Mở trình đơn chính

Siêu vượt âm

tốc độ cao hơn tốc độ siêu âm

(Bài viết đang trong quá trình biên dịch từ phiên bản tiếng Anh)

Hình ảnh CFD (Computational fluid dynamics) của phương tiện bay thử nhiệm NASA X-43A tại tốc độ Mach 7
Mô phỏng tốc độ siêu âm (Mach 5)

Trong khí động học, tốc độ siêu vượt âm là một tốc độ vượt xa tốc độ âm thanh, thường được ghi nhận là bắt đầu từ tốc độ Mach 5 trở lên. Số Mach chính xác mà tại đó một chiếc máy bay có thể được gọi là đang bay ở tốc độ siêu vượt âm (hay còn gọi là: cực thanh) không cố định, do những thay đổi vật lý riêng lẻ trong luồng khí (như phân ly và ion hóa) xảy ra ở các tốc độ khác nhau; những hiệu ứng này trở nên quan trọng trong khoảng Mach 5-10. Tốc độ siêu vượt âm thường được định nghĩa thay thế là tốc độ trong đó Cp (Nhiệt dung riêng khi áp suất không đổi) và Cv (Nhiệt dung riêng khi thể tích không đổi) không còn có thể được coi là hằng số được nữa.

Đặc điểm của dòng chảySửa đổi

Mặc dù định nghĩa về dòng chảy siêu âm có thể khá mơ hồ và thường gây tranh cãi (đặc biệt là do không có sự gián đoạn giữa dòng siêu âm và dòng siêu âm), một luồng siêu âm có thể được đặc trưng bởi các hiện tượng vật lý nhất định không còn có thể được giảm giá phân tích như trong dòng siêu âm. Tính đặc thù trong dòng chảy siêu âm như sau

  1. Lớp sóng sốc âm thanh
  2. Sự gia tăng nhiệt độ khí động học
  3. Lớp Entropy
  4. Hiệu ứng khí lý tưởng
  5. Hiệu ứng mật độ thấp
  6. Độc lập của các hệ số khí động học với số Mach.

Khoảng cách sóng sốcSửa đổi

Khi số Mach của cơ thể tăng lên, mật độ đằng sau cú sốc cung do cơ thể tạo ra cũng tăng lên, tương ứng với việc giảm âm lượng sau cú sốc do bảo toàn khối lượng. Do đó, khoảng cách giữa cú sốc cung và cơ thể giảm ở số Mach cao hơn.

Lớp EntropySửa đổi

Khi số Mach tăng lên, sự thay đổi entropy trên cú sốc cũng tăng lên, dẫn đến độ dốc entropy mạnh và dòng chảy xoáy cao trộn lẫn với lớp biên.

Tương tác nhớtSửa đổi

Một phần của động năng lớn liên quan đến dòng chảy ở số Mach cao biến đổi thành năng lượng bên trong chất lỏng do hiệu ứng nhớt. Sự gia tăng năng lượng bên trong được thực hiện như là sự gia tăng nhiệt độ. Do độ dốc áp suất bình thường đối với dòng chảy trong một lớp biên là xấp xỉ 0 đối với các số Mach siêu âm thấp đến trung bình, sự gia tăng nhiệt độ qua lớp biên trùng với sự giảm mật độ. Điều này làm cho đáy của lớp ranh giới mở rộng, do đó lớp ranh giới trên cơ thể phát triển dày hơn và thường có thể hợp nhất với sóng xung kích gần cạnh dẫn cơ thể.

Lưu lượng nhiệt độ caoSửa đổi

Nhiệt độ cao do một biểu hiện của sự phân tán nhớt gây ra các đặc tính dòng hóa học không cân bằng như kích thích và phân ly rung động và ion hóa các phân tử dẫn đến thông lượng nhiệt đối lưu và bức xạ.

