Velocidade hipersônica - Hypersonic speed

Imagem CFD da NASA X-43A em Mach 7
Simulação de velocidade hipersônica (Mach 5)

Em aerodinâmica , uma velocidade hipersônica é aquela que excede 5 vezes a velocidade do som , freqüentemente declarada como começando em velocidades de Mach 5 e acima.

O número Mach preciso em que se pode dizer que uma nave está voando em velocidade hipersônica varia, uma vez que mudanças físicas individuais no fluxo de ar (como dissociação molecular e ionização ) ocorrem em velocidades diferentes; esses efeitos coletivamente tornam-se importantes por volta de Mach 5-10. O regime hipersônico também pode ser definido alternativamente como velocidades em que a capacidade de calor específico muda com a temperatura do fluxo conforme a energia cinética do objeto em movimento é convertida em calor.

Características de fluxo

Embora a definição de fluxo hipersônico possa ser bastante vaga e geralmente discutível (especialmente devido à ausência de descontinuidade entre os fluxos supersônico e hipersônico), um fluxo hipersônico pode ser caracterizado por certos fenômenos físicos que não podem mais ser analiticamente descontados como no fluxo supersônico . As peculiaridades nos fluxos hipersônicos são as seguintes:

  1. Camada de choque
  2. Aquecimento aerodinâmico
  3. Camada de entropia
  4. Efeitos reais do gás
  5. Efeitos de baixa densidade
  6. Independência dos coeficientes aerodinâmicos com o número de Mach.

Pequena distância de afastamento de choque

À medida que o número de Mach de um corpo aumenta, a densidade por trás de um choque de arco gerado pelo corpo também aumenta, o que corresponde a uma diminuição no volume por trás do choque devido à conservação de massa . Conseqüentemente, a distância entre o choque do arco e o corpo diminui com números de Mach mais altos.

Camada de entropia

Conforme os números de Mach aumentam, a mudança de entropia através do choque também aumenta, o que resulta em um forte gradiente de entropia e um fluxo altamente vortical que se mistura com a camada limite .

Interação viscosa

Uma parte da grande energia cinética associada ao fluxo em altos números de Mach se transforma em energia interna no fluido devido aos efeitos viscosos. O aumento da energia interna é percebido como um aumento da temperatura. Uma vez que o gradiente de pressão normal ao fluxo dentro de uma camada limite é aproximadamente zero para números de Mach hipersônicos baixos a moderados, o aumento da temperatura através da camada limite coincide com uma diminuição na densidade. Isso faz com que a parte inferior da camada limite se expanda, de modo que a camada limite sobre o corpo fique mais espessa e pode muitas vezes se fundir com a onda de choque perto da borda de ataque do corpo.

Fluxo de alta temperatura

Altas temperaturas devido a uma manifestação de dissipação viscosa causam propriedades de fluxo químico de não equilíbrio, como excitação vibracional e dissociação e ionização de moléculas, resultando em fluxo de calor convectivo e radiativo .

Classificação dos regimes de Mach

Embora "subsônico" e "supersônico" geralmente se refiram a velocidades abaixo e acima da velocidade local do som , respectivamente, os aerodinamicistas costumam usar esses termos para se referir a intervalos particulares de valores de Mach. Isso ocorre porque um " regime transônico " existe em torno de M = 1, onde as aproximações das equações de Navier-Stokes usadas para o projeto subsônico não se aplicam mais, em parte porque o fluxo localmente excede M = 1, mesmo quando o número de Mach de fluxo livre está abaixo desse valor.

O "regime supersônico" geralmente se refere ao conjunto de números de Mach para os quais a teoria linearizada pode ser usada; por exemplo, onde o fluxo (de ar ) não está reagindo quimicamente e onde a transferência de calor entre o ar e o veículo pode ser razoavelmente negligenciada nos cálculos. Geralmente, a NASA define hipersônica "alta" como qualquer número Mach de 10 a 25, e as velocidades de reentrada como qualquer coisa maior que Mach 25. Entre as espaçonaves que operam nesses regimes estão retornando cápsulas espaciais Soyuz e Dragon ; o ônibus espacial operado anteriormente ; várias espaçonaves reutilizáveis ​​em desenvolvimento, como SpaceX Starship e Rocket Lab Electron ; bem como aviões espaciais (teóricos) .

