Hyperschallgeschwindigkeit

In der Aerodynamik bezeichnet Hyperschallgeschwindigkeit Geschwindigkeiten , die deutlich über der Schallgeschwindigkeit liegen , üblicherweise mehr als etwa Mach 5. ^{[ 1 ] [ 2 ] [ 3 ]}

Die genaue Machzahl, ab der ein Flugobjekt als hyperschallschnell fliegt, variiert, da einzelne physikalische Veränderungen der Luftströmung (wie Moleküldissoziation und Ionisation ) mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten auftreten; diese Effekte werden im Bereich von Mach 5–10 insgesamt relevant. Der Hyperschallbereich kann alternativ auch als der Geschwindigkeitsbereich definiert werden, in dem sich die spezifische Wärmekapazität mit der Temperatur der Strömung ändert, da die kinetische Energie des sich bewegenden Objekts in Wärme umgewandelt wird. ^{[ 4 ]}

Hyperschallwaffen sind typischerweise Gleitflugkörper oder Marschflugkörper, die für aerodynamisches Fliegen und Manövrieren oberhalb von Mach 5 ausgelegt sind.

Beim Wiedereintritt in die Atmosphäre werden hohe Hyperschallgeschwindigkeiten erreicht . Raumgleiter sind für Flüge in diesem Bereich ausgelegt. Die North American X-15 und der Space Shuttle Orbiter sind die einzigen bemannten Fahrzeuge, die Geschwindigkeiten über Mach 5 erreicht haben.

Obwohl die Definition von Hyperschallströmung recht vage sein kann ^{[ 1 ] [ a ],} lässt sich eine Hyperschallströmung durch bestimmte physikalische Phänomene bei sehr schnellen Überschallströmungen charakterisieren. ^{[ 5 ]}

Die Besonderheiten von Hyperschallströmungen sind folgende:

1. Stoßwellenschicht ^{[ 1 ]}​
2. Stoßwechselwirkung - aerothermisch: ^{[ 6 ]} aerodynamische Erwärmung ^{[ 1 ]} des Rumpfes ^{[ 7 ]}
3. Entropieschicht
4. Reale Gaseffekte
5. Effekte niedriger Dichte
6. Unabhängigkeit der aerodynamischen Koeffizienten von der Mach-Zahl.

Mit steigender Mach-Zahl eines Körpers nimmt auch die Dichte hinter dem vom Körper erzeugten Bugstoß zu, was aufgrund der Massenerhaltung einer Volumenabnahme hinter dem Stoß entspricht . Folglich verringert sich der Abstand zwischen Bugstoß und Körper bei höheren Mach-Zahlen. ^{[ 8 ]}

Mit steigender Mach-Zahl nimmt auch die Entropieänderung über den Stoß hinweg zu, was zu einem starken Entropiegradienten und einer stark wirbelartigen Strömung führt, die sich mit der Grenzschicht vermischt .

Ein Teil der hohen kinetischen Energie, die bei hohen Mach-Zahlen in der Strömung vorhanden ist, wandelt sich aufgrund von Viskositätseffekten in innere Energie des Fluids um. Diese Zunahme der inneren Energie äußert sich in einem Temperaturanstieg. Da der Druckgradient senkrecht zur Strömungsrichtung innerhalb einer Grenzschicht bei niedrigen bis mittleren hypersonischen Mach-Zahlen nahezu null ist, geht der Temperaturanstieg in der Grenzschicht mit einer Dichteabnahme einher. Dies führt zu einer Ausdehnung der unteren Grenzschicht, wodurch die Grenzschicht über dem Körper dicker wird und häufig mit der Stoßwelle nahe der Vorderkante des Körpers verschmelzen kann.

Hohe Temperaturen aufgrund einer Manifestation viskoser Dissipation verursachen chemische Fließeigenschaften im Nichtgleichgewicht, wie z. B. Schwingungsanregung und Dissoziation sowie Ionisation von Molekülen, was zu konvektivem und radiativem Wärmefluss führt .