Phân loại tốc độ theo thang MachSửa đổi

Mặc dù "cận âm" và "siêu âm" thường đề cập đến tốc độ dưới và trên tốc độ âm thanh cục bộ tương ứng, các nhà khí động học thường sử dụng các thuật ngữ này để chỉ các phạm vi giá trị Mach cụ thể. Điều này xảy ra do "chế độ transonic" tồn tại xung quanh M = 1 trong đó các phương trình xấp xỉ của Navier giật Stokes được sử dụng cho thiết kế cận âm không còn được áp dụng, một phần vì dòng chảy cục bộ vượt quá M = 1 ngay cả khi số tự do dưới giá trị này.

"Chế độ siêu âm" thường đề cập đến tập hợp các số Mach mà lý thuyết tuyến tính hóa có thể được sử dụng; ví dụ, nơi dòng chảy (không khí) không phản ứng hóa học và nơi truyền nhiệt giữa không khí và phương tiện có thể bị bỏ qua một cách hợp lý trong các tính toán.

Nói chung, NASA định nghĩa siêu âm "tốc độ cực cao" là bất kỳ số Mach nào từ 10 đến 25 và tốc độ nhập lại là bất cứ thứ gì lớn hơn Mach 25. Trong số các máy bay hoạt động trong chế độ này là Tàu con thoi và (về mặt lý thuyết) các tàu vũ trụ đang phát triển khác nhau.

Trong bảng sau, "chế độ" hoặc "phạm vi giá trị Mach" được tham chiếu thay vì ý nghĩa thông thường của "cận âm" và "siêu âm".

Regime (Mach number) (mph) (km/h) (m/s) General plane characteristics
Subsonic <0.8 <614 <988 <274 Most often propeller-driven and commercial turbofan aircraft with high aspect-ratio (slender) wings, and rounded features like the nose and leading edges.
Transonic 0.8–1.2 614–921 988–1,482 274–412 Transonic aircraft nearly always have swept wings that delay drag-divergence, and often feature designs adhering to the principles of the Whitcomb area rule.
Supersonic 1.2–5.0 921–3,836 1,482–6,174 412–1,715 Aircraft designed to fly at supersonic speeds show large differences in their aerodynamic design because of the radical differences in the behaviour of fluid flows above Mach 1. Sharp edges, thin airfoil-sections, and all-moving tailplane/canards are common. Modern combat aircraft must compromise in order to maintain low-speed handling; "true" supersonic designs include the F-104 Starfighter and BAC/Aérospatiale Concorde.
Hypersonic 5.0–10.0 3,836–7,673 6,174–12,348 1,715–3,430 Cooled nickel or titanium skin; highly integrated (due to domination of interference effects: non-linear behaviour means that superposition of results for separate components is invalid)[cần giải thích], small wings, see X-51A Waverider, HyperSoarWU-14 (DF-ZF).
High-hypersonic 10.0–25.0 7,673–19,182 12,348–30,870 3,430–8,575 Thermal control becomes a dominant design consideration. Structure must either be designed to operate hot, or be protected by special silicate tiles or similar. Chemically reacting flow can also cause corrosion of the vehicle's skin, with free-atomic oxygen featuring in very high-speed flows. Examples include the 53T6 ABM-3 Gazelle (Mach 17) anti-ballistic missile, the DF-41 (Mach 25) intercontinental ballistic missile and the Russian Avangard hypersonic vehicle (Mach 27). Hypersonic designs are often forced into blunt configurations because of the aerodynamic heating rising with a reduced radius of curvature.
Re-entry
speeds
>25.0 >19,181.7 >30,869.95 >8,575 Ablative heat shield; small or no wings; blunt shape.

Tham số tương tựSửa đổi

The categorization of airflow relies on a number of similarity parameters, which allow the simplification of a nearly infinite number of test cases into groups of similarity. For transonic and compressible flow, the MachReynolds numbers alone allow good categorization of many flow cases.