Na tabela a seguir, os "regimes" ou "intervalos de valores de Mach" são referenciados em vez dos significados usuais de "subsônico" e "supersônico".

Regime Velocidade Características gerais do avião
Mach Não mph km / h em
Subsônico <0,8 <614 <988 <274 Na maioria das vezes, aeronaves turbofan com propulsão a hélice e comerciais com asas de alta proporção (delgadas) e características arredondadas, como o nariz e as bordas de ataque.
Transonic 0,8-1,2 614-921 988-1482 274-412 Aeronaves transônicas quase sempre têm asas varridas que atrasam a divergência de arrasto, asas supercríticas para atrasar o início do arrasto das ondas e frequentemente apresentam projetos que aderem aos princípios da regra da área de Whitcomb .
Supersônico 1,2-5 921-3836 1482-6174 412–1715 Aeronaves projetadas para voar em velocidades supersônicas mostram grandes diferenças em seu design aerodinâmico por causa das diferenças radicais no comportamento dos fluxos de fluidos acima de Mach 1. Bordas agudas, finas seções de aerofólio e cauda / canards totalmente móveis são comuns. As aeronaves de combate modernas devem se comprometer a fim de manter o manuseio em baixa velocidade. Projetos supersônicos "verdadeiros" incluem o F-104 Starfighter e o BAC / Aérospatiale Concorde .
Hipersônico 5-10 3836-7673 6174-12350 1715-3430 Pele resfriada de níquel ou titânio ; o design é altamente integrado, em vez de montado a partir de componentes projetados de forma independente, devido ao domínio dos efeitos de interferência, onde pequenas mudanças em qualquer um dos componentes causarão grandes mudanças no fluxo de ar ao redor de todos os outros componentes, o que por sua vez afeta seu comportamento. O resultado é que nenhum componente pode ser projetado sem saber como todos os outros componentes afetarão todos os fluxos de ar ao redor da nave, e quaisquer alterações em qualquer um dos componentes podem exigir um redesenho de todos os outros componentes simultaneamente; pequenas asas. Veja Boeing X-51 Waverider , BrahMos-II , X-41 Common Aero Vehicle , DF-ZF , Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle , míssil Shaurya .
Alto-hipersônico 10-25 7673-19180 12350–30870 3430-8507 O controle térmico se torna uma consideração de design dominante. A estrutura deve ser projetada para operar a quente ou ser protegida por placas de silicato especiais ou semelhantes. O fluxo com reação química também pode causar corrosão da pele do veículo, com oxigênio atômico livre apresentando fluxos de alta velocidade. Os exemplos incluem o 53T6 (Mach 17), Hypersonic Technology Vehicle 2 (Mach 20), DF-41 (Mach 25), HGV-202F (Mach 20) Agni-V (Mach 24) e Avangard (Mach 27). Projetos hipersônicos são freqüentemente forçados a configurações rombas por causa do aquecimento aerodinâmico que aumenta com um raio de curvatura reduzido .
Velocidades de reentrada > 25 > 19030 > 30870 > 8575 Escudo térmico ablativo; asas pequenas ou sem asas; forma romba. Consulte Reentry Capsule .

Parâmetros de similaridade

A categorização do fluxo de ar depende de uma série de parâmetros de similaridade , que permitem a simplificação de um número quase infinito de casos de teste em grupos de similaridade. Para fluxo transônico e compressível , os números de Mach e Reynolds por si só permitem uma boa categorização de muitos casos de fluxo.

Fluxos hipersônicos, entretanto, requerem outros parâmetros de similaridade. Primeiro, as equações analíticas para o ângulo de choque oblíquo tornam-se quase independentes do número de Mach em números de Mach altos (~> 10). Em segundo lugar, a formação de choques fortes em torno de corpos aerodinâmicos significa que o número de Reynolds de fluxo livre é menos útil como uma estimativa do comportamento da camada limite sobre um corpo (embora ainda seja importante). Finalmente, o aumento da temperatura dos fluxos hipersônicos significa que os efeitos reais do gás tornam-se importantes. Por esse motivo, a pesquisa em hipersônica é frequentemente chamada de aerotermodinâmica , em vez de aerodinâmica .