Obwohl „Unterschall“ und „Überschall“ üblicherweise Geschwindigkeiten unterhalb bzw. oberhalb der lokalen Schallgeschwindigkeit bezeichnen , verwenden Aerodynamiker diese Begriffe oft für bestimmte Mach-Bereiche. Nähert sich ein Flugzeug transsonischen Geschwindigkeiten (um Mach 1), tritt es in einen speziellen Strömungsbereich ein. Die üblichen Näherungen auf Basis der Navier-Stokes-Gleichungen , die für Unterschallkonstruktionen gut funktionieren, versagen hier, da selbst in der Anströmung Teile der Strömung lokal Mach 1 überschreiten. Daher sind komplexere Methoden erforderlich, um dieses komplexe Verhalten zu beschreiben. ^{[ 9 ]}

The "supersonic regime" usually refers to the set of Mach numbers for which linearized theory may be used; for example, where the (air) flow is not chemically reacting and where heat transfer between air and vehicle may be reasonably neglected in calculations. Generally, NASA defines "high" hypersonic as any Mach number from 10 to 25, and re-entry speeds as anything greater than Mach 25. Among the spacecraft operating in these regimes are returning Soyuz and Dragonspace capsules; the previously-operated Space Shuttle; various reusable spacecraft in development such as SpaceXStarship and Rocket LabElectron; and (theoretical) spaceplanes.

In the following table, the "regimes" or "ranges of Mach values" are referenced instead of the usual meanings of "subsonic" and "supersonic".

Die Kategorisierung von Luftströmungen basiert auf einer Reihe von Ähnlichkeitsparametern , die es ermöglichen, eine nahezu unendliche Anzahl von Testfällen in Ähnlichkeitsgruppen zu unterteilen. Bei transsonischer und kompressibler Strömung erlauben bereits die Mach- und Reynolds-Zahlen eine gute Kategorisierung vieler Strömungsfälle.

Hyperschallströmungen erfordern jedoch andere Ähnlichkeitsparameter. Erstens werden die analytischen Gleichungen für den Winkel des schrägen Stoßes bei hohen Mach-Zahlen (≥ 10) nahezu unabhängig von der Mach-Zahl. Zweitens führt die Bildung starker Stoßwellen um aerodynamische Körper dazu, dass die Reynolds-Zahl der Anströmung als Abschätzung des Verhaltens der Grenzschicht über einem Körper weniger geeignet ist (obwohl sie weiterhin eine wichtige Rolle spielt). Schließlich bedingt die erhöhte Temperatur der Hyperschallströmung, dass Realgaseffekte relevant werden. Die Hyperschallforschung wird daher häufiger als Aerothermodynamik denn als Aerodynamik bezeichnet . ^{[ 10 ]}

Die Berücksichtigung realer Gaseffekte führt dazu, dass mehr Variablen benötigt werden, um den vollständigen Zustand eines Gases zu beschreiben. Während ein ruhendes Gas durch drei Variablen ( Druck , Temperatur , Adiabatenindex ) und ein bewegtes Gas durch vier ( Strömungsgeschwindigkeit ) beschrieben werden kann, erfordert ein heißes Gas im chemischen Gleichgewicht zusätzlich Zustandsgleichungen für seine chemischen Komponenten. Ein Gas im Nichtgleichgewicht löst diese Zustandsgleichungen mithilfe der Zeit als zusätzlicher Variable. Dies bedeutet, dass für Nichtgleichgewichtsströmungen zwischen 10 und 100 Variablen erforderlich sein können, um den Zustand des Gases zu einem bestimmten Zeitpunkt zu beschreiben. Darüber hinaus gehorchen verdünnte Hyperschallströmungen (üblicherweise definiert als solche mit einer Knudsen-Zahl über 0,1) nicht den Navier-Stokes-Gleichungen .

Hyperschallströmungen werden typischerweise nach ihrer Gesamtenergie kategorisiert, die als Gesamtenthalpie ( MJ/kg), Gesamtdruck (kPa-MPa), Stagnationsdruck (kPa-MPa), Stagnationstemperatur (K) oder Strömungsgeschwindigkeit (km/s) ausgedrückt wird.

