Azərbaycanca
Беларускі
Dansk
Deutsch
Española
Français
Indonesia
Italiana
日本語
Қазақ
Lietuvos
Nederlands
Português
Русский
සිංහල
แบบไทย
Türkçe
Українська
中國人
United State
Afrikaans
Гіперзвукова швидкість (ГШ) у аеродинаміці — швидкість, яка значно перевищує швидкість звуку в атмосфері.
| Гіперзвукова швидкість | |
 | |
 | |
 Гіперзвукова швидкість у Вікісховищі |
Починаючи з 1970-х, поняття звичайно застосовують до надзвукових швидкостей вище 5 чисел Маха (М).
Загальні відомості
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 ).
Визначення нижньої межі гіперзвукової швидкості звичайно пов'язано з початком процесів іонізації та дисоціації молекул у пограничному шарі (ПШ) навколо апарату, 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, 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 ППРиД (ГППРД) з надзвуковим згорянням палива.
Характеристики потоку
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 проігноровані при розгляді, а саме:
- тонкий шар ударної хвилі;
- утворення в'язких ударних шарів;
- поява хвиль нестійкості у ПШ, не властивих до- та надзвуковим потокам;
- високотемпературний потік.
Тонкий шар ударної хвилі
Зі збільшенням швидкості та відповідних чисел Маха, щільність позаду ударної хвилі (УХ) також збільшується, що відповідає зменшенню 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
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 реалізується у зростанні температури. Оскільки ґрадієнт тиску, спрямований за нормаллю до потоку в межах пограничного шару, приблизно дорівнює нулю, істотне збільшення температури при великих числах Маха призводить до зменшення щільності. Таким чином, ПШ на поверхні апарату збільшується та при більших числах Маха зливається з тонким шаром ударної хвилі поблизу носової частини, утворюючи .
Поява хвиль нестійкості у ПШ, не властивих до- та надзвуковим потокам
У важливій проблемі переходу ламінарної течії у турбулентну 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 надзвукових швидкостях ключову роль у ламінарно-турбулентному переході відіграють , які мають вихрову 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).
Високотемпературний потік
Високошвидкісний 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.
Параметри подоби
Параметри газових потоків прийнято описувати набором , 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 газу. Якщо стаціонарний газ повністю описується трьома величинами: тиском, температурою, теплоємністю (показник адіабати), а газ що рухається описується чотирма змінними, яка включає ще швидкість, то гарячий газ у хімічній рівновазі також вимагає рівнянь стану для складових його хімічних 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), що зазвичай описується у термінах чисел Кнудсена, не підкорюється рівнянням Нав'є-Стокса та вимагає їхньої модифікації. ГП звичайно категоризується (або класифікується) з використанням спільної енергії, вираженої з використанням спільної ентальпії (мДж/кг), повного тиску (кПа) і температури гальмування потоку (К) або швидкості (км/с).
Для інженерних застосувань [en] розвинув параметр подоби, близький до [en][en], який дозволяє інженерам застосовувати результати однієї серії випробувань або розрахунків, виконаних для однієї моделі, до розробки цілого сімейства подібних конфігурацій моделей, при цьому не проводячи додаткових випробувань або подібних розрахунків.
Примітки
- Alexander Fedorov, Transition and Stability of High-Speed Boundary Layers, Annual Reviews of Fluid Mechanics. 2011. V. 43. P. 79-95.
- Л. В. Овсянников. Лекции по основам газовой динамики. - Москва-Ижевск: Институт компьютерных исследований, 2003
Див. також
Посилання
- Anderson, John (2006). Hypersonic and High-Temperature Gas Dynamics Second Edition. AIAA Education Series. ISBN .
- (англ.).
- (англ.).
- University of Queensland Centre for Hypersonics [ 4 листопада 2013 у Wayback Machine.] (англ.).
- Ivett Leyva (2017). The relentless pursuit of hypersonic flight. Physics Today.