A introdução de efeitos reais do gás significa que mais variáveis ​​são necessárias para descrever o estado completo de um gás. Enquanto um gás estacionário pode ser descrito por três variáveis ​​( pressão , temperatura , índice adiabático ) e um gás em movimento por quatro ( velocidade de fluxo ), um gás quente em equilíbrio químico também requer equações de estado para os componentes químicos do gás, e um o gás em não-equilíbrio resolve essas equações de estado usando o tempo como uma variável extra. Isso significa que, para um fluxo sem equilíbrio, algo entre 10 e 100 variáveis ​​pode ser necessário para descrever o estado do gás a qualquer momento. Além disso, fluxos hipersônicos rarefeitos (geralmente definidos como aqueles com um número de Knudsen acima de 0,1) não seguem as equações de Navier-Stokes .

Fluxos hipersônicos são tipicamente categorizados por sua energia total, expressa como entalpia total (MJ / kg), pressão total (kPa-MPa), pressão de estagnação (kPa-MPa), temperatura de estagnação (K) ou velocidade de fluxo (km / s) .

Wallace D. Hayes desenvolveu um parâmetro de similaridade, semelhante à regra da área de Whitcomb , que permitiu a comparação de configurações semelhantes.

Regimes

O fluxo hipersônico pode ser aproximadamente separado em vários regimes. A seleção desses regimes é difícil, devido à indefinição das fronteiras onde um determinado efeito pode ser encontrado.

Gás perfeito

Nesse regime, o gás pode ser considerado um gás ideal . O fluxo neste regime ainda depende do número de Mach. As simulações passam a depender do uso de uma parede de temperatura constante, em vez da parede adiabática normalmente usada em velocidades mais baixas. A borda inferior desta região é em torno de Mach 5, onde os ramjets se tornam ineficientes, e a borda superior em torno de Mach 10-12.

Gás ideal de duas temperaturas

Este é um subconjunto do regime de gás perfeito, onde o gás pode ser considerado quimicamente perfeito, mas as temperaturas rotacional e vibracional do gás devem ser consideradas separadamente, levando a dois modelos de temperatura. Veja particularmente a modelagem de bicos supersônicos, onde o congelamento vibracional se torna importante.

Gás dissociado

Nesse regime, os gases diatômicos ou poliatômicos (os gases encontrados na maioria das atmosferas) começam a se dissociar à medida que entram em contato com o choque de proa gerado pelo corpo. A catálise de superfície desempenha um papel no cálculo do aquecimento da superfície, o que significa que o tipo de material da superfície também tem efeito sobre o fluxo. A borda inferior desse regime é onde qualquer componente de uma mistura de gás começa a se dissociar no ponto de estagnação de um fluxo (que para o nitrogênio é em torno de 2.000 K). No limite superior desse regime, os efeitos da ionização começam a afetar o escoamento.

Gás ionizado

Nesse regime, a população de elétrons ionizados do fluxo estagnado torna-se significativa e os elétrons devem ser modelados separadamente. Freqüentemente, a temperatura do elétron é tratada separadamente da temperatura dos componentes restantes do gás. Esta região ocorre para velocidades de fluxo livre em torno de 3-4 km / s. Os gases nesta região são modelados como plasmas não radiantes .

Regime dominado por radiação

Acima de cerca de 12 km / s, a transferência de calor para um veículo muda de dominado condutivamente para dominado radiativamente. A modelagem de gases neste regime é dividida em duas classes:

  1. Opticamente fino : onde o gás não reabsorve a radiação emitida por outras partes do gás
  2. Opticamente espesso: onde a radiação deve ser considerada uma fonte separada de energia.

A modelagem de gases opticamente espessos é extremamente difícil, pois, devido ao cálculo da radiação em cada ponto, a carga de cálculo teoricamente se expande exponencialmente à medida que o número de pontos considerados aumenta.

Veja também

Motores
Mísseis
Outros regimes de fluxo

Referências

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

links externos