Wallace D. Hayes entwickelte einen Ähnlichkeitsparameter, analog zur Whitcomb -Flächenregel , der den Vergleich ähnlicher Konfigurationen ermöglichte. Bei der Untersuchung von Hyperschallströmungen um schlanke Körper gilt das Produkt aus Mach-Zahl der Anströmung und Strömungsablenkwinkel , bekannt als Hyperschall-Ähnlichkeitsparameter, als wichtiger Parameter. ^{[ 10 ]} Das Schlankheitsverhältnis eines Fahrzeugs , wobei der Durchmesser und die Länge ist, wird häufig anstelle von verwendet . ${\displaystyle M_{\infty }}$${\displaystyle \theta }$$${\displaystyle K=M_{\infty }\theta }$$${\displaystyle \tau =d/l}$${\displaystyle d}$${\displaystyle l}$${\displaystyle \theta }$

Hyperschallströmungen lassen sich näherungsweise in mehrere Regime unterteilen. Die Auswahl dieser Regime ist jedoch aufgrund der fließenden Übergänge zwischen den Bereichen, in denen bestimmte Effekte auftreten können, mitunter schwierig.

In diesem Bereich kann das Gas als ideales Gas betrachtet werden . Die Strömung ist weiterhin von der Mach-Zahl abhängig. Simulationen basieren nun auf der Verwendung einer Wand mit konstanter Temperatur anstelle der üblicherweise bei niedrigeren Geschwindigkeiten verwendeten adiabatischen Wand. Die untere Grenze dieses Bereichs liegt bei etwa Mach 5, wo Staustrahltriebwerke ineffizient werden, die obere Grenze bei etwa Mach 10–12.

Dies ist ein Teilbereich des idealen Gasregimes, in dem das Gas als chemisch ideal betrachtet werden kann, jedoch die Rotations- und Schwingungstemperaturen des Gases separat betrachtet werden müssen, was zu zwei Temperaturmodellen führt. Siehe insbesondere die Modellierung von Überschalldüsen, wo die Schwingungserstarrung eine wichtige Rolle spielt.

In diesem Bereich beginnen zwei- oder mehratomige Gase (die in den meisten Atmosphären vorkommenden Gase) zu dissoziieren , sobald sie mit dem vom Körper erzeugten Bugstoß in Kontakt kommen. Die Oberflächenkatalyse beeinflusst die Berechnung der Oberflächenerwärmung, was bedeutet, dass auch die Art des Oberflächenmaterials die Strömung beeinflusst. Die untere Grenze dieses Bereichs ist der Punkt, an dem eine Komponente eines Gasgemisches im Staupunkt der Strömung (bei Stickstoff etwa 2000 K) erstmals zu dissoziieren beginnt. An der oberen Grenze dieses Bereichs wirken sich Ionisationseffekte auf die Strömung aus.

In diesem Bereich wird die Population ionisierter Elektronen in der stagnierenden Strömung signifikant, und die Elektronen müssen separat modelliert werden. Häufig wird die Elektronentemperatur getrennt von der Temperatur der übrigen Gaskomponenten behandelt. Dieser Bereich tritt bei Freistromgeschwindigkeiten um 3–4 km/s auf. Gase in diesem Bereich werden als nichtstrahlende Plasmen modelliert .

Ab etwa 12 km/s ändert sich der Wärmetransport zum Fahrzeug von einem konduktionsdominierten zu einem strahlungsdominierten Prozess. Die Modellierung von Gasen in diesem Bereich wird in zwei Klassen unterteilt:

1. Optisch dünn : wenn das Gas die von anderen Teilen des Gases emittierte Strahlung nicht wieder absorbiert.
2. Optisch dicht: Hierbei muss die Strahlung als separate Energiequelle betrachtet werden.

Die Modellierung optisch dicker Gase ist äußerst schwierig, da der Rechenaufwand aufgrund der Berechnung der Strahlung an jedem Punkt theoretisch exponentiell mit der Anzahl der betrachteten Punkte ansteigt.

Motoren

• Raketenmotor
• Staustrahltriebwerk
• Scramjet
• Reaktionsmaschinen SABRE , LAPCAT (Konstruktionsstudien)

Raketen

• 3M22 Zircon Anti-Schiff-Hyperschall-Marschflugkörper (in Produktion)
• BrahMos-II Marschflugkörper – (In Entwicklung)

Andere Strömungsregime

• Unterschallflug
• Transonic
• Überschallgeschwindigkeit

• NASA-Leitfaden zu Hyperschall
• Hyperschallgruppe am Imperial College
• Zentrum für Hyperschallforschung der Universität von Queensland
• Hochgeschwindigkeitsströmungsgruppe an der Universität von New South Wales
• Hyperschallgruppe der Universität Oxford, archiviert am 14. August 2021 im Internetarchiv Wayback Machine