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En aerodinámica , una velocidad hipersónica es aquella que excede en gran medida la velocidad del sonido , a menudo indicada como a partir de velocidades de Mach 5 y superiores. [1]
El número de Mach exacto al que se puede decir que una nave vuela a velocidad hipersónica varía, ya que los cambios físicos individuales en el flujo de aire (como la disociación molecular y la ionización ) ocurren a diferentes velocidades; estos efectos colectivamente se vuelven importantes alrededor de Mach 5-10. El régimen hipersónico también se puede definir alternativamente como velocidades en las que la capacidad calorífica específica cambia con la temperatura del flujo a medida que la energía cinética del objeto en movimiento se convierte en calor. [2]
Características del flujo [ editar ]
Si bien la definición de flujo hipersónico puede ser bastante vaga y generalmente discutible (especialmente debido a la ausencia de discontinuidad entre los flujos supersónico e hipersónico), un flujo hipersónico puede caracterizarse por ciertos fenómenos físicos que ya no pueden descartarse analíticamente como en el flujo supersónico. . La peculiaridad de los flujos hipersónicos es la siguiente:
- Capa de choque
- Calefacción aerodinámica
- Capa de entropía
- Efectos reales del gas
- Efectos de baja densidad
- Independencia de coeficientes aerodinámicos con número de Mach.
Distancia de separación de choque pequeña [ editar ]
A medida que aumenta el número de Mach de un cuerpo, la densidad detrás de un arco de choque generado por el cuerpo también aumenta, lo que corresponde a una disminución del volumen detrás del choque debido a la conservación de la masa . En consecuencia, la distancia entre el arco de choque y el cuerpo disminuye con números de Mach más altos.
Capa de entropía [ editar ]
A medida que aumentan los números de Mach, el cambio de entropía a través del choque también aumenta, lo que da como resultado un fuerte gradiente de entropía y un flujo altamente vortical que se mezcla con la capa límite .
Interacción viscosa [ editar ]
Una parte de la gran energía cinética asociada con el flujo a altos números de Mach se transforma en energía interna en el fluido debido a los efectos viscosos. El aumento de energía interna se realiza como un aumento de temperatura. Dado que el gradiente de presión normal al flujo dentro de una capa límite es aproximadamente cero para números de Mach hipersónicos de bajos a moderados, el aumento de temperatura a través de la capa límite coincide con una disminución de la densidad. Esto hace que la parte inferior de la capa límite se expanda, de modo que la capa límite sobre el cuerpo se vuelve más gruesa y, a menudo, puede fusionarse con la onda de choque cerca del borde de ataque del cuerpo.
Flujo de alta temperatura [ editar ]
Las altas temperaturas debido a una manifestación de disipación viscosa provocan propiedades de flujo químico que no están en equilibrio, como la excitación vibratoria y la disociación e ionización de moléculas, lo que da como resultado un flujo de calor radiativo y convectivo .
Clasificación de los regímenes Mach [ editar ]
Aunque "subsónico" y "supersónico" generalmente se refieren a velocidades por debajo y por encima de la velocidad local del sonido , respectivamente, los aerodinámicos a menudo usan estos términos para referirse a rangos particulares de valores de Mach. Esto ocurre porque existe un " régimen transónico " alrededor de M = 1 donde las aproximaciones de las ecuaciones de Navier-Stokes utilizadas para el diseño subsónico ya no se aplican, en parte porque el flujo excede localmente M = 1 incluso cuando el número de Mach de flujo libre [ aclaración necesaria ] está por debajo este valor.
El "régimen supersónico" generalmente se refiere al conjunto de números de Mach para los que se puede usar la teoría linealizada; por ejemplo, donde el flujo (de aire ) no reacciona químicamente y donde la transferencia de calor entre el aire y el vehículo puede ser razonablemente ignorada en los cálculos. Generalmente, la NASA define hipersónico "alto" como cualquier número de Mach de 10 a 25, y velocidades de reentrada como cualquier cosa mayor que Mach 25. Entre las aeronaves que operan en este régimen se encuentran el Transbordador Espacial y (teóricamente) varios aviones espaciales en desarrollo .
En la siguiente tabla, se hace referencia a los "regímenes" o "rangos de valores de Mach" en lugar de los significados habituales de "subsónico" y "supersónico".
