Geçtiğimiz günlerde Rusya, müttefiki konumunda olan İran’a karşı yapılacak bir hareketi caydırmak amacıyla Amerika’nın İsrail’e destek amaçlı gönderdiği uçak gemilerinin, Kinzhal füzelerinin menzilinde olduğunu belirtti. Önceki günlerde ise Ukrayna’da konuşlandırılmış Patriot bataryasının -pek çok kullanıcısı olan, oldukça sofistike bir hava savunma sistemi- yine aynı füze tarafından vurulduğu iddiaları gündeme bomba gibi düştü. Tarafların birbiriyle çelişen iddialarından dolayı gerçekliğinden tam emin olamasak da Patriot sistemlerinde kullanılan en gelişmiş füzenin (PAC-3) bile maksimum hızının 4.1 mach (yaklaşık 5000 km/saat) olduğu düşünülürse 10 - 12 mach (12.515 km/saat) maksimum hıza sahip Kinzhal (Hançer) füzeleri ile vurulabilmesinde şaşırılacak pek bir şey yok gibi duruyor. Ancak Ukrayna’nın iddiasına göre (The Economist’te verilen röportaja göre) Kinzhal’ların seyir hızı 3.6 mach civarındadır. Hipersonik füzelerin güdüm problemleri sebebiyle terminal aşamada süpersonik hızlara düştüğü biliniyor ve bahse konu hızın terminal aşamadaki Kinzhal füzeleri olabileceği tahmin edilmektedir. Eğer iddia edilen durum tahakkuk ediyorsa Ukrayna’nın gündeme getirdiği 15 adet Kinzhal Füzesi’ni Patriotlarla  terminal safhada vurdukları iddiası da mantıklı gözükmeye başlıyor. Tüm bunları bir kenara bırakarak bugün bazı soruları yanıtlamak istiyoruz. Hipersonik füze nedir? Kinzhal bir hipersonik füze sınıfında mıdır? Rusya Ukrayna Savaşı’nda bugüne kadar hipersonik füze sınıfına giren herhangi bir füze kullanıldı mı? Hipersonik füze tasarımında ve geliştirme süreçlerinde aşılması gereken zorluklar nelerdir? Yazımızda tüm bu soruların cevaplarını beraber tartışacağız…

Resim 1: Kinzhal Hava Balistik Füzesi

Hava savunma tehditlerini altı ana kategoriye ayırabiliriz: balistik füzeler, aerobalistik füzeler (uçaktan atılan balistik füzeler), manevra kabiliyetli savaş başlıklı balistik füzeler, hipersonik süzülme füzeleri, hipersonik seyir füzeleri ve tek grupta uçaklar, dolanan mühimatlar ve seyir füzeleri. Aşağıdaki tabloda özet olarak tüm bu kategoriler verilmiştir. Tabloda da görüldüğü üzere Kinzhal sistemi “hipersonik silahlar” kategorisinde yer almamaktadır. Son on yılda, uzaya çıktıktan sonra atmosfere giriş yapan balistik füzelere ve atmosfere giriş sırasında sıçrama yapan manevralı balistik füzelere karşı hava savunma sistemleri geliştirildi. THAAD, Ground Based Midcourse Defense Systems, Patriot gibi sistemler bugüne kadar nükleer veya kimyasal başlık taşıyabilecek balistik füzelere karşı geliştirilmiş sistemlerdir ancak hipersonik seyir füzeleri ve hipersonik süzülme füzelerini yüzeye yakın uçan (genellikle 20-30 kilometre irtifa) ve çok yüksek hızlarda aktif manevra yapabilen sistemlerin yörüngelerini takip ve tahmin etmek oldukça güçtür. Aslında aerobalistik füzeleri (uçaktan atılan balistik füzeler, Kinzhal benzeri) de bu derece ölümcül kılan şey yüzeye yakın şekilde atılması ve bu nedenle geç tespit edilmesidir. Ancak yine de aerobalistik füzeler, hipersonik füzelere nispetle daha yavaş ve manevra kabiliyeti daha düşük sistemler olarak görülürler. Tüm bunlara ek olarak günümüzde; hava savunma doktrinlerinin yeniden yazılmasına sebep olacak uzay uçakları, füze-drone kombinasyonları gibi yeni tehditler de eklenmiştir. Resim 2’de ve Resim 3’te farklı tehditlerin temel üç özelliğe göre sınıflandırılması gösterilmektedir. Hipersonik füzeleri önlemeye veya imha etmeye yönelik yenilikçi yaklaşımları sona bırakarak “hipersonik füzeleri” var eden mühendislik problemlerine odaklanmayı ve işin fiziğine temel bir giriş yapmayı istiyorum.

Tablo 1: Temel Hava Tehditleri

Resim 2: Hava Tehditleri Yörüngeleri

Resim 3: Hava Tehditleri Kümeleri

Hipersonik silahları temel olarak ikiye ayırabiliriz: birincisi hipersonik süzülme füzesi (re-entry veya gliding) ve hipersonik seyir füzeleri (Hypersonic Cruise Missile). İki sistemin de ayrı ayrı kendine göre zorlukları mevcuttur. Hipersonik süzülme füzelerinde atmosfere girerken ilk ivmeyi sağladıktan sonra ayrılan booster dışında herhangi bir itki sistemi yoktur. 20-30 mach (ses hızının 20-30 katı) civarında hızlarla atmosfere giriş yaptığı için çok yüksek aerotermal yüklere (hem havanın yarattığı fiziksel kuvvetler, hem de hava sürtünmesinden kaynaklı ısıl yükler) maruz kalır. Mümkün olduğunca hava sürtünmesini azaltmak amacıyla aerodinamik yapısı şok dalgalarının kaldırıcı olarak yönlendirilmesi için tasarlanmıştır. Bu sayede daha az kanat yüzeyi gereksinimi ortaya çıkar ve yüzey alanı daha düşük olduğundan daha az hava sürtünmesi maruziyeti yaratılabilir. Ancak bazı hipersonik süzülme füzelerine scramjet de entegre edilebilir; böylelikle manevra kabiliyeti ve menzili arttırılmış olacaktır. Hipersonik seyir füzeleri ise 6-8 mach (ses hızı) arasındaki hızlarda hareket eden, scramjet ile itkilendirilen füzelerdir. Bir balistik füzede yakıt da oksijen de sistemde bulunur; scramjet’te oksijen havadan karşılandığı için hipersonik füzeler birim ağırlık başına daha uzun mesafeler gidebilirler. Aşağıdaki grafikte yakıt başına üretilen birim itki verilmiştir.