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
Giperzvukova shvidkist GSh u aerodinamici shvidkist yaka znachno perevishuye shvidkist zvuku v atmosferi Giperzvukova shvidkist Giperzvukova shvidkist u VikishovishiZobrazhennya modelyuvannya povitryanogo potoku navkolo X 43 Boying NASA pri 7 M Modelyuvannya giperzvukovoyi shvidkosti 5 M Pochinayuchi z 1970 h ponyattya zvichajno zastosovuyut do nadzvukovih shvidkostej vishe 5 chisel Maha M Zagalni vidomostiPolit na giperzvukovij shvidkosti ye chastinoyu nadzvukovogo rezhimu polotu ta zdijsnyuyetsya v nadzvukovomu potoci gazu Nadzvukovij potik povitrya korinnim chinom vidriznyayetsya vid dozvukovogo ta dinamika polotu litaka na shvidkostyah vishe shvidkosti zvuku vishe 1 2 M kardinalno vidriznyayetsya vid dozvukovogo polotu do 0 75 M diapazon shvidkostej vid 0 75 do 1 2 M zvetsya Viznachennya nizhnoyi mezhi giperzvukovoyi shvidkosti zvichajno pov yazano z pochatkom procesiv ionizaciyi ta disociaciyi molekul u pogranichnomu shari PSh navkolo aparatu yakij ruhayetsya u atmosferi sho pochinaye vidbuvatisya priblizno pri 5 M Takozh cya shvidkist vidznachayetsya tim sho pryamotochnij povitryano reaktivnij dvigun PPRD z dozvukovim zgoryannyam paliva staye nekorisnim cherez nadzvichajno visoke tertya yake vinikaye pri galmuvanni povitrya yake prohodit kriz dvigun cogo tipu Takim chinom u giperzvukovomu diapazoni shvidkostej dlya prodovzhennya polotu mozhlive vikoristannya tilki raketnogo dviguna abo giperzvukovogo PPRiD GPPRD z nadzvukovim zgoryannyam paliva Harakteristiki potokuU toj chas yak viznachennya giperzvukovogo potoku GP dostatno superechlive za umov vidsutnosti chitkoyi mezhi mizh nadzvukovim ta giperzvukovim potokami GP mozhe harakterizuvatisya pevnimi fizichnimi yavishami yaki vzhe ne mozhut buti proignorovani pri rozglyadi a same tonkij shar udarnoyi hvili utvorennya v yazkih udarnih shariv poyava hvil nestijkosti u PSh ne vlastivih do ta nadzvukovim potokam visokotemperaturnij potik Tonkij shar udarnoyi hvili Zi zbilshennyam shvidkosti ta vidpovidnih chisel Maha shilnist pozadu udarnoyi hvili UH takozh zbilshuyetsya sho vidpovidaye zmenshennyu ob yemu pozadu vid UH zavdyaki zberezhennyu masi Tomu shar udarnoyi hvili tobto ob yem mizh aparatom ta UH staye tonkim za visokih chisel Maha utvoryuyuchi tonkij pogranichnij shar PSh navkolo aparatu Utvorennya v yazkih udarnih shariv Chastina velikoyi kinetichnoyi energiyi vklyuchenoyi u povitryanomu potoci pri M gt 3 v yazka techiya peretvoryuyetsya u vnutrishnyu energiyu za rahunok v yazkoyi vzayemodiyi Zbilshennya vnutrishnoyi energiyi realizuyetsya u zrostanni temperaturi Oskilki gradiyent tisku spryamovanij za normallyu do potoku v mezhah pogranichnogo sharu priblizno dorivnyuye nulyu istotne zbilshennya temperaturi pri velikih chislah Maha prizvodit do zmenshennya shilnosti Takim chinom PSh na poverhni aparatu zbilshuyetsya ta pri bilshih chislah Maha zlivayetsya z tonkim sharom udarnoyi hvili poblizu nosovoyi chastini utvoryuyuchi Poyava hvil nestijkosti u PSh ne vlastivih do ta nadzvukovim potokam U vazhlivij problemi perehodu laminarnoyi techiyi u turbulentnu dlya vipadku obtikannya litalnogo aparatu klyuchovu rol vidigrayut hvili nestijkosti yaki utvoryuyutsya u PSh Zrostannya ta nastupna nelinijna vzayemodiya takih hvil peretvoryuye pervinnij laminarnij potik u turbulentnu techiyu Na do ta nadzvukovih shvidkostyah klyuchovu rol u laminarno turbulentnomu perehodi vidigrayut yaki mayut vihrovu prirodu Pochinayuchi z M 4 5 u PSh z yavlyayutsya ta pochinayut dominuvati hvili akustichnogo tipu II moda abo mekivska moda zavdyaki yakim vidbuvayetsya perehid u turbulentnist pri klasichnomu scenariyi perehodu isnuyut takozh by pass