| Régimen | Velocidad | Características generales del plano | |||
|---|---|---|---|---|---|
| Mach No | mph | km / h | Sra | ||
| Subsónico | <0,8 | <614 | <988 | <274 | La mayoría de las veces, los aviones turbofan comerciales y propulsados por hélice con alas de alta relación de aspecto (delgadas) y características redondeadas como la nariz y los bordes de ataque. |
| Transonic | 0,8-1,2 | 614–921 | 988-1482 | 274–412 | Los aviones Transonic casi siempre tienen alas en flecha que retrasan la divergencia de arrastre, alas supercríticas para retrasar el inicio del arrastre de las olas y, a menudo, presentan diseños que se adhieren a los principios de la regla del área de Whitcomb . |
| Supersónico | 1,2–5 | 921–3836 | 1482–6174 | 412-1715 | Las aeronaves diseñadas para volar a velocidades supersónicas muestran grandes diferencias en su diseño aerodinámico debido a las diferencias radicales en el comportamiento de los flujos de fluidos por encima de Mach 1. Son comunes los bordes afilados, las secciones delgadas del perfil aerodinámico y el plano de cola / canards en movimiento . Los aviones de combate modernos deben comprometerse para mantener el manejo a baja velocidad; Los diseños supersónicos "verdaderos" incluyen el F-104 Starfighter y el BAC / Aérospatiale Concorde . |
| Hipersónico | 5-10 | 3836–7673 | 6174–12350 | 1715–3430 | Piel enfriada de níquel o titanio ; El diseño está altamente integrado, en lugar de ensamblarse a partir de componentes separados diseñados de forma independiente, debido al dominio de los efectos de interferencia, donde pequeños cambios en cualquier componente causarán grandes cambios en el flujo de aire alrededor de todos los demás componentes, lo que a su vez afecta su comportamiento. El resultado es que ningún componente puede diseñarse sin saber cómo afectarán todos los demás a todos los flujos de aire alrededor de la nave, y cualquier cambio en cualquier componente puede requerir un rediseño de todos los demás componentes simultáneamente; alas pequeñas. Ver Boeing X-51 Waverider , BrahMos-II , X-41 Common Aero Vehicle , DF-ZF ,Vehículo demostrador de tecnología hipersónica , misil Shaurya . |
| Hipersónico | 10-25 | 7673–19180 | 12350–30870 | 3430–8507 | El control térmico se convierte en una consideración de diseño dominante. La estructura debe estar diseñada para funcionar en caliente o estar protegida por baldosas especiales de silicato o similar. El flujo que reacciona químicamente también puede causar corrosión de la piel del vehículo, con oxígeno atómico libre presente en flujos de muy alta velocidad. Los ejemplos incluyen el 53T6 (Mach 17), Hypersonic Technology Vehicle 2 (Mach 20), DF-41 (Mach 25), HGV-202F (Mach 20) [3] Agni-V (Mach 24) y Avangard (Mach 27). Los diseños hipersónicos a menudo se ven forzados a configuraciones contundentes debido al aumento del calentamiento aerodinámico con una reducciónradio de curvatura . |
| Velocidades de reentrada | > 25 | > 19030 | > 30870 | > 8575 | Escudo térmico ablativo; alas pequeñas o sin alas; forma contundente. Consulte Cápsula de reentrada . |
Parámetros de similitud [ editar ]
La categorización del flujo de aire se basa en una serie de parámetros de similitud , que permiten la simplificación de un número casi infinito de casos de prueba en grupos de similitud. Para flujo transónico y compresible , los números de Mach y Reynolds por sí solos permiten una buena categorización de muchos casos de flujo.
Los flujos hipersónicos, sin embargo, requieren otros parámetros de similitud. Primero, las ecuaciones analíticas para el ángulo de choque oblicuo se vuelven casi independientes del número de Mach en números de Mach altos (~> 10). En segundo lugar, la formación de fuertes choques alrededor de los cuerpos aerodinámicos significa que el número de Reynolds de la corriente libre es menos útil como una estimación del comportamiento de la capa límite sobre un cuerpo (aunque sigue siendo importante). Finalmente, el aumento de temperatura de los flujos hipersónicos significa que los efectos reales de los gases se vuelven importantes. Por esta razón, la investigación en hipersónica a menudo se denomina aerotermodinámica , en lugar de aerodinámica .
La introducción de efectos de gas reales significa que se requieren más variables para describir el estado completo de un gas. Mientras que un gas estacionario puede describirse por tres variables ( presión , temperatura , índice adiabático ) y un gas en movimiento por cuatro ( velocidad de flujo ), un gas caliente en equilibrio químico también requiere ecuaciones de estado para los componentes químicos del gas, y un El gas en desequilibrio resuelve esas ecuaciones de estado utilizando el tiempo como una variable extra. Esto significa que para un flujo en desequilibrio, se pueden requerir entre 10 y 100 variables para describir el estado del gas en un momento dado. Además, los flujos hipersónicos enrarecidos (generalmente definidos como aquellos con un número de Knudsenpor encima de 0,1) no siguen las ecuaciones de Navier-Stokes .
Los flujos hipersónicos se clasifican típicamente por su energía total, expresada como entalpía total (MJ / kg), presión total (kPa-MPa), presión de estancamiento (kPa-MPa), temperatura de estancamiento (K) o velocidad de flujo (km / s) .
Wallace D. Hayes desarrolló un parámetro de similitud, similar a la regla del área de Whitcomb , que permitió comparar configuraciones similares.
Regímenes [ editar ]
El flujo hipersónico se puede dividir aproximadamente en varios regímenes. La selección de estos regímenes es tosca, debido a la difuminación de los límites donde se puede encontrar un efecto particular.
