Viteza hipersonească este

Informații generale

Zborul cu viteză hipersonică face parte din regimul de zbor supersonic și se efectuează într-un flux de gaz supersonic. 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 ( " RVRD ") cu arderea subsonică a combustibilului (" SPVRD ") devine inutil datorită frecării extrem de ridicate care are loc atunci când aerul care trece în motorul de acest tip frânează. Astfel, în gama hipertensivă de viteze, este posibil să se folosească doar un motor cu rachetă sau un pistol hipersonic (GRVRD) cu combustie supersonică de combustibil pentru a continua zborul.

Caracteristicile fluxului

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:

strat subțire de undă de șoc;
formarea straturilor de șoc vâscoase;
apariția undelor de instabilitate în SS, care nu sunt caracteristice fluxurilor pre- și supersonice [1];
fluxul de temperatură înaltă [2].

Strat subțire al undelor de șoc

Pe măsură ce crește viteza și numărul Mach corespunzător, crește și densitatea din spatele undei de șoc (SW), ceea ce corespunde unei scăderi a volumului din spatele HC datorită conservării masei. Prin urmare, stratul de undă de șoc, adică volumul dintre aparat și SW, devine subțire la numerele mari ale Mach, creând un strat de limită subțire (PS) în jurul aparatului.

Formarea straturilor de șoc vâscoase

O parte din energia cinetică mare închisă în fluxul de aer, pentru M> 3 (flux vâscos) este transformată în energie internă datorită interacțiunii vâscoase. Creșterea energiei interne se realizează prin creșterea temperaturii. Deoarece gradientul de presiune îndreptat de-a lungul normalului către fluxul din stratul de graniță este aproximativ egal cu zero, o creștere substanțială a temperaturii pentru numerele mari de Mach duce la o scădere a densității. Astfel, PS-ul pe suprafața aparatului crește și, pentru numerele mari Mach, se îmbină cu un strat subțire al undei de șoc în apropierea nasului, formând un strat de șoc vâscos.

Apariția undelor de instabilitate în PS, care nu este caracteristică fluxurilor pre- și supersonice

Rolul important în tranziția fluxului laminar la fluxul turbulent pentru cazul fluxului unei aeronave este jucat de undele de instabilitate formate în SS. Creșterea și interacțiunea neliniară ulterioară a acestor valuri transformă fluxul laminar inițial într-un flux turbulent. La viteze pre- și supersonice, undele Tolmin-Schlichting, care au o natură vortex, joacă un rol-cheie în tranziția laminar-turbulentă. 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].

Temperatură de înaltă temperatură

Debitul de mare viteză în punctul frontal al aparatului (punctul sau regiunea de frânare) 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 de convecție și de transfer termic prin radiații pot fi semnificative [2].

Parametrii de similaritate

Parametrii fluxurilor de gaze sunt descriși de obicei printr-un set de criterii de similitudine. care ne permit să reducem un număr aproape nelimitat de stări fizice în grupuri de similitudini și care ne permit să comparăm fluxurile de gaze cu parametri fizici diferiți (presiune, temperatură, viteză etc.) între ei. 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 timp, parametrii asemănării (numărul Mach, Reynolds, Stanton, etc.) corespund zborului.

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 nu este adesea suficient. În primul rând, ecuațiile care descriu forma undelor de șoc devin practic independente la viteze de 10 M. În al doilea rând, creșterea temperaturii fluxului hipersonic înseamnă că efectele legate de gazele nonideale devin vizibile.

Pentru aplicații inginerești, W. D. Hayes a dezvoltat un parametru de similaritate aproape de regula pătratelor Witcombe. care permite inginerilor să aplice rezultatele unei serii de teste sau calcule efectuate pentru un model la dezvoltarea unei întregi familii de configurații similare de model fără a efectua teste suplimentare sau calcule detaliate.

Lista modurilor

Debitul hipersonic este împărțit într-o serie de cazuri speciale. 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.

