Hypersonická rychlost (HS) v aerodynamice - rychlosti, které výrazně převyšují rychlost zvuku v atmosféře .
Od 70. let 20. století se tento termín obvykle označuje jako nadzvukové rychlosti s Machovými čísly (M) většími než 5.
Hypersonický let je druh nadzvukového letu a je prováděn v nadzvukovém proudění plynu. Nadzvukové proudění vzduchu se zásadně liší od podzvukového a dynamika letu letadla při rychlostech nad rychlostí zvuku (nad 1,2 M) se zásadně liší od podzvukového letu (do 0,75 M, rozsah rychlostí od 0,75 do 1,2 M se nazývá transsonický ). rychlost ).
Stanovení spodní hranice hypersonické rychlosti je obvykle spojeno s nástupem procesů ionizace a disociace molekul v mezní vrstvě (BL) v blízkosti aparátu, který se pohybuje v atmosféře, který začíná nastávat přibližně při M>5, přibližně 6000 km/h. Tato rychlost je také charakterizována skutečností, že nadzvukový náporový motor s podzvukovým spalováním paliva ( SPVRD ) se stává méně účinným ve srovnání s nadzvukovým náporovým motorem (scramjet), ve kterém se spalování paliva provádí při nadzvukových rychlostech proudění. Scramjet, ve srovnání se scramjetem, při stejné rychlosti letu vyžaduje silnější zpomalení proudu vzduchu, než vstoupí do spalovací komory. To způsobuje větší tlakové ztráty v sekci zpomalování průtoku v SPVJ. Zároveň je u scramjetu spalování paliva při nadzvukovém průtoku doprovázeno většími tlakovými ztrátami ve srovnání se ztrátami při spalování paliva v podzvukovém proudění ve scramjetu. Za jinak stejných podmínek, čím nižší je celková tlaková ztráta v dráze náporového proudění, tím vyšší je jeho účinnost. Letové podmínky, za kterých jsou celkové ztráty v průtokových drahách SPVJE a scramjetů stejné, jsou brány jako hranice mezi nadzvukovou a nadzvukovou rychlostí. Poloha této hranice je velmi podmíněná a závisí na mnoha faktorech. Takže například u motorů využívajících jako palivo vodík díky vyššímu měrnému teplu jeho spalování bude spodní hranice hypersonických rychlostí odpovídat vyšším letovým Machovým číslům než u podobných motorů na petrolej.
Zatímco definice hypersonického proudění (HJ) je spíše kontroverzní kvůli absenci jasné hranice mezi nadzvukovým a hypersonickým prouděním, HJ lze charakterizovat určitými fyzikálními jevy, které již nelze při zvažování ignorovat, jmenovitě:
S rostoucí rychlostí a odpovídajícími Machovými čísly roste i hustota za rázovou vlnou (SW), což odpovídá poklesu objemu za JZ v důsledku zachování hmoty. Vrstva rázové vlny, tj. objem mezi vozidlem a SW, se proto při vysokých Machových číslech ztenčuje a vytváří kolem vozidla tenkou mezní vrstvu (BL).
Část velké kinetické energie obsažené v proudu vzduchu při M > 3 (viskózní tok) se přemění na vnitřní energii v důsledku viskózní interakce. Zvýšení vnitřní energie se realizuje zvýšením teploty . Protože tlakový gradient směřující podél normály k proudění v mezní vrstvě je přibližně roven nule, výrazné zvýšení teploty při vysokých Machových číslech vede ke snížení hustoty. PS na povrchu kosmické lodi tedy roste a při vysokých Machových číslech se spojuje s tenkou vrstvou rázové vlny v blízkosti nosu a vytváří viskózní rázovou vrstvu .
V důležitém problému přechodu z laminárního na turbulentní proudění pro případ proudění kolem letadla hrají klíčovou roli vlny nestability vznikající v PS. Růst a následná nelineární interakce takových vln transformuje původně laminární proudění na proudění turbulentní. Při podzvukových a nadzvukových rychlostech hrají Tolmin-Schlichtingovy vlny , které mají vírový charakter, klíčovou roli v laminárně-turbulentním přechodu . Počínaje M = 4,5 se objevují vlny akustického typu a začínají převládat v PS (režim II nebo mekavský režim), díky čemuž dochází k přechodu do turbulence v klasickém scénáři přechodu (existuje také obtokový přechodový mechanismus ) [1] .
Vysokorychlostní proudění v přední části vozidla (bod stagnace nebo oblast) způsobuje zahřátí plynu na velmi vysoké teploty (až několik tisíc stupňů). Vysoké teploty zase vytvářejí nerovnovážné chemické vlastnosti toku, které spočívají v disociaci a rekombinaci molekul plynu, ionizaci atomů, chemických reakcích v toku a s povrchem aparatury. Za těchto podmínek mohou být významné procesy konvekce a přenosu tepla sáláním [2] .
