Số mach là gì? Các bài báo nghiên cứu khoa học liên quan

Giới thiệu và định nghĩa Mach số

Mach số (Mach number) là đại lượng không thứ nguyên, định nghĩa bằng tỷ lệ giữa vận tốc thực của vật thể và tốc độ âm thanh trong môi trường xung quanh. Đại lượng này được ký hiệu là Ma, thể hiện khả năng tương đối của chuyển động so với sóng áp suất lan truyền trong chất khí hoặc chất lỏng.

Do Mach số không phụ thuộc vào hệ đơn vị, nó cho phép so sánh trực tiếp các điều kiện dòng chảy ở các môi trường và áp suất khác nhau. Ví dụ, một vật thể bay ở Ma = 0.8 trong tầng bình lưu có hiệu ứng khí động khác biệt so với Ma = 0.8 gần mặt đất, nhưng Mach số vẫn cung cấp chỉ số tương đối về cường độ áp suất xung kích.

Trong thực tế, Mach số được ứng dụng rộng rãi trong thiết kế khí động học, hàng không vũ trụ và động lực học khí thể, nhằm xác định chế độ dòng chảy, hiệu năng động cơ và an toàn bay. Các nghiên cứu về Mach số giúp tối ưu hóa hình dạng cánh, giảm lực cản và kiểm soát hiện tượng sốc áp suất.

Lịch sử và phát triển khái niệm Mach

Khái niệm Mach số được đặt theo tên nhà vật lý và triết học người Áo Ernst Mach (1838–1916), người đầu tiên nghiên cứu hiện tượng sóng áp suất và hiệu ứng siêu âm. Nghiên cứu của ông về sóng xung kích trong chất khí đã đặt nền móng cho lý thuyết trường động lực học khí thể.

Vào cuối thế kỷ 19 và đầu thế kỷ 20, sau khi lý thuyết về sóng áp suất được phát triển, các nhà khoa học bắt đầu quan sát đỉnh sóng khi vật thể chuyển động nhanh gần với tốc độ âm thanh. Năm 1887, Mach công bố nhiều thí nghiệm khuếch tán sóng âm quanh vật cản, mô tả cách sóng giao thoa và lan truyền.

Sau Thế chiến II, cùng với sự phát triển nhanh chóng của ngành công nghiệp hàng không, Mach số trở thành chỉ tiêu quan trọng trong thiết kế máy bay tốc độ cao. Máy bay thử nghiệm như Bell X-1 (1947) đã lần đầu vượt qua Mach = 1, đánh dấu kỷ nguyên siêu âm và làm phong phú thêm lý thuyết Mach số trong kỹ thuật máy bay.

Công thức tính Mach số

Định nghĩa toán học của Mach số được cho bởi công thức:

$Ma = \frac{v}{a}$

trong đó v là vận tốc của vật thể tương đối so với môi trường, và a là tốc độ âm thanh tại cùng điều kiện nhiệt độ, áp suất và thành phần khí.

Tham số	Ký hiệu	Đơn vị
Vận tốc vật thể	v	m/s
Tốc độ âm thanh	a	m/s
Mach số	Ma	— (không thứ nguyên)

Ý nghĩa vật lý của Mach số

Mach số phân vùng chế độ dòng chảy khí thể thành các vùng cơ bản sau:

• Dòng dưới âm (Subsonic): Ma < 1, sóng áp suất lan truyền nhanh hơn vật thể, đường dòng ít biến dạng.
• Dòng chuyển tiếp (Transonic): 0.8 ≤ Ma ≤ 1.2, xuất hiện sóng xung kích cục bộ, thay đổi áp suất đột ngột.
• Dòng siêu âm (Supersonic): 1 < Ma ≤ 5, sóng áp suất tụ lại đằng sau vật thể, tạo đường Mach cone.
• Dòng siêu vượt âm (Hypersonic): Ma > 5, nhiệt độ và áp suất cực cao trước bề mặt, đòi hỏi vật liệu chịu nhiệt đặc biệt.

Việc xác định đúng chế độ Mach giúp kỹ sư khí động lựa chọn phương pháp tính toán phù hợp: từ phương trình Navier–Stokes cho dòng subsonic đến phương pháp tính sốc xung kích và phân tách dòng cho dòng supersonic.

Phạm vi Mach	Đặc trưng
Ma < 1	Dòng mượt, không sốc
0.8 ≤ Ma ≤ 1.2	Sóng xung kích cục bộ, dao động áp suất
1 < Ma ≤ 5	Mach cone rõ ràng, sốc ổn định
Ma > 5	Hiệu ứng nhiệt động mạnh, plasma hóa không khí

Ứng dụng trong hàng không và vũ trụ

Mach số là yếu tố quan trọng trong thiết kế khí động học của máy bay thương mại, chiến đấu cơ và tàu vũ trụ. Đối với máy bay hành khách, bay ở Mach 0.80–0.85 tối ưu hóa tiết kiệm nhiên liệu và giảm thiểu tiếng ồn, đồng thời đảm bảo độ bền cấu trúc thân máy bay trong vùng chuyển tiếp áp suất (NASA GRC).

Trong lĩnh vực vũ trụ, tên lửa và tàu con thoi hoạt động qua nhiều chế độ Mach, từ subsonic khi rời bệ phóng đến hypersonic khi tái nhập khí quyển. Việc điều khiển góc tấn và điều kiện bề mặt phải tính toán sao cho hạn chế nhiệt độ bề mặt vượt quá ngưỡng chịu nhiệt của vật liệu (ESA).

