شکست سیستم های پیشرانه مافوق صوت و چالش های طراحی حفاظت حرارتی آنها
به اندازه کافی سریع پرواز کنید و هوا دیگر تنها چیزی نیست که شما در آن جابجا می شوید – چه از نظر مکانیکی و چه از نظر حرارتی شروع به عقب راندن می کند. پرواز مافوق صوت بدون حفاظت حرارتی موثر امکان پذیر نیست. در 16 ماخ، در ارتفاع 20 کیلومتری، دمای رکود بیش از سطح خورشید است. هیچ ماده ساختاری نمی تواند بدون محافظت در چنین شرایطی زنده بماند. حفاظت حرارتی فقط جلوگیری از داغ شدن بیش از حد خودرو نیست. این یک مشکل طراحی است که همه چیز از شکل و ساختار خودرو، انتخاب مواد، طرح خنک کننده، هدایت و کنترل و حتی لوازم الکترونیکی داخل خودرو را تحت تاثیر قرار می دهد. و همه اینها باید بدون انباشته شدن وزن یا حجم وسیله نقلیه انجام شود.
مهندسان اواسط قرن بیستم معمولاً مفاهیم حفاظت حرارتی را با آزمون و خطا آزمایش کردند. آنها وسیله نقلیه یا مدلی از آن را می‌ساختند، آن را در یک تونل باد قرار می‌دادند و می‌دیدند که سازه چگونه مقاومت می‌کند. اما امکانات زمینی دارای محدودیت های واقعی است. تنها تعداد انگشت شماری از مردم جهان می توانند حتی به شرایط مافوق صوت برسند، و این در انفجارهای کوتاه و پالسی که تنها چند ثانیه طول می کشد رخ می دهد. هیچ امکاناتی نمی تواند با کل هندسه، سرعت و محیط حرارتی یک وسیله نقلیه در یک حرکت مطابقت داشته باشد.
به همین دلیل است که تست های فیزیکی به طور فزاینده ای تکمیل می شوند و در برخی مکان ها با مدل سازی جایگزین می شوند. دینامیک سیالات محاسباتی، همراه با انتقال حرارت، ساختار و محاسبات مواد، به مهندسان این امکان را می‌دهد تا مدت‌ها قبل از وجود یک نمونه اولیه فیزیکی، تکرار را پس از تکرار روی رایانه اجرا کنند.
در این وبلاگ، با یک گشت کوتاه در وسایل نقلیه مافوق صوت شروع می کنیم، سپس به فیزیک گرمایش مافوق صوت، مواد و ساختارهای چندلایه مورد استفاده برای حفاظت حرارتی و رویکردهای مهندسی مدرنی که برای طراحی برای این شرایط شدید استفاده می شود، عمیق تر می پردازیم.
شکل 1. مسیر پرواز انواع مختلف وسایل نقلیه مافوق صوت [10].
سه نوع پیشرانه مافوق صوت
هر وسیله نقلیه ای که با سرعت 5+ ماخ پرواز می کند، بارهای مکانیکی و حرارتی را از هوای اطراف تجربه می کند. بر اساس نحوه حفظ مسیر پرواز خود، وسایل نقلیه مافوق صوت به سه دسته کلی تقسیم می‌شوند: موشک‌های بالستیک و شبه بالستیک و وسایل نقلیه شناور، که هر کدام دارای مسیرهای منحصر به فرد خود هستند (شکل 1). آنها نه تنها مسیرهای پروازی منحصربه‌فردی را دنبال می‌کنند، بلکه دارای تنظیمات فیزیکی و سیستم‌های محرکه متفاوتی هستند.
وسایل نقلیه بالستیک و شبه بالستیک (شکل 2a, b) از موتورهای موشکی با سوخت مایع یا جامد استفاده می کنند، در حالی که وسایل نقلیه شناور (شکل 3b) از یک ramjet مافوق صوت استفاده می کنند که اکسید کننده خود را از جو به دست می آورد.
این سیستم های محرکه مختلف همچنین بر جایی که وسیله نقلیه بیشترین تنش حرارتی را در طول پرواز تجربه می کند، تأثیر می گذارد. در موشک‌های کروز مافوق صوت، بیشترین بار در دماغه، باله‌های جت و تثبیت‌کننده‌ها رخ می‌دهد، به‌ویژه در قطعات دیواره نازک که در آن جریان کند می‌شود. در یک وسیله نقلیه کشویی، بیشترین بارها در دماغه و در کل مسیر جریان موتور، از ورودی تا نازل رخ می دهد.
