Velocidad hipersónica
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En aerodinámica, una velocidad hipersónica es aquella que excede 5 veces la velocidad del sonido, a menudo indicada como comenzando a velocidades de Mach 5 y superiores.
El número de Mach preciso 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.
Características del flujo
Si bien la definición de flujo hipersónico puede ser bastante vaga y generalmente discutible (especialmente debido a la ausencia de discontinuidad entre los flujos hipersónicos y supersónicos), un flujo hipersónico puede caracterizarse por ciertos fenómenos físicos que ya no pueden descartarse analíticamente como en flujo supersónico. Las peculiaridades de los flujos hipersónicos son las siguientes:
- Tapa de choque
- Calefacción aerodinámica
- Entropy layer
- Efectos reales del gas
- Efectos de baja densidad
- Independencia de coeficientes aerodinámicos con número Mach.
Pequeña distancia de separación de impactos
A medida que aumenta el número de Mach de un cuerpo, también aumenta la densidad detrás de un arco de choque generado por el cuerpo, lo que corresponde a una disminución en el volumen detrás del choque debido a la conservación de la masa. En consecuencia, la distancia entre el arco de choque y el cuerpo disminuye a números de Mach más altos.
Capa de entropía
A medida que aumentan los números de Mach, también aumenta el cambio de entropía a través del choque, lo que da como resultado un fuerte gradiente de entropía y un flujo altamente vorticial que se mezcla con la capa límite.
Interacción viscosa
Una parte de la gran energía cinética asociada con el flujo a números de Mach altos se transforma en energía interna en el fluido debido a los efectos viscosos. El aumento de la energía interna se realiza como un aumento de la 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 en 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 a alta temperatura
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 y la ionización de las moléculas, lo que da como resultado un flujo de calor convectivo y radiativo.
Clasificación de los regímenes Mach
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 un "régimen transónico" existe 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 corriente libre está por debajo de este valor.
El "régimen supersónico" generalmente se refiere al conjunto de números de Mach para los cuales 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 despreciarse razonablemente en los cálculos. En general, la NASA define "alto" hipersónico como cualquier número de Mach de 10 a 25, y velocidades de reentrada como cualquier cosa superior a Mach 25. Entre las naves espaciales que operan en estos regímenes están las cápsulas espaciales Soyuz y Dragon que regresan; el transbordador espacial operado anteriormente; varias naves espaciales reutilizables en desarrollo, como SpaceX Starship y Rocket Lab Electron; así como aviones espaciales (teóricos).
En la siguiente tabla, los "regímenes" o "rango de valores de Mach" se hace referencia en lugar de los significados habituales de "subsónico" y "supersónico".
| Régimen | Velocity | General '' 'avión ' (cambiar aviones a aeronaves) características | |||
|---|---|---|---|---|---|
| Mach No | mph | km/h | m/s | ||
| Subsónico | 0.8 | " 614 | ▪ 988 | c) 274 | A menudo aviones de turbofán impulsados por hélices y comerciales con alas de alta relación de aspecto, y características redondeadas como la nariz y los bordes principales. |
| Transónico | 0.8–1.2 | 614–921 | 988–1482 | 274–412 | Los aviones transónicos casi siempre han barrido alas que retrasan la drag-divergence, alas supercríticas para retrasar el inicio de la arrastre de ondas, y a menudo cuentan con diseños que se adhieren a los principios de la regla de área de Whitcomb. |
| Supersonic | 1.2 a 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 flujos de fluidos por encima de Mach 1. Los bordes de afeitar, las secciones delgadas de la lámina de aire, y los cuellos de asagüe son comunes. Los aviones de combate modernos deben comprometerse para mantener el manejo de baja velocidad. "True" diseños supersónicos incluyen el F-104 Starfighter y BAC/Aérospatiale Concorde. |