Các thiết bị phụ trợ như ống pitot, cảm biến nhiệt độ và cảm biến áp suất gắn trên cánh và thân máy bay cung cấp dữ liệu Mach số thực tế trong chuyến bay. Dữ liệu này được truyền về hệ thống điều khiển bay tự động, giúp duy trì chế độ Cruise ổn định và chuyển đổi chế độ khi tăng tốc hoặc giảm tốc.

Ảnh hưởng lên tính ổn định và thiết kế khí động

Khi Mach số tăng đến vùng transonic (0.8–1.2), xuất hiện sóng xung kích cục bộ gây dao động áp suất đột ngột lên bề mặt cánh. Hiện tượng này làm thay đổi lực nâng và moment xoắn, đòi hỏi thiết kế cánh dạng laminar flow và các rãnh giảm xung kích (shocklets) để kiểm soát luồng khí.

Ở Mach số cao hơn (supersonic và hypersonic), lực cản sóng (wave drag) chiếm ưu thế, tăng nhanh theo Machⁿ (n ≈ 2–3). Thiết kế thân máy bay và cánh thường theo hình kim tự tháp (slender body) hoặc hình mũi tên nhọn (delta wing) để giảm diện tích chịu sóng áp suất và cải thiện hiệu suất động lực.

• Giảm lực drag thông qua hình học tối ưu: skinny fuselage, cánh delta.
• Chất liệu composite chịu nhiệt cao: titan, hợp kim nickel siêu bền.
• Cấu trúc giảm xung kích: rãnh, nếp gấp và khe thông hơi kiểm soát luồng khí.

Phương pháp đo Mach số

Phương pháp truyền thống sử dụng đồng hồ pitot-tĩnh áp kế để đo chênh áp giữa luồng tĩnh và luồng động. Chênh áp này được chuyển đổi thành tốc độ không khí, từ đó tính được Mach số dựa trên công thức Ma = v/a và giá trị tốc độ âm thanh tính theo nhiệt độ môi trường.

Các công nghệ đo hiện đại bao gồm Doppler LIDAR và radar dạng sóng milimet. Doppler LIDAR chiếu tia laser vào không khí và đo độ dịch chuyển tần số của tín hiệu phản xạ, cho phép xác định vận tốc tương đối và Mach số mà không cần tiếp xúc trực tiếp. Radar milimet có khả năng hoạt động trong điều kiện tầm nhìn kém, cung cấp dữ liệu vận tốc cho máy bay không người lái và hệ thống giám sát mặt đất (FAA).

• Pitot-tĩnh áp kế: đơn giản, tin cậy, yêu cầu bảo trì thường xuyên.
• Doppler LIDAR: không phá hủy, đo từ xa, nhạy với điều kiện thời tiết.
• Radar milimet: hoạt động trong mưa, sương mù, tích hợp dễ với hệ thống phòng không.

Thách thức và giới hạn

Tốc độ âm thanh trong khí quyển phụ thuộc vào nhiệt độ, áp suất và độ ẩm; do đó, Mach số tính toán có thể sai lệch nếu không có cảm biến môi trường chính xác. Sai số nhỏ trong đo nhiệt độ có thể dẫn đến chênh lệch Mach số đến 0.02–0.03, ảnh hưởng đến an toàn bay.

Gần Mach = 1, hiện tượng transonic gây ra dao động áp suất mạnh và gợn sóng luồng tầng biên, có thể dẫn đến hiện tượng stalling hoặc buffeting. Việc mô phỏng CFD đòi hỏi lưới tính toán rất tinh, tăng đáng kể thời gian và chi phí tính toán.

• Kỹ thuật xử lý dữ liệu cần khử nhiễu và hiệu chỉnh nhiệt độ.
• Thiết bị đo phải hiệu chuẩn thường xuyên để đảm bảo độ chính xác.
• CFD cho dòng transonic yêu cầu công suất máy tính lớn và thuật toán ổn định.

Xu hướng nghiên cứu và công nghệ tương lai

Phát triển động cơ scramjet và ramjet cho phép duy trì cháy ở Mach >5, mở ra tiềm năng du hành siêu vượt âm dân dụng và quân sự. Thiết kế thân máy bay tích hợp buồng đốt với mặt ngoài, giảm trọng lượng và tăng hiệu suất nhiệt động (IARPA).

Ứng dụng học máy vào mô phỏng CFD cho dòng chuyển tiếp giúp tự động tinh chỉnh lưới tính toán, rút ngắn thời gian mô phỏng và giảm sai số. Các thuật toán deep learning đang được huấn luyện trên cơ sở dữ liệu Mach cone và phổ tần áp suất để dự đoán hiệu ứng xung kích chính xác.

• Vật liệu gốm – carbon chịu nhiệt trên 2.000 °C cho vỏ tàu siêu vượt âm.
• Mô hình số hóa thời gian thực tích hợp cảm biến Mach số và điều khiển bay.
• Thiết bị bay không người lái siêu âm cho khảo sát khí quyển và quân sự.

Tài liệu tham khảo

• NASA Glenn Research Center. “Basics of Mach Number.” https://www.nasa.gov/centers/glenn/about/fs21grc.html.
• European Space Agency. “Shock Wave Control.” https://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Engineering_Technology/Shock_wave_control.
• Federal Aviation Administration. “Air Data Systems.” https://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ang/offices/afs/afs200.
• Intelligence Advanced Research Projects Activity. “Hypersonics.” https://www.iarpa.gov/index.php/research-programs/hypersonics.
• Anderson JD. Fundamentals of Aerodynamics. McGraw-Hill, 2010.
• Liepmann HP, Roshko A. Elements of Gasdynamics. Dover Publications, 2001.
• Heiser WR, Pratt DP. Hypersonic Airbreathing Propulsion. AIAA, 1994.