شکل 2a، b. Kh-47M2 Kinzhal / ناو هواپیمابر — MiG-31K(I) (الف) موشک مافوق صوت چند منظوره ماکو / ناو هواپیمابر – جنگنده F-35 Lightning II (b).
شکل 3a, b. یک وسیله نقلیه شناور مافوق صوت با تقویت‌کننده سوخت جامد هنوز در حال روشن شدن است (a)، و پس از جدا شدن از بوستر، هنگامی که اسکرم جت کنترل (b) را گرفت.
شکل 4a-d. سیستم AGM-183 ARRW – یک موشک مافوق صوت با پرتاب هوا که برای حمل وسیله نقلیه شناور (مانند آتش عملیاتی) استفاده می شود. ناو هواپیمابر: بمب افکن B-52H.
شکل 4c نشان می دهد که وسیله نقلیه سرخورده از دماغه تقویت کننده خود جدا شده است. تقویت کننده گلایدر را به داخل استراتوسفر می برد. از آنجا به طور مستقل پرواز می کند، یا با سرعتی که بوستر به آن می دهد حرکت می کند یا با اسکرم جت خود شتاب بیشتری می گیرد.
از نظر بصری، یک وسیله نقلیه سرخوردن با یک موشک بالستیک متفاوت است، به ویژه در قسمت زیرین مسطح متمایز آن، که به آن اجازه می دهد تا در هنگام فرود آمدن به استراتوسفر پایین تر، بالابر ایجاد کند و مسیر خود را حفظ کند.
یک وسیله نقلیه گلایدر معمولاً با موتور جت مافوق صوت کار می کند، اما در اصل می تواند بدون موتور پرواز کند. با این حال، بدون نیروی محرکه، قدرت مانور، برد و زمان پرواز کاهش می یابد. برای گلایدری که با سرعت 5+ ماخ پرواز می‌کند، جو ممکن است بسیار نازک باشد، اما همچنان قدرت آیرودینامیکی کافی برای وسیله نقلیه برای بالا بردن و مانورپذیری فراهم می‌کند.
چرا حفاظت حرارتی دشوار است: فیزیک گرمایش مافوق صوت
در سرعت‌هایی که سیستم‌های پیشران مافوق صوت به آن دست می‌یابند، یک شوک کمانی شدید در جلوی وسیله نقلیه برای موشک‌ها و گلایدرها شکل می‌گیرد و بیشتر انرژی جنبشی جریان را به انرژی داخلی تبدیل می‌کند. در نتیجه، دمای رکود (دمایی که هوا در صورت کاهش کامل سرعت در سطح خودرو به آن می‌رسد) با افزایش ارتفاع، از 1300 تا 2500 کلوین در 5 تا 7 ماخ به 4000 کلوین بالاتر از 10 ماخ افزایش می‌یابد (شکل 5a، خط قرمز). در این دماها، هوا دیگر مانند یک گاز ایده آل عمل نمی کند زیرا مولکول ها شروع به تفکیک می کنند و یونیزاسیون بالای حدود 5000 کلوین شروع می شود.
تفکیک و یونیزاسیون به طور فعال انرژی جنبشی مولکول های هوا را تبدیل می کند، به طور قابل توجهی دمای رکود واقعی را در پشت جبهه شوک کاهش می دهد، در حالی که به طور قابل توجهی چگالی رکود را افزایش می دهد (شکل 5b) – خط سیاه شکسته تفکیک/یونیزاسیون را نادیده می گیرد، خط قرمز یکدست این را توضیح می دهد.
شکل 5a، b. دمای ایستایی (a) و چگالی ایستایی (b) در مقابل عدد ماخ برای شرایط استاندارد جوی در ارتفاع پروازی 20 کیلومتری.
شکل 5c. فشار دینامیکی (خط مشکی نقطه‌دار) و چگالی شار حرارتی (خط قرمز یکدست) در نقطه سکون خودرو در مقابل عدد ماخ، برای شرایط جوی استاندارد در ارتفاع پروازی 20 کیلومتری.
در عدد ماخ 10 و ارتفاع 20 کیلومتری – جایی که جو سرد و رقیق است – پارامترهای رکود جریان ممکن است به خصوص نگران کننده به نظر نرسند. با این حال، جریان گرما در ناحیه رکود واقعاً عظیم است (شکل 5c). این به این دلیل است که شار گرما تقریباً با مکعب سرعت افزایش می یابد، در حالی که فشار دینامیکی فقط با مجذور سرعت افزایش می یابد.
