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Velocidad hipersónica

Imagen CFD del NASA X-43A a Mach 7 En aerodinámica , la velocidad hipersónica se refiere a velocidades mucho mayores que la velocidad del sonido , generalmente mayores que aprox...

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Imagen CFD del NASA X-43A a Mach 7

En aerodinámica , la velocidad hipersónica se refiere a velocidades mucho mayores que la velocidad del sonido , generalmente mayores que aproximadamente Mach 5. [ 1 ] [ 2 ] [ 3 ]

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, en conjunto, se vuelven importantes alrededor de Mach 5-10. El régimen hipersónico también puede definirse 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. [ 4 ]

Las armas hipersónicas suelen ser vehículos de planeo propulsados ​​o misiles de crucero diseñados para el vuelo aerodinámico y las maniobras por encima de Mach 5.

Durante la reentrada atmosférica se alcanzan velocidades hipersónicas elevadas . Los aviones espaciales están diseñados para volar en este régimen. El North American X-15 y el transbordador espacial son los únicos aviones espaciales tripulados que vuelan a más de Mach 5.

Características del flujo

Simulación de velocidad hipersónica (Mach 5)

Aunque la definición de flujo hipersónico puede ser bastante vaga [ 1 ] [ a ] ​​un flujo hipersónico puede caracterizarse por ciertos fenómenos físicos en un flujo supersónico muy rápido. [ 5 ]

Las peculiaridades de los flujos hipersónicos son las siguientes:

  1. Capa de choque [ 1 ]
  2. Interacción de choque - aerotérmica: [ 6 ] calentamiento aerodinámico [ 1 ] del fuselaje [ 7 ]
  3. Capa de entropía
  4. Efectos reales del gas
  5. Efectos de baja densidad
  6. Independencia de los coeficientes aerodinámicos con respecto al número de Mach.

Distancia de separación de impacto pequeña

A medida que aumenta el número de Mach de un cuerpo, la densidad detrás de la onda de choque generada por dicho cuerpo también aumenta, lo que corresponde a una disminución del volumen detrás de la onda de choque debido a la conservación de la masa . En consecuencia, la distancia entre la onda de choque y el cuerpo disminuye a números de Mach más altos. [ 8 ]

Capa de entropía

A medida que aumenta el número de Mach, también aumenta el cambio de entropía a través de la onda de 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 al flujo a altos números de Mach se transforma en energía interna del fluido debido a efectos viscosos. El aumento de la energía interna se manifiesta como un aumento de la temperatura. Dado que el gradiente de presión normal al flujo dentro de una capa límite es prácticamente cero para números de Mach hipersónicos bajos a moderados, el aumento de temperatura a través de la capa límite coincide con una disminución de la densidad. Esto provoca 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

Las altas temperaturas debidas a una manifestación de disipación viscosa provocan propiedades de flujo químico de no equilibrio, como la excitación vibracional y la disociación e ionización de moléculas, lo que da como resultado un flujo de calor convectivo y radiativo .

Clasificación de los regímenes de Mach

Aunque los términos «subsónico» y «supersónico» suelen referirse a velocidades inferiores y superiores a la velocidad del sonido local , respectivamente, los aerodinamistas a menudo los utilizan para referirse a rangos específicos de valores de Mach. Cuando una aeronave se aproxima a velocidades transónicas (alrededor de Mach 1), entra en un régimen especial. Las aproximaciones habituales basadas en las ecuaciones de Navier-Stokes , que funcionan bien para diseños subsónicos, empiezan a fallar porque, incluso en la corriente libre, algunas partes del flujo superan localmente Mach 1. Por lo tanto, se necesitan métodos más sofisticados para abordar este comportamiento complejo. [ 9 ]

El "régimen supersónico" generalmente se refiere al conjunto de números Mach para los cuales se puede utilizar 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. Generalmente, la NASA define hipersónico "alto" como cualquier número Mach de 10 a 25, y velocidades de reentrada como cualquier cosa mayor que Mach 25. Entre las naves espaciales que operan en estos regímenes se encuentran las cápsulas espaciales Soyuz y Dragon que regresan; el transbordador espacial que operó anteriormente ; varias naves espaciales reutilizables en desarrollo como SpaceX Starship y Rocket Lab Electron ; y aviones espaciales (teóricos) .