 Grafik 1: Farklı Jet Tiplerinin ve Roketlerin Birim Yakıt Başına Spesifik İtkisi

Bu kadar yüksek hızlarda hareket eden yapılarda hava sürtünmesinden kaynaklı yüzey sıcaklıkları 2000 – 2500°C'lere kadar çıkabilmektedir. Ayrıca araç çok yüksek basınçlara ve titreşimlere maruz kalmaktadır. Bu noktada ideal gaz kabulü dahi hesaplamalar için yeterli olmaz ve yapı yüzeyindeki gaz plazmaya dönüşür. Genellikle hipersonik süzülme araçlarını çok yüksek sıcaklıklardan korumak amacıyla termal koruyucu sistemler kullanılır ve genellikle ablatif malzeme olarak tanımladığımız malzemeler kullanılır. Bu malzemeler yüksek ısı girdisiyle katılaşarak başka bir maddeye dönüşür ve kaplandığı yapıyı da yüksek sıcaklıktan izole eder. Ablatif malzemenin tamamı hemen katılaşmaz, üstte kalan yüzey katılaştıkça altta kalan bakir kesit (katılaşmamış kısım) daralır. uçuş süresi, ısı girdisine, basınçlara ve sıcaklık seviyesine göre malzemenin kalınlığına karar verilir. Diğer aktif soğutma sistemleri ve kaplamalar ağırlık artışı sebebiyle çok fazla tercih edilmezler. Ancak yeni yeni yüzeyde ince bir sıvı katmanı oluşturarak soğutmaya yönelik yaklaşımlar denenmektedir.

Resim 4: Ablatif Malzeme

Hipersonik süzülme füzeleri ya da hipersonik yeniden giriş (re-entry) araçlarının hesaplamalı akışkanlar dinamiği kullanarak modellemeye yönelik çalışmalar vardır ancak bu çalışmalarla yer testleri ve uçuş testleri arasında büyük farklılıklar ortaya çıkabilmektedir. İyi bir aerodinamik tasarım için genellikle başlangıç noktasında basitleştirilmiş geometriler referans alınır.  Yüksek balistik katsayı (ağırlık/(sürüklenme katsayısı x alan)), düşük sürüklenme katsayısı (hava sürtünme katsayısı) ve ince kama şeklindeki yapılar karakteristiktir. Ayrıca burada yaratılan şok tabakaları (lokal olarak akışkanın hızının ses hızını geçtiğinde oluşan; ve üzerinden geçen akışkanda ani basınç, yoğunluk değişimi yaratan ince tabaka) yapının havada kalması (compression lift) için ve scramjetlere hava girişi sağlamak üzere dizayn edilir. Hesaplamalı aerodinamik yöntemler kullanılarak yapılan hesaplamalar testlere uygun kalibrasyon faktörleri ile uyumlandırılırlar.

Resim 4: Aerodinamik Benzetim

Tasarım yaklaşımlarını anladık ama neden hesaplamalı aerodinamik yöntemlerine ve hesaplamalı akışkanlar dinamiğine ihtiyaç duyuyoruz ki? Çünkü yapıya gelen yapısal yükleri ve yapı üzerindeki basınç dağılımını hesaplamamız hafif ama dayanıklı bir yapı tasarlayabilmek için şart. Ancak testlere kadar tam olarak öngörülemeyen pek çok fenomen de söz konusu: şok/şok etkileşimi, şok/sınır tabakaların etkileşimi ve bunların sebep olduğu tahmin edilemeyen lokal yüksek basınç ve ısınma seviyesi değişimleri… Ayrıca yukarıda bahsettiğimiz gibi başka bir maddeye dönüşerek katılaşan ve içindeki uçucu maddeleri kaybeden yüzeye kaplanmış ısıl koruyucu malzemelerin zamana bağlı modellenmesi ve akışa etkisinin değerlendirilmesi için model geliştirmek oldukça zor. Ve bu dönüşüm yüzey pürüzlüğünü değişken olması, yarattığı gaz salınımı sebebiyle türbülans-laminer akış geçiş noktasını hesaplamayı neredeyse imkansız kılıyor. Aşağıdaki resimde bir hipersonik sistemin farklı irtifalarda maruz kaldığı farklı baskın termo akışkan (thermofluid) fenomenlerine yer verilmektedir.

Resim 5: Hipersonik Araçların Farklı İrtifalarda Maruz Kaldıklar Termo-Akışkan Fenomenler

Analizlere geçmeden önce şok dalgalarının nasıl kaldırıcı (lift) kuvvet olarak kullanıldığını detaylandırmak istiyorum. Aslında buradaki kaldırma kuvveti yaratımı, diğer uçak kanatçıklarındaki basınç farkı oluşumunun kullanımından pek de farklı değildir. Aşağıdaki görsel ses hızı altında uçan bir yapının kanatçığındaki (airfoil) basınç farkının yarattığı kaldırma kuvvetini görüyorsunuz:

 Resim 6: Uçak Kanatçığı Basınç Dağılımı

Benzer bir fenomen de aslında hipersonik sistemlerde gerçekleşir. Hızlı bir akışkan (ses hızı üstü) bir yüzeye çarptığında ani basınç artışı yaratan bir şok bölgesi yaratır. Çarptığı bölgenin akışın olduğu düzleme yaptığı açı arttıkça eğik şok (oblique) açısı da artacak, sürtünme artacak ancak şok bölgesinde basınç da yükselecektir. Bu durumda yapının üst yüzeyini hareket ettiği düzleme daha dar bir açıda tutup alt yüzeyde ise daha büyük bir açı yaratırsak füzenin alt kısmında üst yüzeyden daha yüksek basınçlı şok tabakası oluştuğundan yukarı yönde bir itme kuvveti elde edilmiş olacaktır. Bunu da sıkıştırma kaldırması (compression lift) olarak adlandırıyoruz.