بنابراین محافظت از اجزای داخلی خودرو در برابر این جریان گرمای شدید یک چالش اساسی در طراحی است، چالشی که در نهایت بر شکل خودرو، پیکربندی ساختاری، انتخاب مواد، طراحی آیرودینامیکی و حتی سیستم های ناوبری و کنترل تاثیر می گذارد. علاوه بر این، پوشش پلاسمایی که در اطراف یک وسیله نقلیه مافوق صوت ایجاد می‌شود، می‌تواند ارتباطات رادیویی معمولی را مختل کند و ناوبری و کنترل را پیچیده‌تر کند.
چالش های مدل سازی در یک نگاه برای سیستم های پیشرانه مافوق صوت
جدول 1 چالش های کلیدی مرتبط با مدل سازی حفاظت حرارتی را تشریح می کند. توجه داشته باشید که وانمود نمی کند که یک تحقیق جامع است، بلکه تنها چیزی است که در سطح مشکل بیشتر قابل مشاهده است.
جدول 1 – چالش های مدل سازی پرواز مافوق صوت
| خیر | آنچه نیاز به مدل سازی دارد | چرا مهم است |
|---|---|---|
| 1 |
|
|
| 2 |
|
|
| 3 |
|
|
| 4 |
|
|
| 5 |
|
|
| 6 |
|
|
| 7 |
|
شکل‌های 6-8 زیر نمونه‌هایی از ساختارهای عایق غیریکنواخت و متخلخل را نشان می‌دهند که هنگام استفاده در خودرو باید مدلسازی شوند.
شکل 6a، b. سازه های عایق حرارتی متخلخل، بزرگنمایی شده [3, 4]
شکل 7a، b. ساندویچ پانل لانه زنبوری: فقط هسته (b) و هسته با دو صفحه بیرونی (a) [5, 6]
این چیزی است که یک لایه عایق متخلخل واقعی یک موشک مافوق صوت به نظر می رسد:
شکل 8. قطعه ای از عایق حرارتی که در محل برخورد یک موشک روسی 3M22 زیرکون در کیف، فوریه 2024 یافت شد. [7]
سیستم های حفاظت حرارتی چند لایه
در دمایی که در جلوی یک وسیله نقلیه مافوق صوت به دست می‌آید، مواد ساختاری فعلی نمی‌توانند استحکام مکانیکی خود را به طور نامحدود حفظ کنند. مدیریت این محدودیت یکی از چالش های اصلی در طراحی خودروهای مافوق صوت است. مهندسان به طرق مختلف در حال دور زدن این محدودیت هستند که جهانی ترین آنها حفاظت حرارتی چند لایه است.
شکل 9. پشته TPS DUR-E-THERM مدل سازی شده در AxSTREAM
شکل 9 یک پشته حفاظت حرارتی چند لایه (a) و مدل سازی آن در AxSTREAM (b) را نشان می دهد. لایه بیرونی معمولاً فرسوده است. در زیر، دو لایه یک مانع حرارتی را در دماهای بالا تشکیل می دهند: یکی مقاومت حرارتی بالایی دارد، در حالی که دیگری استحکام مکانیکی و مقاومت در برابر لرزش را فراهم می کند. یک لایه عایق دمای پایین یک مانع حرارتی اضافی را ایجاد می کند و به دنبال آن سطح ساختاری زیرین وسیله نقلیه قرار می گیرد.
جدول 2 – ساختار یک سیستم حفاظت حرارتی چند لایه برای سیستم های پیشران مافوق صوت
| خیر | نام لایه | تابع | مواد(ها) |
|---|---|---|---|
| 1 | لایه حذفی بیرونی | جریان گرمای اولیه را جذب می کند. از لایه های زیرین در برابر دمای شدید محافظت می کند. گرما را از طریق تجزیه در اثر حرارت، تبخیر، تصعید و از دست دادن جرم می ریزد. یک لایه گاز محافظ روی سطح تشکیل می دهد. تا حدی جریان گرما را از طریق واکنش های گرماگیر کاهش می دهد | ابلاتورهای فنولیک؛ کامپوزیت های کربن-فنولیک؛ ساینده های سیلیکونی؛ PICA و سایر مواد فرسوده متخلخل |
| 2 | لایه مانع حرارتی برای دماهای بالا | مقاوم در برابر دمای بالا که به لایه فرسایشی نفوذ می کند. انتقال حرارت را به عمق ساختار کاهش می دهد. خواص حرارتی و مکانیکی خود را در دماهای بالا حفظ می کند | سرامیک؛ کامپوزیت های کربن-کربن؛ کامپوزیت های زمینه سرامیکی (CMCs)؛ مواد عایق درجه حرارت بالا |