Je zvykem popisovat parametry toků plynů sadou kritérií podobnosti , která umožňují redukovat téměř nekonečný počet fyzikálních stavů do podobnostních skupin a která umožňují porovnávat toky plynu s různými fyzikálními parametry (tlak, teplota, rychlost atd.) mezi sebou. Právě na tomto principu jsou založeny experimenty v aerodynamických tunelech a přenos výsledků těchto experimentů do skutečných letadel, a to i přesto, že v experimentech v aerodynamických tunelech se velikost modelů, rychlosti proudění, tepelné zatížení atd. mohou značně lišit od reálné letové režimy, zároveň parametry podobnosti (Mach, Reynolds, Stanton čísla atd.) odpovídají letovým.
Pro trans- a nadzvukové nebo stlačitelné proudění ve většině případů takové parametry jako Machovo číslo (poměr rychlosti proudění k místní rychlosti zvuku) a Reynolds postačují k úplnému popisu proudění. Pro hypersonické proudění tyto parametry často nestačí. Za prvé, rovnice popisující tvar rázové vlny se stávají prakticky nezávislými při rychlostech od 10 M. Za druhé, zvýšená teplota hypersonického proudění znamená, že se projeví účinky související s neideálními plyny .
Účtování účinků ve skutečném plynu znamená více proměnných, které jsou nutné k úplnému popisu stavu plynu. Pokud je stacionární plyn kompletně popsán třemi veličinami: tlakem , teplotou, tepelnou kapacitou ( adiabatický index ) a pohybující se plyn je popsán čtyřmi proměnnými, které zahrnují i rychlost , pak horký plyn v chemické rovnováze také vyžaduje stavové rovnice pro jeho chemické složky a plyn s procesy disociace a ionizace musí také zahrnovat čas jako jednu z proměnných jeho stavu. Obecně to znamená, že v kterémkoli daném okamžiku vyžaduje nerovnovážné proudění 10 až 100 proměnných k popisu stavu plynu. Navíc, zředěný hypersonický tok (HJ), obvykle popisovaný pomocí Knudsenových čísel , se neřídí Navier-Stokesovými rovnicemi a vyžaduje jejich úpravu. HP se obvykle kategorizuje (nebo klasifikuje) pomocí celkové energie vyjádřené pomocí celkové entalpie ( mJ / kg ), celkového tlaku ( kPa ) a teploty stagnace průtoku ( K) nebo rychlosti ( km / s).
Pro inženýrské aplikace vyvinul W. D. Hayes parametr podobnosti, blízký pravidlu Witcomb area , který umožňuje inženýrům aplikovat výsledky jedné série testů nebo výpočtů provedených na jednom modelu na vývoj celé rodiny podobných konfigurací modelu, bez dalších testování nebo podrobné výpočty.
Hypersonické proudění je rozděleno do mnoha speciálních případů. Přiřadit HP jednomu či druhému režimu proudění je obtížný úkol kvůli „rozostření“ hranic stavů, ve kterých je tento jev v plynu detekován nebo se stává patrným z hlediska použitého matematického modelování .
V tomto případě lze procházející proud vzduchu považovat za ideální proud plynu. HP je v tomto režimu stále závislá na Machových číslech a simulace se řídí teplotními invarianty a ne adiabatickou stěnou , což je případ nižších rychlostí. Spodní mez této oblasti odpovídá rychlostem kolem 5 M, kde se scramjety s podzvukovým spalováním stávají neúčinnými a horní mez odpovídá rychlostem v oblasti 10-12 M.
Je součástí případu režimu ideálního proudění plynu s vysokými rychlostmi, ve kterém lze procházející proudění vzduchu považovat za chemicky ideální, avšak vibrační teplotu a rotační teplotu plynu [3] je nutno posuzovat samostatně, což vede ke dvěma samostatné teplotní modely. To je zvláště důležité při konstrukci nadzvukových trysek , kde se stává důležitým vibrační chlazení v důsledku molekulárního buzení.
V tomto případě se molekuly plynu začnou disociovat, když se dostanou do kontaktu s rázovou vlnou generovanou pohybujícím se tělesem. Tok se začíná lišit pro každý konkrétní uvažovaný plyn s jeho vlastními chemickými vlastnostmi. Schopnost materiálu karoserie vozidla sloužit jako katalyzátor v těchto reakcích hraje roli při výpočtu povrchového ohřevu, což znamená, že se objevuje závislost hypersonického proudění na chemických vlastnostech pohybující se karoserie. Dolní mez režimu je určena první složkou plynu , která se začne disociovat při dané stagnační teplotě proudění , která odpovídá dusíku při 2000 K. Horní mez tohoto režimu je dána nástupem ionizačních procesů atomů plynu v HP.
V tomto případě se počet elektronů ztracených atomy stává významným a elektrony musí být modelovány samostatně. Teplota elektronového plynu je často uvažována izolovaně od ostatních složek plynu. Tento režim odpovídá rozsahu rychlostí HP 10–12 km/s (> 25 M) a stav plynu je v tomto případě popsán pomocí modelů nezářeného nebo nezářivého plazmatu .
Při rychlostech nad 12 km/s se přenos tepla do aparatury začíná uskutečňovat především přenosem paprsků, který spolu se zvýšením rychlosti začíná převládat nad přenosem termodynamickým. Modelování plynu je v tomto případě rozděleno do dvou případů:
Modelování opticky tlustých plynů je obtížný úkol, protože vzhledem k výpočtu radiačního přenosu v každém bodě proudění roste množství výpočtů exponenciálně s počtem uvažovaných bodů.