Siêu vượt âm

Khoảng cách sóng sốc

Khi số Mach của cơ thể tăng lên, mật độ đằng sau cú sốc cung do cơ thể tạo ra cũng tăng lên, tương ứng với việc giảm âm lượng sau cú sốc do bảo toàn khối lượng. Do đó, khoảng cách giữa cú sốc cung và cơ thể giảm ở số Mach cao hơn.

Lớp Entropy

Khi số Mach tăng lên, sự thay đổi entropy trên cú sốc cũng tăng lên, dẫn đến độ dốc entropy mạnh và dòng chảy xoáy cao trộn lẫn với lớp biên.

Tương tác nhớt

Một phần của động năng lớn liên quan đến dòng chảy ở số Mach cao biến đổi thành năng lượng bên trong chất lỏng do hiệu ứng nhớt. Sự gia tăng năng lượng bên trong được thực hiện như là sự gia tăng nhiệt độ. Do độ dốc áp suất bình thường đối với dòng chảy trong một lớp biên là xấp xỉ 0 đối với các số Mach siêu âm thấp đến trung bình, sự gia tăng nhiệt độ qua lớp biên trùng với sự giảm mật độ. Điều này làm cho đáy của lớp ranh giới mở rộng, do đó lớp ranh giới trên cơ thể phát triển dày hơn và thường có thể hợp nhất với sóng xung kích gần cạnh dẫn cơ thể.

Lưu lượng nhiệt độ cao

Nhiệt độ cao do một biểu hiện của sự phân tán nhớt gây ra các đặc tính dòng hóa học không cân bằng như kích thích và phân ly rung động và ion hóa các phân tử dẫn đến thông lượng nhiệt đối lưu và bức xạ.

Tham số tương tự

The categorization of airflow relies on a number of similarity parameters, which allow the simplification of a nearly infinite number of test cases into groups of similarity. For transonic and compressible flow, the Mach và Reynolds numbers alone allow good categorization of many flow cases.
Hypersonic flows, however, require other similarity parameters. First, the analytic equations for the oblique shock angle become nearly independent of Mach number at high (~>10) Mach numbers. Second, the formation of strong shocks around aerodynamic bodies means that the freestream Reynolds number is less useful as an estimate of the behavior of the boundary layer over a body (although it is still important). Finally, the increased temperature of hypersonic flows mean that real gas effects become important. For this reason, research in hypersonics is often referred to as aerothermodynamics, rather than aerodynamics.
The introduction of real gas effects means that more variables are required to describe the full state of a gas. Whereas a stationary gas can be described by three variables (pressure, temperature, adiabatic index), and a moving gas by four (flow velocity), a hot gas in chemical equilibrium also requires state equations for the chemical components of the gas, and a gas in nonequilibrium solves those state equations using time as an extra variable. This means that for a nonequilibrium flow, something between 10 and 100 variables may be required to describe the state of the gas at any given time. Additionally, rarefied hypersonic flows (usually defined as those with a Knudsen number above 0.1) do not follow the Navier–Stokes equations.
Hypersonic flows are typically categorized by their total energy, expressed as total enthalpy (MJ/kg), total pressure (kPa-MPa), stagnation pressure (kPa-MPa), stagnation temperature (K), or flow velocity (km/s).
Wallace D. Hayes developed a similarity parameter, similar to the Whitcomb area rule, which allowed similar configurations to be compared.

Chế độ

Hypersonic flow can be approximately separated into a number of regimes. The selection of these regimes is rough, due to the blurring of the boundaries where a particular effect can be found.

Perfect gas

In this regime, the gas can be regarded as an ideal gas. Flow in this regime is still Mach number dependent. Simulations start to depend on the use of a constant-temperature wall, rather than the adiabatic wall typically used at lower speeds. The lower border of this region is around Mach 5, where ramjets become inefficient, and the upper border around Mach 10-12.

Two-temperature ideal gas

This is a subset of the perfect gas regime, where the gas can be considered chemically perfect, but the rotational and vibrational temperatures of the gas must be considered separately, leading to two temperature models. See particularly the modeling of supersonic nozzles, where vibrational freezing becomes important.

Dissociated gas

In this regime, diatomic or polyatomic gases (the gases found in most atmospheres) begin to dissociate as they come into contact with the bow shock generated by the body. Surface catalysis plays a role in the calculation of surface heating, meaning that the type of surface material also has an effect on the flow. The lower border of this regime is where any component of a gas mixture first begins to dissociate in the stagnation point of a flow (which for nitrogen is around 2000 K). At the upper border of this regime, the effects of ionization start to have an effect on the flow.

Khí ga ion-hóa

In this regime the ionized electron population of the stagnated flow becomes significant, and the electrons must be modeled separately. Often the electron temperature is handled separately from the temperature of the remaining gas components. This region occurs for freestream flow velocities around 10–12 km/s. Gases in this region are modeled as non-radiating plasmas.