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".

Parámetros de similitud

La categorización del flujo de aire se basa en una serie de parámetros de similitud , que permiten simplificar un número casi infinito de casos de prueba en grupos similares. Para el flujo transónico y compresible , los números de Mach y Reynolds por sí solos permiten una buena categorización de muchos casos de flujo.

Sin embargo, los flujos hipersónicos requieren otros parámetros de similitud. Primero, las ecuaciones analíticas para el ángulo de choque oblicuo se vuelven casi independientes del número de Mach a números de Mach altos (~>10). Segundo, la formación de fuertes choques alrededor de cuerpos aerodinámicos implica que el número de Reynolds de la corriente 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 hace que los efectos de los gases reales se vuelvan importantes. Por lo tanto, la investigación en hipersónica se denomina a menudo aerotermodinámica , en lugar de aerodinámica . [ 10 ]

La introducción de los efectos de los gases reales implica que se requieren más variables para describir el estado completo de un gas. Mientras que un gas estacionario puede describirse con tres variables ( presión , temperatura , índice adiabático ) y un gas en movimiento con cuatro ( velocidad de flujo ), un gas caliente en equilibrio químico también requiere ecuaciones de estado para los componentes químicos del gas, y un gas en desequilibrio resuelve esas ecuaciones de estado utilizando el tiempo como una variable adicional. Esto significa que, para un flujo en desequilibrio, pueden ser necesarias entre 10 y 100 variables para describir el estado del gas en cualquier 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 se clasifican típicamente según su energía total, expresada como entalpía total (MJ/kg), presión total (kPa-MPa), presión de estancamiento (kPa-MPa), temperatura de estancamiento (K) o velocidad del flujo (km/s).

Wallace D. Hayes desarrolló un parámetro de similitud, similar a la regla del área de Whitcomb , que permitía comparar configuraciones similares. En el estudio del flujo hipersónico sobre cuerpos delgados, el producto del número de Mach de la corriente libreMETRO∞{\displaystyle M_{\infty }}y el ángulo de deflexión del flujoθ{\displaystyle \theta }, conocido como el parámetro de similitud hipersónica:K=METRO∞θ{\displaystyle K=M_{\infty }\theta }se considera un parámetro de gobierno importante. [ 10 ] La relación de esbeltez de un vehículoτ=d/l{\displaystyle \tau =d/l}, dónded{\displaystyle d}es el diámetro yl{\displaystyle l}es la longitud, a menudo se sustituye porθ{\displaystyle \theta }.

Regímenes

El flujo hipersónico puede dividirse aproximadamente en varios regímenes. La selección de estos regímenes es imprecisa, debido a la difuminación de los límites donde se puede encontrar un efecto particular.

Gas perfecto

En este régimen, el gas puede considerarse 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 se usa típicamente a velocidades más bajas. El límite inferior de esta región se sitúa alrededor de Mach 5, donde los estatorreactores se vuelven ineficientes, y el límite superior alrededor de Mach 10-12.

Gas ideal de dos temperaturas

Este es un subconjunto del régimen de gas ideal, donde el gas puede considerarse químicamente perfecto, pero las temperaturas rotacional y vibracional del gas deben considerarse por separado, lo que da lugar a dos modelos de temperatura. Véase, en particular, la modelización de toberas supersónicas, donde la congelación vibracional cobra importancia.

Gas disociado

En este régimen, los gases diatómicos o poliatómicos (los gases presentes en la mayoría de las atmósferas) comienzan a disociarse al entrar en contacto con la onda de choque generada por el cuerpo. La catálisis superficial influye en el cálculo del calentamiento superficial, lo que significa que el tipo de material de la superficie también afecta al flujo. El límite inferior de este régimen corresponde al punto donde cualquier componente de una mezcla de gases comienza a disociarse en el punto de estancamiento del flujo (que para el nitrógeno se sitúa alrededor de los 2000 K). En el límite superior de este régimen, los efectos de la ionización comienzan a influir en 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 trata de forma independiente de la temperatura de los demás componentes del gas. Esta región se presenta para velocidades de flujo libre de alrededor de 3 a 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 aproximadamente, la transferencia de calor a un vehículo cambia de estar dominada por la conducción a estar dominada por la radiación. La modelización de gases en este régimen se divide en dos clases:

  1. Ópticamente delgado : donde el gas no reabsorbe la radiación emitida por otras partes del gas.
  2. Ópticamente gruesa: donde la radiación debe considerarse una fuente de energía separada.