| 3 | لایه انتقال ساختاری برای دماهای بالا | حمل بارهای مکانیکی و حرارتی؛ حفظ یکپارچگی ساختاری سیستم حفاظت حرارتی؛ بیشتر انتقال حرارت را محدود می کند. انتقال بین مواد با خواص حرارتی و مکانیکی متفاوت را فراهم می کند. تنش حرارتی را به دلیل عدم تطابق ضرایب انبساط کاهش می دهد | کامپوزیت های کربن-کربن؛ سوپر آلیاژها؛ آلیاژهای تیتانیوم؛ کامپوزیت های با دمای بالا؛ کامپوزیت های زمینه سرامیکی |
| 4 | لایه عایق برای دماهای پایین | جریان حرارتی را که به ساختار خودرو می رسد را کاهش می دهد. بیشترین کاهش دما را بین لایه های بیرونی داغ و بدنه هواپیما تحمل می کند. دمای سازه را در محدوده مجاز نگه می دارد. عایق را با وزن نسبتا کم اضافه می کند | الیاف سیلیس؛ الیاف آلومینوسیلیکات؛ الیاف سرامیکی؛ آئروژل ها؛ مواد عایق متخلخل برای دماهای بالا |
| 5 | ساختار باربر / سطح وسیله نقلیه | بارهای ساختاری اولیه را حمل می کند. حفظ یکپارچگی هندسی و مکانیکی وسیله نقلیه؛ از گرمای بیش از حد توسط لایه های قبلی محافظت می شود. باید در محدوده دمایی مجاز کار کند | آلیاژهای آلومینیوم؛ آلیاژهای تیتانیوم؛ فولاد; سوپر آلیاژهای نیکل؛ کامپوزیت های فیبر کربن و سایر کامپوزیت های ساختاری |
رویکرد کلاسیک برای ارزیابی هدایت حرارتی
یک نقطه شروع طبیعی برای درک چگونگی واکنش یک سازه به این جریان گرما، مسئله کلاسیک هدایت حرارتی ناپایدار در یک جامد است. در اینجا، بخشی از ساختار خودرو را می توان به صورت یک سیلندر محدود و یکنواخت با سطح بیرونی آن در معرض جریان هوای گرم و جریانی 10 ماخ و ارتفاع 20 کیلومتری نشان داد.
معادله هدایت حرارتی یک بعدی و ناپایدار حاصل را می توان به صورت تحلیلی با استفاده از جداسازی متغیرها حل کرد. وابستگی شعاعی به عنوان یک سری از توابع بسل بیان می شود که به طور طبیعی هدایت گرما را در هندسه استوانه ای توصیف می کند، در حالی که وابستگی زمانی با یک سری فوریه بر اساس مقادیر ویژه مربوطه نشان داده می شود.
شکل 10a و 10b میدان دمای حاصل را نشان می‌دهد: شکل 10a دما را در مقابل زمان روی محور، در نیمی از شعاع، و در سطح (r/R = 0، 0.5، 1) در طول چند دقیقه پرواز نشان می‌دهد. در حالی که شکل 10b نمایه دمای شعاعی را در نقاط زمانی متوالی نشان می دهد.
هر دو نمودار تصویر کلاسیک را تأیید می کنند که سطح تقریباً بلافاصله گرم می شود، در حالی که هسته عقب مانده و فقط به تدریج دما افزایش می یابد.
شکل 10a، b. گرم کردن یک سیلندر محدود در طول زمان (a) و پروفیل های دمای شعاعی در زمان های مختلف (b).
این راه حل کلاسیک اولین تقریب مفید است، اما بر سه ساده سازی استوار است که یک وسیله نقلیه مافوق صوت واقعی آن را برآورده نمی کند. اول، ساختار یک استوانه یکنواخت نیست، بلکه یک پشته چند لایه از مواد با خواص بسیار متفاوت است. ثانیاً، وسیله ای که گرما را به وسیله نقلیه می رساند، هوای معمولی با ویژگی های شناخته شده در جدول نیست، بلکه یک گاز تفکیک شده است. و سوم، انتقال حرارت همرفتی را حذف می کند.
از CFD تا دوقلوهای دیجیتال: مدلسازی سیستم پیشرانه مافوق صوت مدرن
مدلسازی مدرن این سه شکاف را با ترکیب دینامیک سیالات محاسباتی (CFD) با تحلیل انتقال حرارت مزدوج (CHT) می‌بندد. آنها با هم گرمایش آیرودینامیکی و توزیع دما را در کل ساختار پیش‌بینی می‌کنند، بدون نیاز به آزمایش فیزیکی هر شکل کاندید.
