Гіперзвукова швидкість

Матеріал з Вікіпедії — вільної енциклопедії.
Перейти до: навігація, пошук
Зображення моделювання повітряного потоку навколо «X-43» (Боїнг/НАСА) при 7 М.
Моделювання гіперзвукової швидкості (5 М)

Гіперзвукова швидкість (ГШ) у аеродинаміці — швидкість, яка значно перевищує швидкість звуку в атмосфері.

Починаючи з 1970-х років, поняття звичайно відносять до надзвукових швидкостей вище 5 чисел Маха (М).

Загальні відомості[ред.ред. код]

Політ на гіперзвуковій швидкості є частиною надзвукового режиму польоту та здійснюється в надзвуковому потоці газу. Надзвуковий потік повітря корінним чином відрізняється від дозвукового та динаміка польоту літака на швидкостях вище швидкості звуку (вище 1,2 М) кардинально відрізняється від дозвукового польоту (до 0,75 М, діапазон швидкостей від 0,75 до 1,2 М зветься трансзвуковою швидкістю).

Визначення нижньої межи гіперзвукової швидкості звичайно пов'язано з початком процесів іонизації та дисоціації молекул у пограничному шарі (ПШ) навколо аппарату, який рухається у атмосфері, що починає відбуватися приблизно при 5 М. Також ця швидкість відзначається тим, що прямоточний повітряно-реактивний двигун («ППРД») з дозвуковим згорянням палива («НППРД») стає некорисним через надзвичайно високе тертя, яке виникає при гальмуванні повітря, яке проходить крізь двигун цього типу. Таким чином, у гіперзвуковому діапазоні швидкостей для продовження польоту можливе використання тільки ракетного двигуна або гіперзвукового ППРД (ГППРД) з надзвуковим згорянням палива.

Характеристики потоку[ред.ред. код]

У той час як визначення гіперзвукового потоку (ГП) достатньо суперечливе за умов відсутності чіткої межі між надзвуковим та гіперзвуковим потоками, ГП може характеризуватися певними фізичними явищами, які вже не можуть бути проігнорировані при розгляді, а саме:

  • тонкий шар ударної хвилі;
  • утворення вязких ударних шарів;
  • поява хвиль нестійкості у ПШ, не властивих до- та надзвуковим потокам[1];
  • високотемпературний потік[2].

Тонкий шар ударної хвилі[ред.ред. код]

По мірі збільшення швидкості та відповідних чисел Маха, щільність позаду ударної хвилі (УХ) також збільшується, що відповідає зменьшенню об'єму позаду від УХ завдяки збереженню маси. Тому, шар ударної хвилі, тобто об'єм між апаратом та УХ стає тонким за високих чисел Маха, утворюючи тонкий пограничний шар (ПШ) навколо апарату.

Утворення в'язких ударних шарів[ред.ред. код]

Частина великої кінетичної енергії, включеної у повітряному потоці, при М > 3 (в'язка течія) перетворюється у внутрішню енергію за рахунок в'язкої взаємодії. Збільшення внутрішньої енергії реалізуєтся у зростанні температури. Оскільки градієнт тиску, спрямований за нормаллю до потоку у пределах пограничного шару, приблизно дорівнює нулю, істотне збільшення температури при великих числах Маха призводить до зменьшення щільності. Таким чином, ПШ на поверхні апарату збільшується та при більших числах Маха зливається з тонким шаром ударної хвилі поблизу носової частини, утворюючи в'язкий ударний шар.

Поява хвиль нестійкості у ПШ, не властивих до- та надзвуковим потокам[ред.ред. код]

У важливій проблемі переходу ламинарної течії у турбулетну для випадку обтікання літального апарату ключову роль відіграють хвилі нестійкості, які утворюються у ПШ. Зростання та наступна нелінійна взаємодія таких хвиль перетворює первинний ламінарний потік у турбулентну течію. На до- та надхзвукових швидкостях ключову роль у ламинарно-турбулентному переході відіграють хвилі Толміна-Шлихтінга, які мають вихреву природу. Починаючи з М = 4,5 у ПШ з'являються та починають домінувати хвилі акустичного типу (II мода або меківська мода), завдяки яким відбувається перехід у турбулентність при класичному сценарії переходу (існують також by-pass механізм переходу)[1].