Gas perfecto [ editar ]
En este régimen, el gas puede considerarse un gas ideal . El flujo en este régimen sigue dependiendo del número de Mach. Las simulaciones comienzan a depender del uso de una pared de temperatura constante, en lugar de la pared adiabática que se usa típicamente a velocidades más bajas. El borde inferior de esta región está alrededor de Mach 5, donde los estatorreactores se vuelven ineficaces, y el borde superior alrededor de Mach 10-12.
Gas ideal de dos temperaturas [ editar ]
Este es un subconjunto del régimen de gas perfecto, donde el gas puede considerarse químicamente perfecto, pero las temperaturas de rotación y vibración del gas deben considerarse por separado, lo que lleva a dos modelos de temperatura. Vea particularmente el modelado de toberas supersónicas, donde la congelación vibratoria se vuelve importante.
Gas disociado [ editar ]
En este régimen, los gases diatómicos o poliatómicos (los gases que se encuentran en la mayoría de las atmósferas) comienzan a disociarse al entrar en contacto con el arco de choque generado por el cuerpo. La catálisis superficial juega un papel en el cálculo del calentamiento de la superficie, lo que significa que el tipo de material de la superficie también tiene un efecto sobre el flujo. El borde inferior de este régimen es donde cualquier componente de una mezcla de gases comienza a disociarse por primera vez en el punto de estancamiento de un flujo (que para el nitrógeno es de alrededor de 2000 K). En el límite superior de este régimen, los efectos de la ionización comienzan a afectar el flujo.
Gas ionizado [ editar ]
En este régimen, la población de electrones ionizados del flujo estancado se vuelve significativa y los electrones deben modelarse por separado. A menudo, la temperatura de los electrones se maneja por separado de la temperatura de los componentes restantes del gas. Esta región se produce para velocidades de flujo de corrientes libres de alrededor de 3-4 km / s. Los gases de esta región se modelan como plasmas no radiantes .
Régimen dominado por la radiación [ editar ]
Por encima de unos 12 km / s, la transferencia de calor a un vehículo cambia de dominado por conducción a dominado por radiación. El modelado de gases en este régimen se divide en dos clases:
- Ópticamente delgado : donde el gas no reabsorbe la radiación emitida por otras partes del gas
- Ópticamente grueso: donde la radiación debe considerarse una fuente de energía separada.
El modelado de gases ópticamente gruesos es extremadamente difícil, ya que, debido al cálculo de la radiación en cada punto, la carga de cálculo teóricamente se expande exponencialmente a medida que aumenta el número de puntos considerados.
Ver también [ editar ]
- Transporte supersónico
- Cuerpo de elevación
- Entrada atmosférica
- Vuelo hipersónico
- Proyecto DARPA Falcon
- Motores de reacción Skylon (estudio de diseño)
- Motores de reacción A2 (estudio de diseño)
- HyperSoar (concepto)
- X-51 A Waverider
- X-20 Dyna-Soar (cancelado)
- Rockwell X-30 (cancelado)
- Avatar RLV (estudio de concepto indio de 2001)
- Vehículo de demostración de tecnología hipersónica (proyecto indio)
- Ayaks (proyecto de olas rusas de la década de 1990)
- Avangard (vehículo de planeo hipersónico ruso, en servicio)
- DF-ZF (vehículo de planeo hipersónico chino, operativo)
- Lockheed Martin SR-72 (planificado)
- Motores
- Motor de cohete
- Ramjet
- Scramjet
- Motores de reacción SABRE , LAPCAT (estudios de diseño)
- Misiles
- Misil balístico Shaurya (misil) - India (entró en producción)
- Misil de crucero BrahMos-II - (en desarrollo)
- 9K720 Iskander misil balístico de corto alcance Rusia (actualmente en servicio)
- Misil de crucero hipersónico anti-buque 3M22 Zircon (en producción)
- R-37 (misil) Misil aire-aire hipersónico (en servicio)
- Kh-47M2 Kinzhal Hypersonic misil balístico lanzado desde el aire (en servicio)
- Otros regímenes de flujo
- Vuelo subsónico
- Transonic
- Velocidad supersónica
Referencias [ editar ]
- ^ Galison, P .; Roland, A., eds. (2000). Vuelo atmosférico en el siglo XX . Saltador. pag. 90. ISBN 978-94-011-4379-0.
- ^ "Capacidad calorífica específica, gas calóricamente imperfecto" . NASA . Consultado el 27 de diciembre de 2019 .
- ^ https://www.issuewire.com/india-ready-to-test-hypersonic-glide-vehicle-1674805094079904
- Anderson, John (2006). Dinámica de gases hipersónica y de alta temperatura (Segunda ed.). Serie de educación AIAA. ISBN 1-56347-780-7.
Enlaces externos [ editar ]
 | Wikimedia Commons tiene medios relacionados con Hypersonics . |
- Guía de hipersónicos de la NASA
- Grupo de hipersónicos en el Imperial College
- Centro de Hipersónica de la Universidad de Queensland
- Grupo de flujo de alta velocidad en la Universidad de Nueva Gales del Sur
- Grupo de hipersónicos de la Universidad de Oxford