مدل‌های آشفتگی کنونی برای جریان تراکم‌پذیر، از جمله RANS اصلاح‌شده با تراکم‌پذیری و طرح‌های ترکیبی RANS-LES، جفت شدن دو طرفه بین جریان و دیواره گرم را به تصویر می‌کشند، که به‌طور قابل‌توجهی پیش‌بینی انتقال آرام به آشفته در لایه مرزی را بهبود می‌بخشد.
جدول 3 ترکیب جرمی هوای تفکیک شده و جزئی یونیزه شده را در ارتفاع 20 کیلومتری (0.055 بار ≈ p) نشان می دهد – از هوای سرد و تفکیک نشده (216.65 K، اتمسفر استاندارد ایالات متحده، 1976). [23]تا 3000-6000 K. شکل‌های 11a-c سپس محاسبه‌گر سیال AxSTREAM را نشان می‌دهد که ویژگی‌های ترموفیزیکی کلیدی هوای سرد محیط و هوای گرم، راکد، تفکیک شده/یونیزه را برای دو سرعت پرواز محاسبه می‌کند: 8.4 ماخ (T⁰5 = K. 30) و 30 ماخ. 6000 K). این در نهایت سرعت جریان آزاد، همراه با این خواص ترموفیزیکی و ضرایب انتقال است که ضریب انتقال حرارت همرفتی حاصل را در سطح وسیله نقلیه تعیین می کند.
جدول 3 – ترکیب هوای تفکیک شده در ارتفاع 20 کیلومتری با اعداد مختلف ماخ
| قسمت | 216.65 هزار (هوای سرد) |
M=8.4، T⁰=3000K، p⁰=0.5 bar* |
M=10.5، T⁰=4000K، p⁰=0.8bar |
M=13.1، T⁰=5000K، p⁰=1.2 بار |
M=15.9، T⁰=6000K، p⁰=1.7bar |
چگونه تغییر می کند |
|---|---|---|---|---|---|---|
| نیتروژن مولکولی، N2 | 75.58٪ | 73.9٪ | 74.5٪ | 68.7٪ | 37.0٪ | گونه های غالب در همه جا؛ تا 4000 K پایدار است، سپس با تقسیم N2 به نیتروژن اتمی به شدت کاهش می یابد. |
| اکسیژن مولکولی، O2 | 23.16٪ | 11.6٪ | 0.31٪ | 0.014٪ | 0.013٪ | تقریباً به طور کامل در 4000 K فرو می ریزد. پیوند ضعیف تر از N2 است و بنابراین ابتدا تجزیه می شود. |
| اکسیژن اتمی، O | 0% | 9.7٪ | 22.1٪ | 22.9٪ | 23.0٪ | با جدا شدن O2 به طور پیوسته افزایش می یابد و سپس در حدود 5000 K کاهش می یابد. |
| نیتروژن اتمی، N | 0% | ~0٪ | 0.36٪ | 6.6٪ | 38.5٪ | در ابتدا ناچیز است، سپس افزایش می یابد – محصول اصلی N2 در 5000-6000 K تجزیه می شود. |
| اکسید نیتریک، NO | 0% | 3.6٪ | 1.5٪ | 0.51٪ | 0.17٪ | محصول موقت N + O که به طور پیوسته کاهش می یابد و همچنین تجزیه می شود و یونیزه می شود. |
| نیتروسیلیون، NO⁺ | 0% | ~0٪ | 0.0011٪ | 0.013٪ | 0.056٪ | به طور پیوسته رشد می کند – NO کمترین انرژی یونیزاسیون را در بین همه گونه های موجود در اینجا دارد، بنابراین ابتدا یونیزه می شود. |
| یون نیتروژن، N⁺ | 0% | ~0٪ | ~0٪ | ~0٪ | 0.0043٪ | آخرین اتفاق می افتد: نیتروژن اتمی بالاترین انرژی یونیزاسیون گروه را دارد. |
| یون اکسیژن، O⁺ | 0% | ~0٪ | ~0٪ | ~0٪ | 0.0030٪ | کمی ساده تر از N+ شکل می گیرد، اما بسیار زیر NO+ باقی می ماند. |
| الکترون های آزاد، e⁻ | 0% | ~0٪ | ~0٪ | ~0٪ | ~0٪ | از نظر جرم ناچیز است، اما تعداد آنها با مرتبه های بزرگی افزایش می یابد – معیار واقعی یونیزاسیون. |
| آرگون، آر (بی اثر) | 1.28٪ | 1.28٪ | 1.28٪ | 1.28٪ | 1.28٪ | از نظر شیمیایی بی اثر – کسر جرمی به سختی حرکت می کند. |
*عدد ماخ پرواز و دما و فشار رکود برای هر ستون داغ داده شده است.