La modelización de gases ópticamente densos es extremadamente difícil, ya que, debido al cálculo de la radiación en cada punto, la carga computacional aumenta teóricamente de forma exponencial a medida que aumenta el número de puntos considerados.

Véase también

Motores
Misiles
Otros regímenes de flujo

Notas

  1. ↑ es generalmente discutible (especialmente debido a la ausencia de discontinuidad entre flujos supersónicos e hipersónicos).

Referencias

  1. 1 2 3 4 5 6 7 Leishman, J. Gordon (enero de 2023). "53 vehículos de vuelo hipersónico" . erau.edu . Universidad Aeronáutica Embry-Riddle . Recuperado el 28 de junio de 2025. El flujo hipersónico se considera típicamente que comienza alrededor de Mach 5, pero este umbral no está definido con precisión" - " Explosiones sónicas en el vuelo hipersónico.{{cite journal}}: CS1 maint: servicio de archivado obsoleto ( enlace )
  2. ↑ Suppe, Frederick (2000). «La naturaleza cambiante de la instrumentación y los datos de las pruebas de vuelo y en tierra: 1940-1969» . En Galison, P.; Roland, A. (eds.). Vuelo atmosférico en el siglo XX . Springer. pág. 90. ISBN  978-94-011-4379-0.
  3. ↑ "Velocidad hipersónica | Ingeniería | Proyectos de investigación | EBSCO Research" . EBSCO .
  4. ↑ "Capacidad calorífica específica, gas calóricamente imperfecto" . Centro de Investigación Glenn . NASA . Consultado el 27 de diciembre de 2019 .
  5. ↑ GÜlçat, Ülgen (2021). "Flujo hipersónico" . Fundamentos de la aerodinámica inestable moderna (3.ª ed.). Cham: Springer. Bibcode : 2021fmua.book.....G . doi : 10.1007/978-3-030-60777-7 . ISBN  978-3-030-60777-7. Consultado el 6 de julio de 2025 .
  6. ↑ Fengshou Xiao; Zhufei Li; Yujian Zhu; Jiming Yang (19 de octubre de 2016). R. Kimmel (ed.). "Interacciones de choque/choque hipersónicas de tipo IV en un cuerpo romo con cavidad frontal" . Journal of Spacecraft and Rockets . 54 (2). American Institute of Aeronautics and Astronautics : 506–512 . doi : 10.2514/1.A33556 . Recuperado el 10 de julio de 2025 .
  7. ↑ J. Urzay (julio de 2020). "Las características físicas de los flujos hipersónicos" (PDF) . stanford.edu . Centro de Investigación de la Turbulencia . pág. 3. Consultado el 10 de julio de 2025 . 
  8. ↑ Shang, JS (1 de enero de 2001). "Investigaciones recientes en magnetoaerodinámica" . Progress in Aerospace Sciences . 37 (1): 1– 20. Bibcode : 2001PrAeS..37....1S . doi : 10.1016/S0376-0421(00)00015-4 . ISSN 0376-0421 . 
  9. ↑ "Hipersónicos" . doi : 10.1007/978-3-030-60777-7_6 .
  10. 1 2 Anderson, Jr., John D. (2006). Dinámica de gases hipersónicos y de alta temperatura . Serie educativa de la AIAA (2.ª ed.). Instituto Americano de Aeronáutica y Astronáutica. ISBN  1-56347-780-7.
  • Guía de la NASA sobre tecnología hipersónica
  • Grupo de Hipersónica del Imperial College
  • Centro de Hipersónica de la Universidad de Queensland
  • Grupo de Flujo de Alta Velocidad de la Universidad de Nueva Gales del Sur
  • Grupo de Hipersónica de la Universidad de Oxford. Archivado el 14 de agosto de 2021 en Wayback Machine .