Hypersonic flows, however, require other similarity parameters. First, the analytic equations for the oblique shock angle become nearly independent of Mach number at high (~>10) Mach numbers. Second, the formation of strong shocks around aerodynamic bodies means that the freestream Reynolds number is less useful as an estimate of the behavior of the boundary layer over a body (although it is still important). Finally, the increased temperature of hypersonic flows mean that real gas effects become important. For this reason, research in hypersonics is often referred to as aerothermodynamics, rather than aerodynamics.

The introduction of real gas effects means that more variables are required to describe the full state of a gas. Whereas a stationary gas can be described by three variables (pressure, temperature, adiabatic index), and a moving gas by four (flow velocity), a hot gas in chemical equilibrium also requires state equations for the chemical components of the gas, and a gas in nonequilibrium solves those state equations using time as an extra variable. This means that for a nonequilibrium flow, something between 10 and 100 variables may be required to describe the state of the gas at any given time. Additionally, rarefied hypersonic flows (usually defined as those with a Knudsen number above 0.1) do not follow the Navier–Stokes equations.

Hypersonic flows are typically categorized by their total energy, expressed as total enthalpy (MJ/kg), total pressure (kPa-MPa), stagnation pressure (kPa-MPa), stagnation temperature (K), or flow velocity (km/s).

Wallace D. Hayes developed a similarity parameter, similar to the Whitcomb area rule, which allowed similar configurations to be compared.

Chế độSửa đổi

Hypersonic flow can be approximately separated into a number of regimes. The selection of these regimes is rough, due to the blurring of the boundaries where a particular effect can be found.

Perfect gasSửa đổi

In this regime, the gas can be regarded as an ideal gas. Flow in this regime is still Mach number dependent. Simulations start to depend on the use of a constant-temperature wall, rather than the adiabatic wall typically used at lower speeds. The lower border of this region is around Mach 5, where ramjets become inefficient, and the upper border around Mach 10-12.

Two-temperature ideal gasSửa đổi

This is a subset of the perfect gas regime, where the gas can be considered chemically perfect, but the rotational and vibrational temperatures of the gas must be considered separately, leading to two temperature models. See particularly the modeling of supersonic nozzles, where vibrational freezing becomes important.

Dissociated gasSửa đổi

In this regime, diatomic or polyatomic gases (the gases found in most atmospheres) begin to dissociate as they come into contact with the bow shock generated by the body. Surface catalysis plays a role in the calculation of surface heating, meaning that the type of surface material also has an effect on the flow. The lower border of this regime is where any component of a gas mixture first begins to dissociate in the stagnation point of a flow (which for nitrogen is around 2000 K). At the upper border of this regime, the effects of ionization start to have an effect on the flow.

Khí ga ion-hóaSửa đổi

In this regime the ionized electron population of the stagnated flow becomes significant, and the electrons must be modeled separately. Often the electron temperature is handled separately from the temperature of the remaining gas components. This region occurs for freestream flow velocities around 10–12 km/s. Gases in this region are modeled as non-radiating plasmas.

Chế độ bức xạ cưỡng bứcSửa đổi

Ở trên 12 km/s, sự truyền nhiệt cho một phương tiện thay đổi từ bị chi phối sang triệt để. Mô hình khí trong chế độ này được chia thành hai lớp:

  1. Lớp quang mỏng: nơi khí không hấp thụ lại bức xạ phát ra từ các phần khác của khí
  2. Lớp quang dày: nơi bức xạ phải được coi là một nguồn năng lượng riêng biệt.

Việc mô hình hóa các loại khí dày quang học là vô cùng khó khăn, do tính toán bức xạ tại mỗi điểm, tải trọng tính toán theo lý thuyết sẽ tăng theo cấp số nhân khi số lượng điểm được xem xét tăng lên.

Xem thêmSửa đổi

Engines
Missiles
Other flow regimes

Tham khảoSửa đổi

  • Anderson, John (2006). Hypersonic and High-Temperature Gas Dynamics . AIAA Education Series. ISBN 1-56347-780-7. 

Liên kết ngoàiSửa đổi