Файл: Райков Л.Г. Нагрев летательных аппаратов в полете.pdf

Г л а в а 1

ТЕМПЕРАТУРНЫЙ РЕЖИМ КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Явление нагрева летательного аппарата

Летательные аппараты нагреваются в полете за счет внешних (главным образом) и внутренних источников теп­ ла. Внешними тепловыми источниками летательного аппа­ рата являются аэродинамический нагрев, солнечная и пла^ нетная радиация (в частности, радиация Земли и ее атмо­ сферы). К внутренним источникам нагрева аппарата отно­ сятся тепловые потери различных бортовых агрегатов при их работе, в том числе тепло от стенок двигателя и выхо­ дящих из него газов, от электронного и радиооборудова­ ния и т. п.

Аэродинамический нагрев является конвективным теп­ ловым процессом. Перенос же тепла от двигателей, обору­ дования, тепловой энергии Солнца и т. д. в основном про­ изводится лучеиспусканием. При этом тепло от выходящих. из двигателя газов, солнечная и планетная радиация воз­ действуют непосредственно на внешнюю обшивку самолета или ракеты. Тепло от стенок двигателя и различного обо­ рудования передается внутренней конструкции летатель­ ного аппарата.

Для сверхзвуковых летательных аппаратов наиболее значительным является аэродинамический нагрев, связан­ ный со спецификой обтекания тел. Известно, что обтекание тел жидкостью (газом) сопровождается торможением ее частиц в слоях, непосредственно прилегающих к поверхно­ сти. Этот процесс торможения частиц жидкости неизбежно связан с выделением тепла, нагревающего поверхность ле­

10

тательного аппарата. При этом процесс теплообмена, по существу, идет здесь .в пограничном слое, где в полной ме­

ния, представляет собой тонкий слой у поверхности обте­ каемого тела, в котором скорость обтекания возрастает от нуля на поверхности тела до значения скорости во внеш­ нем потоке, где можносчитать, что воздух течет без тре­ ния. Толщина пограничного слоя изменяется практически от нуля у носовой части обтекаемого тела до нескольких сантиметров в районе хвостовой части!

Однако торможение воздуха, а соответственно этому и выделение тепла наблюдаются не только в пограничном слое. Так, температура газа изменяется при сжатии, кото­ рое происходит, например, при образовании скачков уплот­ нения.

Скачок уплотнения представляет собой внезапное уве­ личение давления, а также скачкообразное изменение плот­ ности воздуха и других термодинамических величин на по­ верхности, расположенной нормально или под углом к на­ правлению потока. Если сверхзвуковой поток, обтекая остроносое тело, изменяет свое первоначальное направле­ ние, взаимодействуя с соседними слоями воздушного пото­ ка, то возникает косой скачок уплотнения. При обтекании сверхзвуковым потоком тупоносого тела непосредственно перед его носовой частью возникает прямой скачок уплот­ нения. Скачков уплотнения может быть целая система.

Проходя через один или несколько скачков уплотнения, воздух тормозится, при этом часть механической энергии необратимо переходит в так называемую внутреннюю (тепловую) энергию воздуха с последующим рассеянием тепла в окружающее пространство.

Выделение теплоты при изменении давления наблю­ дается и в точках полного торможения. Такие точки нахо­ дятся в передней части летящего аппарата.

Значение температуры в функции скорости, например, для прямого скачка уплотнения определяется по выраже­ нию

11

Из формульи следует, что при числе М невозмущенного потока, равном 2, температура за прямым скачком уплот­

Необходимо отметить, что нагрев летательного аппара­ та при течении воздуха со сжатием происходит лишь в оп­ ределенных местах. Вся обтекаемая потоком поверхность летательного аппарата нагревается вследствие превраще­ ния части механической энергии потока воздуха в тепло­ вую за счет трения его частиц о поверхность в пограничHOiM слое.

Торможение газа в пограничном слое не сопряжено со сжатием, т. е. с повышением давления и плотности. Напро­ тив, у поверхности обтекаемого тела в результате нагрева плотность воздуха даже уменьшается.

Температура при установившемся теплообмене

Тепло, выделяющееся в пограничном слое возле обшив­ ки, частично передается в его верхние области, где скоро­ сти течения воздуха не равны нулю и нет полного тормо­ жения. Вследствие этого температура поверхности обтекае­ мого тела не достигает величины, определяемой указанной выше формулой температуры тор!можения.