| Hypersonic | 5 a 10 | 3836–7673 | 6174–12350 | 1715–3430 | El níquel refrigerado o piel de titanio; el diseño está altamente integrado, en lugar de montarse de componentes independientes separados, debido a la dominación 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, que a su vez afectan su comportamiento. El resultado es que ningún componente puede diseñarse sin saber cómo todos los demás componentes afectarán a todos los flujos de aire alrededor de la nave, y cualquier cambio a 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, Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle, Hypersonic Air-breathing Weapon Concept (HAWC, pronunciado Hawk), Shaurya missile. |
| High-Hypersonic | 10 a 25 | 7673–19180 | 12350–30870 | 3430–8507 | El control térmico se convierte en una consideración de diseño dominante. La estructura debe estar diseñada para operar caliente, o estar protegida por baldosas especiales o similares. El flujo de reacción química también puede causar la corrosión de la piel del vehículo, con oxígeno atómico gratuito que ofrece flujos de muy alta velocidad. Ejemplos son el 53T6 (Mach 17), Hypersonic Technology Vehicle 2 (Mach 20), LGM-30 Minuteman (Mach 23), Agni-V (Mach 24), DF-41 (Mach 25), y Avangard (Mach 20-27). Los diseños hipersónicos a menudo se ven forzados a configuraciones contundentes debido al aumento de la calefacción aerodinámica con un radio reducido de curvatura. |
| Velocidades de entrada | ■ 25 | √≥ 19030 | Ø 30870 | ■ 8575 | Ablativo o térmico Escudo de calor de pico; alas pequeñas o no; forma contundente. Ver Cápsula de Reentrada. |
Parámetros de similitud
La categorización del flujo de aire se basa en una serie de parámetros de similitud, que permiten la simplificación de una cantidad casi infinita 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 cuerpos aerodinámicos significa que el número de Reynolds de flujo libre es menos útil como estimación del comportamiento de la capa límite sobre un cuerpo (aunque sigue siendo importante). Finalmente, el aumento de la temperatura del flujo hipersónico significa que los efectos del gas real se vuelven importantes. Por lo tanto, la investigación en hipersónicos 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 ser descrito 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 usando el tiempo como una variable extra. Esto significa que para el flujo fuera de equilibrio, 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 Knudsen superior a 0,1) no siguen las ecuaciones de Navier-Stokes.
Los flujos hipersónicos generalmente se clasifican 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 permitía comparar configuraciones similares.
Regimenes
El flujo hipersónico se puede separar aproximadamente en varios regímenes. La selección de estos regímenes es aproximada, debido a la confusión de los límites donde se puede encontrar un efecto particular.
Gasolina perfecta
En este régimen, el gas puede considerarse como un gas ideal. El flujo en este régimen aún depende del número de Mach. Las simulaciones comienzan a depender del uso de una pared de temperatura constante, en lugar de la pared adiabática que normalmente se usa a velocidades más bajas. El borde inferior de esta región está alrededor de Mach 5, donde los estatorreactores se vuelven ineficientes, y el borde superior alrededor de Mach 10-12.
Gas ideal a dos temperaturas
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. Ver particularmente el modelado de boquillas supersónicas, donde la congelación vibracional se vuelve importante.
Gas disociado
En este régimen, los gases diatómicos o poliatómicos (los gases que se encuentran en la mayoría de las atmósferas) comienzan a disociarse a medida que entran en contacto con el arco de choque generado por el cuerpo. La catálisis de superficie 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 borde superior de este régimen, los efectos de la ionización comienzan a tener un efecto sobre el flujo.
Gas ionizado
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 ocurre para velocidades de flujo de corriente libre de alrededor de 3-4 km/s. Los gases en esta región se modelan como plasmas no radiantes.
Régimen dominado por la radiación
Por encima de los 12 km/s, la transferencia de calor a un vehículo cambia de dominada por conducción a dominada por radiación. El modelado de gases en este régimen se divide en dos clases:
- Otípicamente delgada: donde el gas no reabsorbe la radiación emitida de otras partes del gas
- Espeso óptico: donde la radiación debe considerarse una fuente separada de energía.
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.