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En aerodinámica , una velocidad hipersónica es aquella que excede cinco veces la velocidad del sonido , a menudo indicada a partir de velocidades de Mach 5 y superiores. [1]
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 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. [2]
Si bien la definición de flujo hipersónico puede ser bastante vaga y generalmente discutible (especialmente debido a la ausencia de discontinuidad entre los flujos supersónicos e hipersónicos), un flujo hipersónico puede caracterizarse por ciertos fenómenos físicos que ya no pueden descartarse analíticamente como en el flujo supersónico. . [ cita necesaria ] Las peculiaridades de los flujos hipersónicos son las siguientes: [ cita necesaria ]
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 mayor número de Mach. [ cita necesaria ]
A medida que aumentan los números de Mach, el cambio de entropía a lo largo del choque también aumenta, lo que da como resultado un fuerte gradiente de entropía y un flujo altamente vórtice que se mezcla con la capa límite .
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 efectos viscosos. El aumento de energía interna se materializa como un aumento de temperatura. Dado que el gradiente de presión normal al flujo dentro de una capa límite es aproximadamente 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 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. [ cita necesaria ]
Las altas temperaturas debidas a una manifestación de disipación viscosa provocan propiedades de flujo químico sin equilibrio, como excitación vibratoria y disociación e ionización de moléculas, lo que da como resultado un flujo de calor convectivo y radiativo . [ cita necesaria ]
Aunque "subsónico" y "supersónico" generalmente se refieren a velocidades por debajo y por encima de la velocidad local del sonido respectivamente, los aerodinámicos suelen utilizar estos términos para referirse a rangos particulares de valores de Mach. Esto ocurre porque existe un " régimen transónico " 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 [ se necesita aclaración ] está por debajo. este valor. [ se necesita aclaración ]
El "régimen supersónico" suele referirse al conjunto de números de Mach para los que 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 de Mach de 10 a 25, y velocidades de reentrada como cualquier valor superior a Mach 25. Entre las naves espaciales que operan en estos regímenes se encuentran 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 ; y aviones espaciales (teóricos) . [ cita necesaria ]
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". [ cita necesaria ]
La categorización del flujo de aire se basa en una serie de parámetros de similitud , que permiten la simplificación de un número casi infinito 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. [ cita necesaria ]
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 para números de Mach altos (~>10). En segundo lugar, la formación de fuertes choques alrededor de cuerpos aerodinámicos significa que el número de Reynolds en flujo libre es menos útil como estimación del comportamiento de la capa límite sobre un cuerpo (aunque sigue siendo importante). Finalmente, el aumento de temperatura del flujo hipersónico significa que los efectos reales del gas se vuelven importantes. Por lo tanto, la investigación en hipersónica a menudo se denomina aerotermodinámica, en lugar de aerodinámica . [3]
La introducción de efectos reales de los gases significa que se requieren más variables para describir el estado completo de un gas. Mientras que un gas estacionario puede describirse mediante tres variables ( presión , temperatura , índice adiabático ) y un gas en movimiento mediante cuatro ( velocidad de flujo ), un gas caliente en equilibrio químico también requiere ecuaciones de estado para los componentes químicos del gas, y una El gas en desequilibrio resuelve esas ecuaciones de estado usando el tiempo como 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 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 . [ cita necesaria ]
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 del flujo (km/s). . [ cita necesaria ]
Wallace D. Hayes desarrolló un parámetro de similitud, similar a la regla del área de Whitcomb , que permitía comparar configuraciones similares. [ cita necesaria ]
El flujo hipersónico se puede dividir aproximadamente en varios regímenes. La selección de estos regímenes es aproximada, debido a que los límites donde se puede encontrar un efecto particular son borrosos. [ cita necesaria ]
En este régimen, el gas puede considerarse como un gas ideal . El flujo en este régimen sigue dependiendo 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 límite inferior de esta región está alrededor de Mach 5, donde los estatorreactores se vuelven ineficientes, y el límite superior alrededor de Mach 10-12. [ cita necesaria ]
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. Véase en particular el modelado de boquillas supersónicas, donde la congelación por vibración adquiere importancia. [ cita necesaria ]
En este régimen, los gases diatómicos o poliatómicos (los gases que se encuentran en la mayoría de las atmósferas) comienzan a disociarse al entrar en contacto con el arco de choque generado por el cuerpo. La catálisis superficial juega un papel en el cálculo del calentamiento de la superficie, es decir, el tipo de material de la superficie también influye en el flujo. El límite 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 límite superior de este régimen, los efectos de la ionización comienzan a afectar el flujo. [ cita necesaria ]
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 libre de alrededor de 3-4 km/s. Los gases en esta región se modelan como plasmas no radiantes . [ cita necesaria ]
Por encima de unos 12 km/s, la transferencia de calor a un vehículo cambia de estar dominada por la conducción a dominada por la radiación. El modelado de gases en este régimen se divide en dos clases: [ cita necesaria ]
La modelización de gases ópticamente espesos 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.
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