Поэтому температура адиабатического торможения при расчетах не может быть принята за определяющую, вместо нее берется адиабатическая температура стенки, называе­ мая иначе температурой при нулевой теплопередаче или температурой восстановления. Последняя соответствует равновесной температуре, т. е. той температуре, которая была бы на идеально изолированной поверхности при от­ сутствии теплообмена путем излучения. Эта температура определяется по формуле

Гал = г (1 + г ^ М 2),

где г — коэффициент восстановления температуры!.

За коэффициент восстановления принимают отношение действительного повышения температуры в пограничном слое у стенки к адиабатическому;

УТ'а.д — т

Тторм — Т

Для ламинарного' течения в пограничном слое г = 0,85, для турбулентного — 0,88—0,89.

12

М = 10 — 5,6%.

Однако точное определение температуры! летательного аппарата ведется на основе теплового баланса, т. е. учета всех приходящих, уходящих и остающихся количеств тепла.

В процессе нагрева поверхности летательных аппаратов участвуют различные виды тепловых потоков. Основной из них — аэродинамический нагрев летательного аппарата — представляет собой процесс вынужденной тепловой кон­ векции.

Как известно, тепловой поток конвекции определяется законом Ньютона

Гтел — температура тела.

В случае аэродинамического нагрева .под температурой

является сложной функцией ряда параметров: окружаю­ щей атмосферы!, скорости полета летательного аппарата и температуры поверхности.

Помимо теплоотдачи путем вынужденной конвекции, в общем тепловом балансе поверхности летательного аппа­ рата заметное место занимает теплоизлучение.

1 Критерий подобия Re характеризует отношение сил инерции и сил вязкости в потоке, газа:

VoI

Re = — ,

P

где I — расстояние, измеренное вдоль контура продольного сечения тела от точки начала пограничного слоя;

р — коэффициент внутреннего трения, или коэффициент вязкости.

13

Нагретая обшивка летательного аппарата излучает тепло в окружающее пространство и к различным элемен­ там конструкции и ,в свою очередь воспринимает теплоиз­ лучение Солнца, звезд и внутренних элементов кон­ струкции.

Тепловой поток излучения определяется по закону Сте­ фана — Больцмана:

где д'изл — тепловой поток излучения; е — коэффициент излучения, или степень черноты

'тела.

влияние на величину температуры конструкции летатель­ ного аппарата, относится также тепловая радиация при атомных взрывах.

Указанные тепловые потоки в дальнейшем будем назы­ вать просто тепловыми потоками от внешних сосредоточен­ ных источников нагрева (<?Внеш).

14

И, наконец, на конструкцию летательного аппарата бу­ дет действовать тепловой поток от бортовых нагретых аг­ регатов, главным образом от силовой установки и элек­ тронного оборудования (<7борт)-

Совокупность перечисленный тепловых потоков в каж­ дом конкретном случае и составляет тепловой баланс кон­ струкции. Величина аккумулируемого тепла зависит от

б

Рис. 4. Графическое определение температуры установившегося теплообмена (а) и значения установившихся температур на различных высо­ тах и скоростях полета (б)

15

х

теплоемкости конструкции и скорости изменения темпера­ туры.

В процессе нагревания наибольшая температура об­ шивки Гобш получается в конце нагрева, когда устанавли­ вается тепловое равновесие. В этом случае прогрев лета­ тельного аппарата завершен — конвективная теплопере­ дача сбалансирована теплоизлучением, т. е.

Влияние температуры невозмущенной атмосферы на нагрев летательного аппарата

Величина аэродинамического нагрева в значительной степени зависит от состояния невозмущенной атмосферы. В частности, на величину температуры конструкции лета­ тельного аппарата оказывает сильное влияние темпера­ тура наружного воздуха невозмущенной атмосферы. Это отчетливо видно', например, из вышеприведенных формул температуры торможения и температуры за прямым скач­ ком уплотнения.

Обычно при проектировании самолетов и ракет для. определения основных условий полета на заданной высоте пользуются значениями стандартной атмосферы!.

Согласно стандартной атмосфере известно, что в тропо­ сфере (так называют нижние слои атмосферы) для сред­ них широт температура падает примерно на 6° С с каждым увеличением высоты на 1 км. Переход в стратосферу с вы­ соты 11 км сопровождается изотермией (постоянством тем­ пературы). Существование постоянной температуры на этих высотах объясняется наличием лучистого равновесия, при котором тепловой баланс атмосферы создает верти­ кальную устойчивость воздуха, предохраняющую ее от кон­ векции и турбулентности большого масштаба. Изотермия

16