Resim 7: Akış Çizgisi ve Basınç Farkıyla Ortaya Çıkan Kaldırma Kuvveti

Analizlerin zorluğunu anlamak için genelde kullanılan hesaplamalı akışkanlar dinamiği (CFD) kabullerini göz önünde bulundurmak yeterli olacaktır: akışkanlar süreklidir, böylelikle ideal gaz kabulü kullanılır, kuvvetler sadece basınç, viskoz etkisi ve gövde yükleridir. Ancak bu basitleştirme varsayımlarının her biri süzülen hipersonik füzelerinin maruz kaldığı durumu simüle etmek için kullanıldığında hata yaratacaktır. Oldukça geniş, kavisli geometriye sahip şok dalgalarından kaynaklı ince şok tabakaları (şok dalgasının hemen bitişiğinde yer alan sıkıştırılabilir gazlarda görülen, akışkanın aniden ısındığı ve sıkıştığı tabaka), viskoz-viskoz olmayan etkileşimi, gerçek gaz etkileri (çözülme, iyonlaşma, seyreltme) problemi oldukça zorlaştırır. Aşağıda resmi verilen 7 mach (ses hızının 7 katı) hızında hareket eden yapıdaki araç yüzeyi boyunca devam eden ince şok tabakası; scramjet girişinde gerçekleşen farklı şok-şok ve şok sınır tabakası etkileşimleri görülmektedir. Ayrıca jet çıkışında ve alt yüzey arasındaki kompleks kimyasal reaksiyonların etkin olduğu bölge de gözükmektedir. Bütün bunlar hesaplamalı akışkanlar mekaniği açısından hipersonik sistemleri en zor problemlerden biri yapar.

Resim 8: Hyper-X Aracının Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Analizi

Peki madem problem bu kadar zorlu ve kurulan modeller, yapılan hesaplamalar azımsanamayacak hata paylarına sahipler, o zaman uçuşa hazır sistemleri var etmenin daha güvenilir hiçbir yolu yok mu? Var... Yer testleri… Bunun için farklı yeteneklerde rüzgar tünelleri inşaa edilmek zorundadır. Dizayn aşamasında kullanılan aerotermodinamik ortamı tanımlamak için gerekli ölçümler ( gelen aerodinamik yükleri, momentleri, yüzey basınç dağılımları, ısı transferi dağılımı…) yer testleri ile yapılmaktadır. Yer testlerinin kısaca beş ana amaç için yapıldığını söyleyebiliriz:

1. Aerodinamik kuvvetleri, momentleri ve ısı transferi dağılımını elde etmek
2. Kısmi konfigürasyonları kullanarak, scramjete giren akış alanını veya gövdede gerçekleşen şok-sınır tabakası etkileşimleri gibi lokal akış fenomenlerini tanımlamak.
3. Detaylı akış dağılımını hesaplamalı simülasyon yöntemlerini geliştirmek amacıyla elde etmek.
4. Isı transfer dağılımı, sürtünme gibi parametreleri elde ederek bunları hesaplanan farklı geometri konfigürasyonları ve akış durumlarını kıyaslamada kullanmak.
5. Sınır tabakası geçişi, türbülans modellemesi için empirik korelasyonlar elde etmek

Eee, her şeyi yer testleriyle hallettik, artık %100 güvenilir bir sistem var elimizde diyebilir miyiz? Hayır tabi ki de, hiçbir analiz ve yer testi uçuşlu testin yerini tutamayacaktır. Çünkü şu bilgiler ancak uçuşlu test ile elde edilebilir:

1) Öngörülemeyen problemleri tespit etmek,

2) teknoloji için bir katalizör oluşturmak

3) Yer testi verilerini doğrulamak ve yer testi ile gerçek uçuş arasında köprü kurmak

4) Teknolojinin daha büyük projelerde uygulanabilirliği kanıtlamak

5) Sistemin bütüncül performansını doğrulamak

6) Yerde var olmayan bilgileri elde etmek.

Columbia Kazası  “bilinmeyen bilinmeyen”lerin (bkz. Ann Kerwin) var olabileceğinin ve yer testlerinin/numerik hesaplamaların yeterli olmayabileceğinin acı bir kanıtıdır. Bir süzülen hipersonik füzenin tasarımında karşılaşabilecek aero-termodinamik zorluklardan ve geliştirme süreçlerinden bahsettik. Ancak hipersonik seyir sistemlerindeki en büyük zorluk aerotermal zorluklardan öte operasyon isterlerine uygun bir SCRAMJET (Supersonic Combustion RAMJET) geliştirmektir. Scramjetler, oksitleyici tanka olan ihtiyacı ortadan kaldırdığı için roket bazlı itki sistemlerinden daha verimlidir. Ancak bu avantajları, beraberinde oldukça büyük teknik zorluklar getirirler.

Resim 9: Hipersonik Silah Sistemleri Özeti

Hipersonik hızlara ulaştıran motorlarda (scramjet) hareketli parçalar yoktur ve sadece dahili geometri ile hava sıkıştırması elde edilir. Belli bir hızdan sonra dönel parçalar havanın akışını yavaşlatır ve gaz türbini motoru verimsiz hale gelir. Bununla birlikte, Scramjet kalkıştan sonra çalışır ve ses altı hızlarda performansı düşüktür çünkü hava dinamik basıncı, döngü basıncını verimli seviyeye yükseltmek için yeterli değildir. Operasyonel değerler Mach 3 civarında bir uçuş hızının üzerinde sağlanabilir. Ramjet, yanma odası girişindeki hava hızının ses altında olduğu durumda verimlidir. Hız daha da arttıkça, subsonik yanma ile bağlantılı terminal şok hem önemli basınç kayıplarına hem de yüksek rekombinasyon reaksiyonunun tamamlanmasını büyük ölçüde engelleyen sıcaklıklara, dolayısıyla önemli bir enerji kaybına neden olur. Motor boyunca hava akışını süpersonik hızda sürdürmek ve süpersonik hızda yanma yoluyla ısı eklemek daha verimli bir motor elde edilmesini sağlar. Bu motor da süpersonik yanma ramjet’i olarak (scramjet) adlandırılır. Scramjet ile tahrik edilen hipersonik seyir füzeleri genellikle 6-10 mach arasında uçuş hızlarında 20-30 km irtifada çalışırlar. Daha düşük irtifalar çok yüksek sürtünmeye, daha yüksek irtifalar ise oksitleyici eksikliğine sebep olurlar.