شکل 11a-c. ماشین حساب سیالات AxSTREAM: خواص ترموفیزیکی هوای سرد محیط در 20 کیلومتر (a) و هوای گرم، راکد، تجزیه/یونیزه شده در 8.4 ماخ (b) و 15.9 ماخ (c).
جدول 4 – خواص ترمودینامیکی و انتقال هوای تفکیک شده در ارتفاع 20 کیلومتری در اعداد مختلف ماخ، محاسبه شده در AxSTREAM
| پارامتر | 216.65 هزار (هوای سرد) |
3000 هزار | 4000 هزار | 5000 هزار | 6000 هزار |
|---|---|---|---|---|---|
| خواص گاز حجیم | |||||
| چگالی، ρ (kg/m³) | 0.0880 | 0.0058 | 0.0040 | 0.0030 | 0.0020 |
| چگالی رکود، ρ⁰ (kg/m³) | 0.088 | 0.053 | 0.054 | 0.066 | 0.064 |
| میانگین جرم مولی، M (g/mol) | 28.96 | 26.64 | 25.51 | 22.78 | 18.74 |
| گرمای ویژه – ترکیب منجمد | |||||
| ایزوباریک، cp، منجمد (کیلوژول/(کیلوگرم K)) | 1.00 | 1.30 | 1.32 | 1.37 | 1.58 |
| ایزوکوریک، cv، منجمد (کیلوژول/(کیلوگرم K)) | 0.712 | 0.989 | 1.00 | 1.01 | 1.14 |
| نسبت γ = cp/cv، منجمد شده | 1,403 | 1,316 | 1,327 | 1,364 | 1,390 |
| گرمای ویژه – تعادل شیمیایی (واکنش)** | |||||
| ایزوباریک، cp، eq (کیلوژول/(کیلوگرم K)) | ≈ cp، منجمد * | 5.16 | 2.04 | 6.63 | 17.21 |
| ایزوکوریک، cv، eq (kJ/(kg K)) | ≈ cv، منجمد * | 4.38 | 1.62 | 5.69 | 14.01 |
| نسبت γ = cp/cv، تعادل | ≈ 1.403 * | 1.18 | 1.26 | 1.17 | 1.23 |
| خواص حمل و نقل (مخلوط یخ زده) | |||||
| ویسکوزیته دینامیکی، μ (μPa s) | 14.22 | 81.62 | 97.20 | 103.90 | 102.94 |
| ویسکوزیته سینماتیکی، ν (cm²/s) | 1.62 | 140.7 | 243.0 | 346.3 | 514.7 |
| هدایت حرارتی، λ (mW/(m K)) | 20.25 | 150.4 | 183.0 | 204.1 | 237.8 |
شکل 12a نتایج CFD را با استفاده از رویکرد DES/RANS-LES نشان می دهد [8]، ساختار جریان پشت شوک کمانی را به صورت ایزوترم نشان می دهد، برای جریان هوا بر روی بدنه مدل ضعیف در 16 ماخ.
شکل 12a، b. نتایج CFD با استفاده از حل‌کننده داخلی DES/RANS-LES محاسبه شده توسط نویسندگان مقاله [8, 9].
شوک کمان به وضوح قابل مشاهده است، با دمای رکود 12200 کلوین در پشت آن. ایزوترم ها به وضوح مناطق جریان مشخص، مناطق فشرده سازی و انبساط را مشخص می کنند. اما اگر این را با نمودار شکل 10a مقایسه کنید، بلافاصله می‌بینید که مدل جریان ورودی در اینجا از یک گاز ایده‌آل غیر یونیزه‌نشده و غیر یونیزه‌شده استفاده می‌کند که با منحنی سیاه نقطه چین در 16 ماخ ردیف می‌شود.
اگر تفکیک و یونیزاسیون در نظر گرفته شود، دما حدود 6000 کلوین خواهد بود – نیمی از آن. این یکی از دلایلی است که چرا تخمین تقریبی، مانند آنچه که در یک صفحه گسترده انجام می دهید، با روحیه اواسط قرن بیستم، هنوز در ابتدای هر محاسبه مفید است.
برای محاسبه صحیح تفکیک، یونیزاسیون، واکنش‌های سطح کاتالیزوری و گرمایش تابشی، حل‌کننده‌های CFD با دمای بالا با سینتیک‌های شیمیایی چند گونه و عدم تعادل ترموشیمیایی مورد نیاز است. بازتولید این اثرات به صورت تجربی عملاً غیرممکن است زیرا تنها تعداد انگشت شماری تونل باد مافوق صوت در حال کار در جهان وجود دارد، آنها در حالت پالسی برای فواصل زمانی کوتاه کار می کنند و امکان تطبیق همزمان شباهت هندسی، دینامیکی و حرارتی بین یک وسیله نقلیه در مقیاس کامل و مدل آزمایشی آن وجود ندارد.