Perfect gaz

În acest caz, debitul de aer trece poate fi considerat un flux ideal de gaze. GP în acest mod depinde încă de numerele Mach și simularea este ghidată de invarianți de temperatură. dar nu un zid 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.

Gaz ideal cu două 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 are o importanță deosebită în proiectarea duzei supersonice. unde răcirea vibrațională datorată excitației moleculelor devine importantă.

Gaz disociat

Gaz ionizat

În acest caz, numărul de electroni pierduți de atomi devine semnificativ și electronii trebuie modelați separat. Adesea, temperatura gazului de electroni este considerată a fi izolată de alte componente ale gazului. Acest mod corespunde unei game de viteze GP de 10-12 km / s (> 25 M), iar starea gazului în acest caz este descrisă utilizând modele de plasmă nonradiativă sau nonradiativă.

Modul de dominare a transferului de radiații

La viteze mai mari de 12 km / s, transferul de căldură către aparat începe să se realizeze în principal prin transferul de radiație, care începe să domine transportul termodinamic împreună cu creșterea vitezei. Simularea gazului în acest caz este împărțită în două cazuri:

optic subțire - în acest caz se presupune că gazul nu reabsorbția de radiație care vine de la alte părți sau unități de volum selectate;
din punct de vedere optic gros - în care se ia în considerare absorbția radiației prin plasmă, care apoi re-emit, inclusiv pe corpul aparatului.

Simularea gazelor optice groase este o sarcină complexă, deoarece calculul de calcul crește exponențial cu creșterea numărului de puncte luate în considerare din cauza calculului transferului radiativ în fiecare punct al fluxului.

notițe

Urmăriți ce este "viteza hipersonic" în alte dicționare:

Viteza hipersonică - 1) viteza V a gazului, mult mai mare decât viteza locală a sunetului a: V >> a (numărul Mach M >> 1). 2) G. cu. viteza de zbor a unui avion mult mai mare decât viteza de zgomot într-un flux neperturbat (adesea pentru un zbor de la o aeronavă civilă să ia un zbor cu ... ... Enciclopedia de tehnologie

viteza hipersoneasca - Viteza gazului mult mai mare decat viteza locala a sunetului. [GOST 23281 78] Subiecte aerodinamica a aeronavei Generalizarea termenilor de caracteristici ale fluxului de gaze EN viteza hipersonica ... Ghidul Traducatorului Tehnic

viteza hipersonică - viteza hipersonic # 151; 1) viteza V a gazului, mult mai mare decât viteza locală a sunetului a: V >> a (numărul Mach M >> 1). 2) G. cu. zbor # 151; viteza unui avion mult mai mare decât viteza de zgomot într-un flux neperturbat (adesea în ... Enciclopedia "Aviație"

REDUCERE HYPERSONIC - viteza de zbor a zborului de aeronave, depășind în mod semnificativ viteza de zgomot la o anumită altitudine; în timp ce Mach este numărul de zbor Moo >> 1 (de multe ori ia Mo> 5). Zbor cu G. cu. caracterizată prin formarea unor valuri și mijloace de șoc intense. crescând tempo-ul peștilor ... ... Marele dicționar encyclopedic politehnic

Viteza supersonică - zborul F 18 în modul transonic. Viteza supersonică a particulelor unei substanțe este mai mare decât viteza sunetului pentru o anumită substanță sau c ... Wikipedia

giperdybystyқ zhyldamdyқ - (hypervelocity) bar ұshқyshy Nemes ұshқyshsyz ұshatyn apparatyң dybys zhyldamdyғynan 5 ese artyқ zhyldamdyғy (yaғni, saғatyna zhyldamdyғy 6000 km 28400 km n den deyіn) ... kazahă Collegiate dicționar pentru afaceri militare

Dispozitivul de avion hipersonic - zborul X-15 al avionului cu rachete de la prima în istoria HEAD-ului aeronavei, care efectuează zbor spațial cu sub orbital ... Wikipedia

Hipersonic - Acest articol ar trebui să fie vikifitsirovat. Completați-l conform regulilor articolelor ... Wikipedia

Articole similare

Pagina anterioară

Pagina următoare