Resim 10: Ramjet ve Scramjet Motorları

Hız arttıkça hava sürtünmesi artacaktır ve motordan geçen havanın kalış süresi giderek azalır; bu da yanma ve yakıt-hava karışımının oluşmasını daha zor hale getirir. Reaktiflerin havayla karışması ve yanması için sadece milisaniyeler söz konusudur. Yanma odasına ayrı bir porttan enjekte edilen yakıtın, yanma kimyasal reaksiyonlarının meydana gelmesi için, yutulan hava akışında mevcut olan oksijen ile moleküler düzeyde karıştırılması gerekir. Bu nedenle, kesme tabakalarındaki (shear layer) büyük ölçekli türbülanslı yapıların büyümesi ve reaktanlar arasında mikro ölçekli karışımı tetikleyen daha küçük girdaplara (small eddies) doğru kademelenmesi için yeterli kalma süresi ayrılmalıdır. Ses üstü hızlarda sıkıştırabilirlik etkileri sebebiyle kesme tabakasının (shear layer) büyüme hızı yavaşlar ve bu da karışma prosesini yavaşlatır. Akan havanın motorun içinde bir dizi şok dalgası yaratarak akarken yavaşlamasının neden olduğu 1.000-1.400°K düzeyindeki yüksek sıcaklıklar sayesinde, yakıt ve oksitleyicinin karışması sonrası yanma başlar. Bu koşullardaki tipik kendiliğinden tutuşma süreleri 10-100 μs düzeyindedir; bu, daha uzun kalma sürelerini ve sağlam alev sabitleme mekanizmalarını mümkün kılacak değişiklikler yapılmadığı sürece yanma odasındaki akış yolunun önemli bir kısmının kimyasal olarak donmuş kalacağını gösterir.

Scramjet motorlarını bugüne kadar geliştirilmiş olan birkaç farklı tasarım üzerinden incelemek konunun daha anlaşılır kılınmasını sağlayacaktır.  Hidrokarbon yakıtı kullanan, 8 mach civarında seyir yapabilen HIFire-2’nin yanma odasında, yanma stabilizasyonunu ve çift modlu geçişi (uçuş hızını 6 Mach’tan 8 Mach’a çıkartırken yanmanın gerçekleştiği kavitedeki hız ses altı hızdan ses üstü hıza çıkartılıyor.) mümkün kılan karşılıklı iki kavite bazlı alev tutucu (flameholders) vardır. Kavitenin sırasıyla yukarı ve aşağı yönündeki birincil ve ikincil aşamalara karşılık gelen iki takım yakıt enjektörü, hacimce %64 etilen (C2H4) ve %36 metan (CH4) içeriğinden oluşan gazlı bir karışım yakıt püskürtülür. Araç 6 mach’ta 23.2 km irtifada tırmanış sırasındayken scramjet ateşlenir ve 13 saniye boyunca motor çalışır. Bu periyotta, birincil ve ikincil yakıt kütlesi akış hızı, eşdeğerlik oranı ((Eşdeğerlik oranı= birim kütle yakıt başına yakılan oksijen kütlesi/havadaki oksijen oranı “0.23”)*(yakıt kütlesi akış hızı/hava kütlesi akış oranı))  0.4’ten 0.6’ya çıkartılana kadar lineer bir şekilde arttırılır. Yani Ramjet, Scramjet arası geçiş yakıt püskürtme hızı arttırılarak oluşturulur. Bu sisteminin üzerine geliştirmeler yapılarak HIFİRE-3 konfigürasyonu yaratılmıştır ancak bu sistem hakkında çok az makale yayınlanmıştır ve gizli tutulmuştur. HIFİRE-3 hidrojen yakıtlı, rokete monte edilerek ilk hızına kazanan, alev tutucuya sahip olmayan bir yapıdadır.

Resim 11: HIFiRE-2 Scramjet Yapısı

İkinci incelemek istediğimiz sistem kavitasyon yaratarak yanmayı bir kesme tabakasında (shear layer), duvarlara yakın bir bölgede gerçekleştiren HIFiRE2’den farklı olarak yanma verimi şok dalgalarının yanma verimini arttırıcı özelliğinden faydalanmak üzere tasarlanan geometri ile mümkün kılınır. Motorun giriş kısmında belirli bir açı ile kama şeklinde yerleştirilen hava alığı sayesinde gelen havanın verimli bir şekilde sıkıştırılması, sıcaklığının arttırılması ve hızının azaltılması sağlanır. HyShot-2 scramjet konfigürasyonu, çift kamalı bir girişe ve iki adet arka arkaya sabit alanlı hidrojen yakıtlı yanma bölümüne sahiptir. Girişte özel 18 derecelik açıyla yaratılan şok dalgası girişten itibaren büyüyen sınır tabakasıyla birlikte ilerler ve yanma bölümünde boşalır (bu bölgede zamanla etkisi azalır).

Resim 12: HyShot-2 Scramjet Yapısı

İtki sistemleri açısından bakıldığında, turbojet’ten ramjet’e dönüşüm 3-4 Mach arasında, ramjet’ten scramjet’e geçiş 6-8 mach civarındadır. Eski yaklaşımlarda bunu başarmak için akış yolu hava alığının giriş geometrisini ve çıkış lülesinin geometrisinin değiştirilerek yapılması planlanıyordu ancak şimdiki yaklaşım aynı geometrideki motordaki ramjet-scramjet geçişini yakıt akışı hızını değiştirerek elde etmeye yöneliktir. (Bkz. HIFiRE-2).

Yakıt akışının motorun içinde akan hava akışına paralel olarak enjekte edildiği geometriler Alman Havacılık ve Uzay Merkezi'nde (DLR) incelenmiştir. DLR yer testlerinde araştırma için kullandığı scramjet motoru, üst duvarı hafif pozitif yönde açı yapan yanma odasına ve bu odaya iki mach hızında hava akışı sağlayan ardı ardına yakınsayan ve ıraksayan bir giriş lülesine sahiptir. Hidrojen, yanma odasının tam ortasında bulunan iki boyutlu (2D) kama şeklindeki bir desteğin arka gövdesine oyulmuş 15 delikten enjekte edilir. Yanmayı incelemek üzere kullanılan basınç ve sıcaklık sensörleri yapının içinde yerleştirilmiş vaziyettedir ve yapı içerisinde oluşan yakıtın sıcaklığı otomatik ateşlenme (autoignition) sıcaklığından düşüktür. Buna rağmen alev kama şeklindeki enjektörlerin arkasında oluşan resirkülasyon bölgelerinde stabil durumdadır. Bu da aslında bize difüzyon alevlerinin şokun çarptığı karıştırma tabakalarında daha güçlü hale geldiğini göstermektedir. Ayrıca kama şeklinde enjektörler şeklini değiştirerek akış yönünde dönen girdapların (vortex) yaratılmasını ve yakıt-hava karışımını iyileştirmeyi sağladığı ortaya konmuştur.

Resim 13: DLR Scramjet Yapısı

Aşağı akışta en sık görülen yanma modu, ön karışımsız (nonpremixed) olan yanmadır. Ön karışımlı yanma, akış hızlarının alevlenmeleri destekleyecek kadar düşük olabildiği resirkülasyon bölgelerindeki veya duvarların yakınındaki yanma stabilizasyonunda sorumludur.