Високотемпературний потік[ред.ред. код]

Високошвидкістний потік в лобовій точці апарату (точці або області гальмування) викликають нагрівання газу до дуже високих температур (до декількох тисяч градусів). Високі температури, у свою чергу, створюють неврівноважні хімічні властивості потоку, які проявляються у дисоціації та рекомбінації молекул газу, іонізації атомів, у хімічних реакціях у потоці та з поверхнею апарату. В цих умовах можуть бути суттєві процеси конвекції та радіаційного теплообміну[2].

Параметри подоби[ред.ред. код]

Параметри газових потоків принято описувати набором критеріїв подоби, які дозволяють звести практично нескінченне число фізичних станів у групи подоби та які дозволяють порівнювати газові потоки з різними фізичними параметрами (тиск, температура, швидкість та ін.) між собою. Саме на цьому принципі основане проведення експериментів у аеродинамічних трубах та перенесення результатів цих експериментів на реальні літальні апарати, попри те, що у трубних експериментах розмір моделей, швидкості потоку, теплові навантаження та інше можуть сильно відрізнятися від режимів реального польоту, у той же час, параметри подоби (числа Маха, Рейнольдса, Стантона та ін.) відповідають польотним.

Для транс- та надзвукового або стискаємого потоку, у більшості випадків таких параметрів як число Маха (відношення швидкості потоку до місцевої швидкості звуку) та Рейнольдса достатньо для повного опису потоків. Для гіперзвукового потоку цих параметрів часто буває недостатньо. По-перше, описуючі форму ударної хвилі рівняння стають практично незалежними на швидкостях від 10 М. По-друге, збільшена температура гіперзвукового потоку означає, що ефекти, які відносяться до неідеальних газів стають помітними.

Врахування ефектів у реальному газі означає більшу кількість змінних, які потрібні для повного опису стану газа. Якщо стаціонарний газ повністю описується трьома величинами: тиском, температурою, теплоємністю (адіабатиним індексом), а рухаючийся газ описується чотирма змінними, яка включає ще швидкість, то гарячий газ у хімічній рівновазі також вимагає рівнянь стану для складових його химічних компонентів, а газ з процесами дисоціації й іонізації повинен ще включати у себе час як одну зі змінних свого стану. В цілому це означає, що у будь-який обраний час для нерівноважного потоку вимагається від 10 до 100 змінних для опису стану газу. На додаток, розріджений гіперзвуковий потік (ГП), зазвичай описуємий у термінах чисел Кнудсена, не підкоряються рівнянням Нав'є-Стокса та вимагають іхньої модифікації. ГП звичайно категоризуєтся (або класифікується) з використанням спільної енергії, вираженої з використанням спільної ентальпії (мДж/кг), повного тиску (кПа) и температури гальмування потоку (К) або швидкості (км/с).

Для інженерних застосувань У. Д. Хейес розвинув параметр подоби, близький до правила площин Віткомба, який дозволяє інженерам застосовувати результати однієї серії випробувань або розрахунків, виконаних для однієх моделі, до розробки цілого сімейства подібних конфигурацій моделей, при цьому не проводячи додаткових випробувань або подібних розрахунків.

Примітки[ред.ред. код]

  1. а б Alexander Fedorov, Transition and Stability of High-Speed Boundary Layers, Annual Reviews of Fluid Mechanics. 2011. V. 43. P. 79-95.
  2. а б Л. В. Овсянников. Лекции по основам газовой динамики. - Москва-Ижевск: Институт компьютерных исследований, 2003

Посилання[ред.ред. код]