بنابراین تجزیه و تحلیل پرواز مافوق صوت هیچ جایگزین واقعی برای مدلسازی جامع ندارد، که در آن بارهای هوا گرمایی از CFD وارد مدل‌های المان محدود (FE) می‌شوند که تنش حرارتی، تغییر شکل و عمر خستگی را تخمین می‌زنند. این رویکرد همراه، شناسایی مناطق بحرانی، مانند متمرکز کننده‌های تنش، اتصالات بین مواد غیرمشابه، و اصلاح طرح را قبل از ساخت اولین نمونه ممکن می‌سازد.
هنگامی که مدل‌های آیرودینامیکی، حرارتی، ساختاری و مواد در نهایت در یک پلت فرم محاسباتی ترکیب می‌شوند، بهینه‌سازی طراحی چند رشته‌ای (MDO) امکان‌پذیر می‌شود: به‌طور خودکار صدها نوع هندسه و طرح‌های خنک‌کننده را طی می‌کنند تا بهترین تعادل بین وزن، حفاظت حرارتی و آیرودینامیک را بیابند – دوباره، بدون ماشین‌کاری یک قطعه.
با گسترش بیشتر این ایده، یک دوقلوی دیجیتالی دریافت می‌کنید، یک مدل عددی از وسیله نقلیه که به طور مداوم بر اساس تله‌متری جمع‌آوری‌شده در طی چند آزمایش پرواز به‌روزرسانی می‌شود، عدم قطعیت پیش‌بینی را کاهش می‌دهد و هر تکرار طراحی متوالی را دقیق‌تر از قبلی می‌کند.
تایید، تایید و عدم قطعیت
توسعه سیستم‌های پیشرانه مافوق صوت مدرن معمولاً از یک رویکرد بلوک ساختمانی برای تأیید و اعتبار (V&V) پیروی می‌کند. مهندسان به جای آزمایش یک وسیله نقلیه کامل تحت همه شرایط پروازی ممکن، ابتدا از تعداد محدودی آزمایش با دقت برنامه ریزی شده در تونل های شوک و امکانات ضربه ای استفاده می کنند تا مدل های عددی را در برابر موارد جریان ساده تر و کاملاً درک شده تأیید کنند. هنگامی که مدل ها اعتبارسنجی شدند، می توان آنها را در مقیاس کامل و در کل مسیر پرواز بر روی وسیله نقلیه اعمال کرد.
این رویکرد آزمایش را حذف نمی کند. آزمایش فیزیکی مرجع نهایی باقی می ماند. درعوض، نیاز به آزمایش گران قیمت در مقیاس کامل هر نوع طراحی را با ایجاد اطمینان گام به گام در مدل ها کاهش می دهد.
این یک سوال آخر و ناراحت کننده باقی می گذارد: واقعاً تا چه حد می توانید به این مدل های محاسباتی اعتماد کنید؟
آشفتگی، خواص مواد در دمای بالا، و شرایط مرزی، همه فقط در یک حاشیه خطا مشخص هستند. روش‌های کمی‌سازی نامعین (UQ) به مهندسان این امکان را می‌دهد که حاشیه‌های ایمنی را به‌جای چشم‌اندازی به صورت آماری ارزیابی کنند، اتکا به حاشیه‌های طراحی بیش از حد توسعه‌یافته را کاهش می‌دهند و به همان اندازه مهم، آزمایش‌های اضافی مورد نیاز را فقط برای تأیید این حاشیه‌ها کاهش می‌دهند.
نتیجه گیری
حفاظت حرارتی برای یک وسیله نقلیه مافوق صوت در ماخ 5+ یک مشکل چند رشته ای همراه شامل گرمایش آیرودینامیکی، گرادیان های شدید دما، رفتار مواد و پاسخ ساختاری است. آزمایش فیزیکی به تنهایی نمی تواند به طور موثر این مشکل را برطرف کند: تأسیسات زمینی محدودیت هایی دارند، مدل های مقیاس ممکن است فیزیک مربوطه را حفظ نکنند و آزمایش پرواز پرهزینه و پرخطر است. بنابراین، توسعه مدرن وابسته به مدلسازی چند رشته‌ای از جمله CFD، انتقال حرارت مزدوج، عدم تعادل حرارتی، آنالیز اجزای محدود، MDO و UQ است که توسط آزمایش‌های بلوک ساختمانی با برنامه‌ریزی دقیق تایید شده است.
