grenze bei Mach 10-12.

Zwei-Temperatur-Idealgas

Dies ist eine Teilmenge des perfekten Gasregimes, bei dem das Gas als chemisch perfekt angesehen werden kann, die Rotations- und Schwingungstemperaturen des Gases jedoch getrennt betrachtet werden müssen, was zu zwei Temperaturmodellen führt. Siehe insbesondere die Modellierung von Überschalldüsen, bei denen Vibrationsfrosten wichtig wird.

Dissoziiertes Gas

In diesem Regime, zweiatomiges oder mehratomiges Gase (gef die Gase in den meisten Atmosphären) beginnen sich zu dissoziieren , wenn sie in Kontakt mit dem kommen Bugstoßwelle durch den Körper erzeugt werden . Bei der Berechnung der Flächenerwärmung spielt die Oberflächenkatalyse eine Rolle, sodass auch die Art des Oberflächenmaterials einen Einfluss auf die Strömung hat. Die untere Grenze dieses Regimes liegt dort, wo eine Komponente eines Gasgemisches zuerst im Staupunkt einer Strömung (der für Stickstoff bei etwa 2000 K liegt) zu dissoziieren beginnt. An der oberen Grenze dieses Regimes beginnen die Auswirkungen der Ionisation einen Einfluss auf die Strömung zu haben.

Ionisiertes Gas

In diesem Regime wird die ionisierte Elektronenpopulation des stagnierten Flusses signifikant, und die Elektronen müssen separat modelliert werden. Oftmals wird die Elektronentemperatur getrennt von der Temperatur der restlichen Gaskomponenten gehandhabt. Dieser Bereich tritt bei Freestream-Strömungsgeschwindigkeiten um 3-4 km/s auf. Gase in diesem Bereich werden als nicht strahlende Plasmen modelliert .

Strahlendominiertes Regime

Oberhalb von etwa 12 km/s ändert sich die Wärmeübertragung auf ein Fahrzeug von leitungsdominiert zu strahlungsdominiert. Die Modellierung von Gasen in diesem Regime wird in zwei Klassen eingeteilt:

  1. Optisch dünn : wo das Gas die von anderen Teilen des Gases emittierte Strahlung nicht reabsorbiert
  2. Optisch dick: wo die Strahlung als separate Energiequelle betrachtet werden muss.

Die Modellierung optisch dicker Gase ist äußerst schwierig, da durch die Berechnung der Strahlung an jedem Punkt der Rechenaufwand mit zunehmender Anzahl der betrachteten Punkte theoretisch exponentiell wächst.

Siehe auch

Motoren
Raketen
Andere Strömungsregime

Verweise

  • Anderson, John (2006). Hyperschall- und Hochtemperatur-Gasdynamik (Zweite Aufl.). AIAA-Bildungsreihe. ISBN 1-56347-780-7.

Externe Links