Yüksek Damköhler sayısının (lokal karışma tabakası zaman sabiti / lokal kimyasal zaman sabiti) geçerli olduğu difüzyon veya karışma kontrollü yanma moleküler boyutta reaktanların (tepkimeye giren maddeler) karışmasıyla mümkün olur. Ancak enjektöre yakın bölgede karışma hızı ve kimyasal reaksiyon hızı birbirine yakındır; bu da reaksiyon olmadan karışmayla karakterize edilen ve aşağı yönde bir ateşleme cephesi tarafından takip edilen, kimyasal olarak donmuş bir bölgeye yol açar.

Karakteristik olarak akış yolunun 20-35 derece arasında büküldüğü, 3 4 ayrı eğik şok (oblique shock) dalgasının yaratıldığı ve bu şok dalgalarının yanma bölgesi girişinde 0.5-5 bar arasında basınca, 800-1400 Kelvin sıcaklıklara sahip hava oluşturduğu söylenebilir. Tabi ki bu basınç ve sıcaklık artışı hava akışının yavaşlamasına ve yanma odasına gelen hava hızının 2-3 Mach’a kadar düşmesine sebep olur. SR-72 veya NASP gibi 15-20 m uzunluğundaki kavramsal tam boyutlu hipersonik uçaklarda, scramjet motoruna alınan sınır katmanlarında türbülansa doğal bir geçişi garanti etmek için yeterince uzundur. Ancak konumuz olan hipersonik seyir füzelerinde aracın uzunluğu 3-5 metre arasındadır. Eğer uçuş koridorundaki hız ve irtifa aracın en alt ve en üst sınırlarına gelirse, türbülans geçiş bölgesi ötelenir ve bu bölge motorun içine girebilir. Bu da performans düşüşüne, motorun durmasına ve lokalize çok yüksek termo mekanik yüklere sebep olabilir. Bu sorunları önlemek için HIFiRE-2 ve X-43A'nın ön gövde yüzeyleri laminer-türbülans geçişinin gerçekleşeceği bölge haline getirilmiştir.

Çoğu scramjette H₂, C₂H₄ ve C₂H₄/CH₄  karışımı yakıt olarak kullanılır. Yalnızca X-43A da SiH₄ oksijenle reaktivitesi yüksek olduğundan tutuşmayı güçlendirmek amacıyla yakıt ilavesi olarak kullanılmıştır. Gazlı yakıtlar, ortam sıcaklığında ses hızına yakın hızlarda enjekte edilirler. Yüksek hızlı ortak akışlarda kendiliğinden tutuşma (autoignition) gibi hidrojen kinetiğinin bazı yönlerinin, hava akımının sıcaklığının geçiş değerinin  (crossover temperature) üstünde veya altında olmasına son derece duyarlı olduğu bilinmektedir. Spesifik olarak  (geçiş sıcaklığı), H radikallerinin üretim ve tüketim oranlarının eşit olduğu sıcaklık olarak tanımlanır.

1200- 1400 Kelvin ve 1 bardaki tutuşma süresi yaklaşık olarak 20-50 mikro saniyedir ve buna karşılık gelen tutuşma uzaklığı, 1.500–2.500 m/s hava akış hızları (2-4 Mach) için 30-125 milimetredir. Ancak sıcaklık 1200 Kelvin’in altına düştüğünde tutuşma uzaklığı tüm yanma odası uzunluğuna tekabül eder: 200-300 mm. Hidrojenin yakıt olarak kullanıldığı süpersonik yanma söz konusu olduğunda, yanma odası girişinde düşük sıcaklığın görüldüğü düşük uçuş hızlarında, kısa Scramjet motorlarında veya izolatör olmayan motorlarda alev stabilizasyon bölgesinin oluşturulması gereklidir. Bu durum C₂H₄ ve C₂H₄/CH₄ karışımları için daha da kötüdür, aşağıdaki grafikte tutuşma süresi ve sıcaklık bağlantısı verilmiştir.

 Resim 14: Tutuşma Süresinin Sıcaklık, Basınç ve Yakıt Tipine Bağlı Değişimi

Şok ve genişleme dalgalarının oluşumunda ön araç aerodinamiği, motor alığı, yanma odası geometrisi ve yakıt enjeksiyon konfigürasyonları etkilidir. Yukarıdaki kısımda tutuşmanın gerçekleşmesi için gerekli mesafenin yanma odasıyla eşit olduğu düşük sıcaklıklar için alev tutuculara (Resim 11de yanma odasının üst ve alt kısmında görülen kaviteleri gibi) ihtiyaç olduğunu belirtmiştir. Ancak tutuşmayı kısa mesafelerde gerçekleştirmenin bir yöntemi daha var: şok dalgalarını kullanmak. Şok tahrikli yanma çok hızlı gerçekleşir ve yukarıda anlatılan difüzyonun baskın olduğu, belli bir kavitasyonda (alev tutucuları) gerçekleştirilen yanmadan oldukça farklıdır. Moleküler düzeyde taşınım ihmal edilebilir düzeydedir. Şok tahrikli yanma temelde ön-karışımlı yanma ve ön-karışımsız yanma olarak ikiye ayrılır. Ön-karışımsız yanma Scramjetlerde pek yaygın olmasa da öncelikle ondan başlamak istiyoruz. Aşağıdaki resimde havanın ve yakıtın yanma odasına gelmeden önce karıştırıldığı, basit bir geometriye sahip ve şok dalgalarını kullanarak (alev tutucular olmadan) etkili bir yanmayı sağlayabilen HIFiRE-3 ve SCRAMSPACE motorları verilmiştir. Bu motorlarda, hidrojen yakıtı motor girişinde hava akımının tersi yönde enjekte edilir ve havayla geçiş sıcaklığının altında (crossover temperature) karışır. Böylelikle yanma odasına gelmeden tutuşma gerçekleşmez ve yanma odasında geometri kullanılarak oluşturulan şok dalgaları sayesinde yüksek basınç, sıcaklık bölgeleri (şok) ve düşük basınç, düşük sıcaklık bölgeleri (genişleme dalgası) oluşur.