mehanizm perehodu Visokotemperaturnij potik Visokoshvidkisnij potik v lobovij tochci aparatu tochci abo oblasti galmuvannya viklikayut nagrivannya gazu do duzhe visokih temperatur do dekilkoh tisyach gradusiv Visoki temperaturi u svoyu chergu stvoryuyut nevrivnovazhni himichni vlastivosti potoku yaki proyavlyayutsya u disociaciyi ta rekombinaciyi molekul gazu ionizaciyi atomiv u himichnih reakciyah u potoci ta z poverhneyu aparatu V cih umovah mozhut buti suttyevi procesi konvekciyi ta radiacijnogo teploobminu Parametri podobiParametri gazovih potokiv prijnyato opisuvati naborom yaki dozvolyayut zvesti praktichno neskinchenne chislo fizichnih staniv u grupi podobi ta yaki dozvolyayut porivnyuvati gazovi potoki z riznimi fizichnimi parametrami tisk temperatura shvidkist ta in mizh soboyu Same na comu principi osnovane provedennya eksperimentiv u aerodinamichnih trubah ta perenesennya rezultativ cih eksperimentiv na realni litalni aparati popri te sho u trubnih eksperimentah rozmir modelej shvidkosti potoku teplovi navantazhennya ta inshe mozhut silno vidriznyatisya vid rezhimiv realnogo polotu u toj zhe chas parametri podobi chisla Maha Rejnoldsa Stantona ta in vidpovidayut polotnim Dlya trans ta nadzvukovogo abo stiskayemogo potoku u bilshosti vipadkiv takih parametriv yak chislo Maha vidnoshennya shvidkosti potoku do miscevoyi shvidkosti zvuku ta Rejnoldsa dostatno dlya povnogo opisu potokiv Dlya giperzvukovogo potoku cih parametriv chasto buvaye nedostatno Po pershe opisuyuchi formu udarnoyi hvili rivnyannya stayut praktichno nezalezhnimi na shvidkostyah vid 10 M Po druge zbilshena temperatura giperzvukovogo potoku oznachaye sho efekti yaki vidnosyatsya do neidealnih gaziv stayut pomitnimi Vrahuvannya efektiv u realnomu gazi oznachaye bilshu kilkist zminnih yaki potribni dlya povnogo opisu stanu gazu Yaksho stacionarnij gaz povnistyu opisuyetsya troma velichinami tiskom temperaturoyu teployemnistyu pokaznik adiabati a gaz sho ruhayetsya opisuyetsya chotirma zminnimi yaka vklyuchaye she shvidkist to garyachij gaz u himichnij rivnovazi takozh vimagaye rivnyan stanu dlya skladovih jogo himichnih komponentiv a gaz z procesami disociaciyi j ionizaciyi povinen she vklyuchati u sebe chas yak odnu zi zminnih svogo stanu V cilomu ce oznachaye sho u bud yakij obranij chas dlya nerivnovazhnogo potoku vimagayetsya vid 10 do 100 zminnih dlya opisu stanu gazu Na dodatok rozridzhenij giperzvukovij potik GP sho zazvichaj opisuyetsya u terminah chisel Knudsena ne pidkoryuyetsya rivnyannyam Nav ye Stoksa ta vimagaye yihnoyi modifikaciyi GP zvichajno kategorizuyetsya abo klasifikuyetsya z vikoristannyam spilnoyi energiyi virazhenoyi z vikoristannyam spilnoyi entalpiyi mDzh kg povnogo tisku kPa i temperaturi galmuvannya potoku K abo shvidkosti km s Dlya inzhenernih zastosuvan en rozvinuv parametr podobi blizkij do en en yakij dozvolyaye inzheneram zastosovuvati rezultati odniyeyi seriyi viprobuvan abo rozrahunkiv vikonanih dlya odniyeyi modeli do rozrobki cilogo simejstva podibnih konfiguracij modelej pri comu ne provodyachi dodatkovih viprobuvan abo podibnih rozrahunkiv PrimitkiAlexander Fedorov Transition and Stability of High Speed Boundary Layers Annual Reviews of Fluid Mechanics 2011 V 43 P 79 95 L V Ovsyannikov Lekcii po osnovam gazovoj dinamiki Moskva Izhevsk Institut kompyuternyh issledovanij 2003Div takozhGiperzvukovij polit Giperzvukova zbroyaPosilannyaAnderson John 2006 Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics Second Edition AIAA Education Series ISBN 1563477807 angl angl University of Queensland Centre for Hypersonics 4 listopada 2013 u Wayback Machine angl Ivett Leyva 2017 The relentless pursuit of hypersonic flight Physics Today