نتیجه عملی این است که تجزیه و تحلیل ترمومکانیکی جفت شده باید زودتر شروع شود و بعد از یخ زدن هندسه وسیله نقلیه اضافه نشود. انتخاب مواد، حفاظت حرارتی، خنک کننده و نیروی محرکه تصمیمات طراحی مرتبط با یکدیگر هستند که باید با هم در نظر گرفته شوند. [11–19]
مراجع
- فقط، سی. رادیان هوافضا از مواد نسل بعدی فضاپیمای Dur-E-Therm که برای مقاومت در برابر پرواز تک مرحله ای به مدار زمین طراحی شده است، رونمایی کرد. 24 مارس 2025.
- Aquatool. کربن فعال در تصفیه آب 31 جولای 2023.
- https://www.researchgate.net/figure/Biochar-under-a-microscope-Brownsort-UK-Biochar-Research-Centre-From_fig1_317185366
- https://encrypted-tbn0.gstatic.com/images?q=tbn:AND9GcTn-C82bb3zU7igNU1MjMkSLlNQB9Uxh4toLgjs9gv0MxmRadGSjK0l2L4&s=10
- https://encrypted-tbn0.gstatic.com/images?q=tbn:AND9GcTSVUHyw5CnGdytfND8ZQzm8p7EITaCId3zqn46dd0hoQ&s=10
- سلاح های مافوق صوت، https://deepstateua.com/hysonic_missiles/
- Sinha، K.، Candle، Graham V.، “حساسیت شبکه ای شبیه سازی گردابی جداشده از یک پیکربندی ورود مجدد 16 ماخ”. چهل و پنجمین نشست و نمایشگاه علوم هوافضا AIAA، نوادا، رنو، 2007.
- N. Rane، V. Pawar و K. Sinha، “اثر تغییرات هندسی بر جداسازی جریان سه بعدی در ورودی اسکرم جت عملی”، دوازدهمین سمپوزیوم سالانه AeSI CFD 2010، موسسه علوم هند، بنگلور، هند، 2010.
- https://www.aerotime.aero/articles/what-are-hypersonic-weapons
- اندرسون جی.دی. دینامیک گازهای مافوق صوت و دمای بالا.2nd ed. Reston, VA: AIAA, 2006.
- ساتون جی پی، بیبلرز او. عناصر محرکه موشکنسخه نهم. هوبوکن، نیوجرسی: جان وایلی و زونن، 2017.
- هیل پی، پیترسون سی. مکانیک و ترمودینامیک نیروی محرکهویرایش دوم Upper Saddle River, NJ: Pearson Education, 1992.
- برونو سی. پیشرانه مافوق صوت تنفس هوا: مقدمهویرایش دوم سنگاپور: اسپرینگر، 2026.
- ناسا هایپرسونیک. موجود در: https://www.nasa.gov/hypersonics (دسترسی در 27 ژوئیه 2026).
- مرکز تحقیقات لانگلی ناسا انتشارات مربوط به VULCAN-CFDمجموعه مقالات شبیه سازی عددی جریان های مافوق صوت و آیروترمودینامیک.
- موسسه هوانوردی و فضایی آمریکا (AIAA). مفاهیم پیشرانه مافوق صوت: طراحی، کنترل، بهره برداری و آزمایشدوره آموزشی AIAA طراحی، بهره برداری، کنترل و تست سیستم های پیشرانه هایفوتراپی.
- موسسه هوانوردی و فضایی آمریکا (AIAA). پیشرانه Scramjet: سیستم‌ها و فناوری‌هایی برای فعال کردن پرواز مافوق صوت. مواد مرجع در مورد موتورهای احتراقی مافوق صوت (scramjet) سیستم های پیشرانه و فن آوری های پرواز مافوق صوت.
- آژانس فضایی اروپا (ESA). سیستم های حفاظت حرارتی و مواد برای دماهای بالا. منابع فنی ESA در مورد سیستم های حفاظت حرارتی فضاپیما و مواد با دمای بالا.
- NASA CEA (تعادل شیمیایی با کاربردها) – مرجع کد تعادلی ترموشیمیایی. موجود در: https://www1.grc.nasa.gov/research-and-engineering/ceaweb/
- پارک سی. بدون تعادل آیروترمودینامیک هایپرسونیک. وایلی، 1990.
- Zeldovich YB، Raizer YP فیزیک امواج ضربه ای و پدیده های هیدرودینامیکی در دماهای بالا. انتشارات دانشگاهی، 1966/2002.
- جو استاندارد ایالات متحده، 1976. در اینجا برای رابطه فشار-ارتفاع استفاده می شود (p (20 کیلومتر) ≈ 5.475 Pa).