Resim 15: Şok ve Genişleme Dalgalarının Oluşturduğu Tutuşma Bölgeleri

Yüksek basınç ve yüksek hava akışı hızlarında, tutuşma zamanı düşer; şok dalgası ve reaksiyon bölgesi etkileşimi daha çok yakınlaşır. Bu durum yüksek sıcaklıktaki, yüksek basınç ve yoğunluktaki yanmış gazları gerisinde bırakan bir tür süpersonik tepkime dalgası (detonasyon dalgası) yaratır. Stabilize edilmiş detonasyon dalgaları ön karışımlı hava-yakıt karışımını anında yakarak arkasında bırakır. Bu fenomenin scramjetlerde kullanımı değerlendirilmektedir.

Resim 16: Yukarı Eğimli Yanma Bölgesi Girişinde Detonasyon Dalgasının Oluşumu

Ön karışımsız şok tahrikli yanma, çoğu scramjet konfigürasyonunda yaygındır. Yakıt yanma odasında direkt olarak enjekte edilir ve şok dalgaları ile yakıt-hava karışma bölgesi ekileşime girer… Şokun tutuşma için sağladığı yüksek basınç ve sıcaklık avantajı haricinde, yakıt-hava karışımını da girdap oluşturarak ve yakın duvar alev stabilizasyon bölgelerini bozarak etkiler. Bazı sistemlerde şok tahrikli yanma, serbest akan kısımdan çok daha akışın söz konusu olduğu yanma odası duvarlarında etkilidir. Örneğin yakıtın akış yönünün tersine enjekte edildiği HyShot-2 sisteminde yaratılan duvara yakın resirkülasyon bölgeleri yakıtın hava ile karışmasını hızlandırır. Bu bölgeye çarptırılan eğik şok ters basınç gradyanı oluşturarak resirkülasyon bölgesini daha da güçlendirir. Bu da alevin sabitlenmesini ve kalış süresinin artmasını sağlar.

Resim 17: HyShot-2 Resirkülasyon Bölgesi-Şok Etkileşimi

Ayrıca DLR Scramjetinde görüldüğü gibi akış yönünde salınan bir yakıtın ikili yakınsak bir yapıda yaratılan şokla etkileşimi, tutuşma uzaklığını azaltmaktadır. Şok basınç gradyanı ve karışma tabakasındaki yoğunluk gradyanı arasındaki hizasızlık girdap oluşumuna, o da karışmayı artırır.

Resim 18: DLR Şok-Karışma ve Tutuşma Etkileşimi

Yanma konusunda etkili olan diğer bir fenomen Scramjetler için büyük öneme haizdir: sıkıştırılabilirlik etkisi… Yüksek hızlarda; akustik yayılım ve vortex ikizlemesi türbülanslı yakıt-hava karışım tabakasının genişleme hızını azaltır ve reaktanların (reaksiyona giren maddeler) moleküler düzeyde karışmasını yavaşlatarak kimyasal reaksiyonu olanaksızlaştırır. Ayrıca yanma sorasında açığa çıkan ısı yoğunluğunu düşürdüğünden Reynold’s kayma gerilimi (Reynold’s Shear Stress) düşer ve türbülanslı karışım tabakası yayılma hızı düşer.

Süpersonik hızlarda gerçekleşen yanmaları modellemek için kullanılan direkt nümerik simülasyonlar (DNS) sıkıştırabilirlik etkisini gözlemlemek için etkili bir araçtır. Basitleştirilmiş bir yöntem olarak birbirine ters yönde U = |U_A−U_F|/2 hızıyla (U_A hava hızı ve U_F yakıt hızı) akan iki akışla yanma modellenmektedir. İki akış hattı karışma tabakasına girdiğinde, hızları azalır, zamanla merkezde kısıtlanmış subsonik karışma tabakası oluşur. Yüksek Mach sayısı akışlardaki sıkıştırılabilirlikten kaynaklı karmaşıklığa rağmen, yanma ısısı salınımının neden olduğu yüksek sıcaklıklar, yerel Mach sayısını etkili bir şekilde azaltarak türbülans üzerindeki sıkıştırılabilirlik etkilerini bastırma eğilimindedir. Sonuç olarak, kimyasal reaksiyonlar, karıştırma katmanının ses altı bölgesinde büyük bir oranda gelişme eğilimindedir; ancak iç süpersonik ceplerde ve hava tarafı yakınındaki süpersonik akışta önemli istisnalar bulunur. Örneğin, duvarlardan uzakta, süpersonik bir bölgede de yakıt jetinin etrafındaki çapraz akışta difüzyon alevi şeklinde yoğun bir yanma gerçekleşmektedir. (Bkz. Resim 18:DLR)

Resim 19: Süpersonik Yanma

Hipersonik araçların geliştirilmesi önündeki en büyük teknik bariyerlerden biri de “unstart” olarak adlandırılan fenomendir. Aslında süpersonik akış rejiminin beklenmedik şekilde bozulması sonucu Scramjet’in çalışmaması veya motor dışında yüksek şok dalgaları yaratarak kontrol yüzeylerinin hareketini engellemesiyle aracın kontrol dışı kalması olarak tanımlanabilir. Dış gövdedeki yüzey pürüzlülüğü değişimi (ablatif kaplı yüzeyde gerçekleşebilir), atak açısındaki değişimden kaynaklı sınır tabakası ayrılması, ani dönme ve yalpalamadan kaynaklı olarak, asimetrik bir hava dağılımı sonucu scramjet girişindeki akış tamamen subsonik hale gelebilir ya da motor çıkışında çok yüksek basınç bölgeleri oluşabilir.  

Resim 20: “Unstart” Fenomeninin Gerçekleşmesi

Özetle Scramjet motorları kendi kendine yanma sıcaklığı üzerine çıkarak yanmayı sağlayan sistemler olarak dizayn edilmezler. Süpersonik hızlarda yanma; şok dalgalarının yüksek basınç ve sıcaklık bölgeleri yaratılmasıyla veya belli kavite bölgelerinde resirkülasyon bölgeleri oluşturmasıyla mümkün kılınmaktadır. Şok dalgalarının doğru bir geometri ile yönlendirilmesi, yanma stabilizasyonu, karmaşık karışma ve yanma fenomenleri, yakıt enjekte hızının ve enjektörünün doğru şekilde tasarlanması Scramjet motorlarını geliştirilmesindeki en önemli zorluklardır.

Hipersonik araçların altındaki fiziksel fenomenlerden ve geliştirme sürecindeki teknik zorluklardan bahsettik. Şimdi tüm bu bilgilerin ışığında hipersonik sistemlere karşı geliştirilebilecek ve geliştirilmesi planlanan savunma sistemleri üzerine konuşmak istiyoruz. Son on yılda, uzaya çıktıktan sonra atmosfere giriş yapan balistik füzelere ve atmosfere giriş sırasında sıçrama yapan manevralı balistik füzelere karşı hava savunma sistemleri geliştirildi. THAAD, Ground Based Mıdcourse Defense System, Patriot gibi sistemler bugüne kadar nükleer veya kimyasal başlık taşıyabilecek balistik füzelere karşı geliştirilmiş sistemlerdir. Balistik füzeler genellikle rotası kinematik hesaplamalarla tespit edilebildiğinden, bu sistemlerle balistik füzelere karşı başarılı bir koruma hattı belli oranda oluşturulabilmiştir. Ancak söz konusu bu pahalı sistemler dahi henüz hipersonik hızlarla hareket eden, aktif manevra yapabilen sistemleri tespit edebilir, takip edip imha edebilir seviyede değillerdir. Nispi olarak yeni sayılabilecek bu hava tehditlerine karşı (hipersonik füzeler) entegre, katmanlı, “sistemlerin sistemi” yaklaşımı, yeni sensör ve durdurucu (interceptor) kapasitelerine ve dahi yeni operasyonel, doktrinsel, organizasyonel değişikliklere ihtiyaç vardır. Özellikle dayanıklı, kalıcı uzay sensör katmanının oluşturulması tehditlerin algılanmasında, sınıflandırılmasında ve takip edilmesindeki en önemli elemanı oluşturmaktadır. İkinci en önemli kısım ise tabi ki hipersonik tehditlere karşı geliştirilecek süzülme fazı durdurucusudur (glide phase interceptor.). Aşağıdaki resimde Rusya’nın nükleer başlık taşıyabilen hipersonik süzülme füzesi Avangard verilmiştir. Bu silah bir balistik füze ile uzaya fırlatıldıktan sonra, aktif manevra yapabilen nükleer başlığı taşıyan kısmı ayrılarak atmosfere giriş yapıyor. 27 Mach gibi inanılmaz hızlara çıkabiliyor. Bu tarz bir silahı günümüz hava savunma sistemlerinin durdurması pek mümkün gözükmüyor, bu da süzülen, yeniden giriş yapan (re-entry) nükleer başlıklı hipersonik füzeleri durdurmak için yapılacak süzülme fazı durdurucusunun geliştirilmesini oldukça önemli kılıyor.

Resim 21: Avangard (Hipersonik Süzülme Aracı) Füzesi

Öncelikle uzay sensör tabakasının oluşturulmasından bahsedeceğiz. Hipersonik bir süzülme aracı veya seyir füzesini tehlikeli yapan esas şey radarların bu hızda uçan bir füzeyi final aşamaya kadar tespit edememesidir. Zira yüzey sensörleri ufuk çizgisiyle sınırlandırılmıştır. Final aşamada tespit edilen hipersonik hızdaki füzeyi önlemek için oldukça kısıtlı bir zaman geriye kalır; bu da hipersonik silahları oldukça ölümcül kılar. Uzay bazlı sensör tabakasının oluşturulmasıyla hipersonik füze ilk ateşlendiği andan itibaren tüm uçuş güzergahı takip edilerek hipersonik silahın erken safhalarında önleme yapılabilir. Bu nedenle kapsamlı bir füze savunma sistemi için uzay bazlı sensörler önemlidir. Günümüzde balistik füzeleri önlemek amacıyla sıcak itki gazını tespit edip uyarı veren jeosenkron (dünyaya göre sabit konumda duran uydu) sistem mevcuttur ancak bu sistemin yeterli hassasiyetle hipersonik bir sistemi takip edebilecek yeterlilikte değildir. Bu açığın da takip edici sensörler ile kapatılması düşünülmektedir. Tabi bu yapıyı kurmak için gelişmiş kızılötesi sensörlere, görüntü işleme ve derin öğrenme algoritmalarına ihtiyaç olacaktır. Uzay bazlı sensör ağı için alçak, orta, jeosenkron yörüngelerdeki uydular değerlendirilmiş; jeosenkron uydularla daha az uyduyla tespit yapılabiceği ancak çok daha sofistike sensörlere, daha fazla ağırlığa, daha gelişmiş iletişim araçlarına ve daha yüksek fırlatma maliyetlerine gereksinim duyulacağı anlaşılmıştır. Alçak yörüngeli uydularla birim maliyet dramatik biçimde azaltılabilir ancak çok fazla uydu gereksinimi olacaktır. Farklı yükseklikteki yörüngelerde konumlanmış çok sayıda alçak ve orta yörüngeli uydu ile gelişmiş bir tespit takip ağı kurmayı sağlayabilir ancak ikinci bir önemli sorun daha vardır: düşük yörüngeli uyduların yüksek band genişliğinde güç basma yeteneği kısıtlıdır. Ayrıca büyük küme halindeki küçük uyduların sensör verilerini işlemesi gelişmiş uydular arası iletişimi ve işlemci kapasitesini şart koşar. Bu tür çabaların başarısı büyük ölçüde alçak yörüngeli uydu iletişimi, sinyal işleme ve uç bilişimdeki son ticari yeniliklere bağlı olacaktır; bu yenilikler, veri aktarımlarının gecikmesini ve boyutunu ve sahadaki ayrı, hassas veri işleme merkezlerinin gerekliliğini azaltabilir.

Resim 22: Balistik ve Hipersonik Füze Tespitinin Zorluğu

Günümüzde tasarlanan SM-3 gibi balistik hava savunma sistemleri balistik füzeyi atmosfer dışı ara safhada önlemek üzere tasarlanmıştır. Ancak yüzey tespit radarları dünyanın yapısından kaynaklı olarak sadece ufuğa kadar tehdit tespiti yapabilir. Bu da hipersonik füzelerinin yüzey radarları tarafından eğer başarabilirse ancak terminal aşamaya oldukça yakın olduğu yüksek hızlı seyir veya süzülme halindeyken tespit edilebilmesine sebep olmaktadır. Günümüz balistik hava savunma sistemleri atmosfer dışında çalışmak üzere tasarlandığından daha zorlu koşulların olduğu atmosfer içinde yeterli değillerdir. Ayrıca günümüz balistik hava savunma sistemleri daha yavaş ve daha tahmin edilebilir hedeflerde başarı sağlayabilmektedir. Genel olarak önleyicilerin manevra yapan tehdidin üç katına yakın ivme manevrası yapabilmesi beklenir. Bu nedenle terminal aşama asla tercih edilen bir müdahale bölgesi değildir. Terminal aşamada 27 mach hızlarına varabilen bir sisteme 3 katı hızla ulaşacak bir önleyici füze yapmak imkansıza yakındır. Bu nedenle uzun menzilli ve uzay sensör tabakalarıyla tehdit takibine uygun olarak geri besleme alan, hipersonik füzenin henüz yavaş olduğu erken safhalarda müdahale edebilecek bir önleme sistemine ihtiyaç vardır. Ayrıca hipersonik hızda giden bir sistemin her manevrası büyük bir enerji kaybına sebep olacağından manevra yapmasına teşvik ettirecek ara önlemler de etkili olacaktır. Ground Based Interceptor (Kara Bazlı Önleyici GBI) balistik füzelere uzay vakumunda müdahale etmek üzere geliştirilmiştir ancak SM-6 ve THAAD sistemlerinin yüksek atmosferde müdahale edebilmektedir. Yine de hipersonik füzelere karşı karakterize edilmemişlerdir. Yeni önleyicilerin uzun menzilli, süzülme aşamasında etkili olacak ve kızıl ötesi arayıcı başlığının da atmosfer için hipersonik hızlarda dayanacak şekilde tasarlanması gereklidir.

Geleceğin savaş konseptlerinde hipersonik hızlarda hareket eden silahların daha fazla gündeme geleceği bilinen bir gerçek. Ancak her silah gibi hipersonik füzeler de “kusursuz” değillerdir. Hipersonik silahlar yukarıdaki kısımlarda bahsedildiği gibi çok daha zorlu aerotermal yüklemelere uçuş boyunca maruz kalıyorlar. Yapılan manevralar akış rejiminde daha önemli değişikliklere ve daha yüksek hava sürtünmelerine sebep oluyor; süpersonik/subsonik füzelere göre manevralar menzilde çok daha yüksek miktarda azalmaya sebep oluyor. Ayrıca hipersonik hızda uçan bir araç çevresindeki hava akışında veya yapıda oluşan küçük darbe ve pertürbasyonlardan daha çok etkileniyor. Aşağıdaki resimde 10 mach hızıyla yağmur bulutu içinden geçen yeniden giriş aracının burun ucunda oluşan deformasyon verilmiştir. Ayrıca yukarıda tasarım zorlukları olarak bahsettiğimiz ısıl koruyucu kaplamalar ve “unstart” fenomeni (motor) değerlendirildiğinde hipersonik sistemlerin agresif manevra yapması pek mümkün gözükmemektedir. Hatta Colombia Kazası’nda olduğu gibi ısıl koruyucu malzemeye verilecek hasar bile belki de füzeyi düşürmek için yeterli olacaktır.

 Resim 23: Yağmur bulutu içinden geçen hipersonik araçtaki deformasyon

Ek olarak yüksek hızlı hareketinden kaynaklı  çevresindeki ısı yayılımı hipersonik silahların radarda daha parlak gözükmesine sebep olmaktadır. Tüm bunlar düşünüldüğünde balistik füzelerin savunmasında genel olarak kabul edilmiş çarp ve öldür (hit to kill) yaklaşımından parçacıklı mühimmat kullanarak imhanın ve dahi yapının çevresindeki akışı bozmanın bile yeterli olabileceği sonucuna varılabilir. Buradan güdüm hassasiyeti ihtiyacı daha az olan, parçacık tesirli bir önleyici füze ile hipersonik sistemleri bertaraf edebileceğimizi noktasına varılabilir. Veya çok eski bir yaklaşım olarak nükleer başlıklı önleme füzeleri (Bkz. Sovyetler’in ünlü nötron bombaları…) de bu tarz tehditleri hassasiyet ihtiyacı olmaksızın ortadan kaldırmayı mümkün kılabilir.

Resim 24: Hipersonik silahların balistik füzelerle kıyaslanması

Resim 25: Hipersonik silah önleme stratejisi

Özetle hipersonik sistemlerin geliştirilmesi oldukça büyük zorlukların aşılmasına bağlı olan, kompleks termo-akış, plazma fiziği, malzeme teknolojileri içeren bir süreçtir ve hipersonik silahlar günümüz savunma doktrinleri düşünüldüğünde çok büyük tehlike arz etmektedir. Ancak maruz kaldığı ağır koşullar hipersonik sistemleri “engellenemez” olmaktan çıkarmaktadır ve kabiliyetlerini kısıtlamaktadır. Alçak yörünge uydularından kurulu, gelişmiş yapay zekâ algoritmalarıyla desteklenen; hipersonik, balistik tehditlerin tespitinin ve takibinin yapılabilmesi hipersonik silahların önlenmesindeki en önemli aşamayı oluşturmaktadır. İkinci aşama ise noktasal hava savunma doktrini yerine alan savunması yaparak tehdidi kaynağına yakın bir bölgede, henüz düşük hızlardayken imha etmektir. Bu da uzun menzilli, çevik, parçacık tesirli savaş başlığı olan önleme füzelerinin geliştirilmesi ile mümkün olacaktır. Sonuç olarak tehdit tespiti ve bertarafı için henüz günümüz orduları yeterli doktrinsel ve sistemsel yeterliliklerden uzaktır ancak gelecek on yıllarda dünya ölümcül olan bu tehditlere karşı muhakkak önleme tedbirleri geliştirecektir.

 REFERANSLAR

Anderson, J. D. (2021). Modern compressible flow: With historical perspective. McGraw-Hill.

Bertin, J. J., & Cummings, R. M. (2006). Critical hypersonic aerothermodynamic phenomena. Annual Review of Fluid Mechanics, 38(1), 129–157. https://doi.org/10.1146/annurev.fluid.38.050304.092041

Karako, T., & Dahlgren, M. (n.d.). Complex Air Defense: Countering the Hypersonic Missile Threat. CSIS. https://www.csis.org/analysis/complex-air-defense-countering-hypersonic-missile-threat

Lobbia, M. A. (2017). Rapid Supersonic/Hypersonic Aerodynamics Analysis Model for arbitrary geometries. Journal of Spacecraft and Rockets, 54(1), 315–322. https://doi.org/10.2514/1.a33514

Segal, C. (2009). The Scramjet Engine PROCESSES AND CHARACTERISTICS. www.cambridge.org/9780521838153

Urzay, J. (2018). Supersonic combustion in air-breathing propulsion systems for hypersonic flight. Annual Review of Fluid Mechanics, 50(1), 593–627. https://doi.org/10.1146/annurev-fluid-122316-045217

Uyanna, O., & Najafi, H. (2020). Thermal Protection Systems for space vehicles: A review on technology development, current challenges and future prospects. Acta Astronautica, 176, 341–356. https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2020.06.047