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

для умеренных широт сохраняется при средних годовых температурах минус 56,5° С до высоты примерно 28—35 км.

С подъемом на большие высоты (30—50 км) темпера­ тура атмосферы начинает возрастать, что объяс­ няется наличием молекул озона, способных погло­ щать лучистую энергию солнца.

Однако расчет пре­ дельных условий полета летательного аппарата нельзя вести на основе данных стандартной ат­ мосферы, поскольку тем­ пература атмосферы в те­ чение времени суток, года колеблется и может отли­ чаться от стандартной (рис. 5). Поэтому при расчете предельных ус­ ловий полета выбирают температуры так называе­ мого «жаркого» дня, пре­ вышающие температуры

ются во времени, вследствие чего нагревание летательного аппарата является неустановившимся. Аналитическое изу­ чение процессов неустановившегося теплообмена весьма сложно.

Наиболее простое решение будет в случае нагрева тела с постоянной (по толщине) температурой источником с Тал (случай нагрева тонкой металлической обшивки). Оно

где Тнач — начальная температура; в — основание натуральных логарифмов;

7 — удельный вес материала обшивки;

т — продолжительность нагрева; ср — удельная теплоемкость материала обшивки;

что означает окончание процесса нагревания. Если эту сте­ пень вычислять с точностью до 0,01, то необходимое для про­ грева время будет равно

Отсюда следует, что при скорости полета, соответствую­ щей числу М = 3, на высоте 15 км время прогрева 2-мил- лиметровой дюралевой обшивки равно около 1 мин; на вы­ соте 30 км — 8,5 мин.

Продолжительность полета при очень больших скоро­ стях, на которых наблюдается сильный аэродинамический

явно неустановившийся теплообмен.

Для определения температуры в процессе прогрева кон­ струкции необходимо в уравнениях теплового баланса учи­ тывать аккумуляцию тепла элементами конструкции. На­ пример, в случае нагрева только обшивки, т. е. когда от­ сутствует теплоотдача внутрь тела, уравнение теплового

Пб„<— ТоТш , т. е. разности значений температур за дан­

18

Для расчета температуры нестационарного процесса нагревания конструкции, кроме начальных условий нагре­ ва, необходимо знать профиль полета, т. е. изменение ско­ рости и высотьи полета летательного аппарата во времени (высота и скорость полета влияют на величину ЬТад).

Роль различных тепловых потоков в общем балансе тепла

В каждом конкретном случае при расчете аэродинами­ ческого нагрева нет необходимости учитывать все тепловые потоки, а достаточно взять лишь основные, определяющие процесс нагрева. .

Оценку потоков тепла можно связать с основными ха­ рактеристиками полета (М и Н). Для этого рассмотрим приведенные уравнения баланса тепла при установившем­ ся теплообмене:

<7от — тепло, отдаваемое обшивкой среде отсека. Рассмотрим величину теплового потока, отдаваемого

обшивкой среде отсека. Обшивка летательного аппарата в большинстве случаев соприкасается с воздушной средой

внутренних отсеков, и тепловой шоток здесь незначителен. Это объясняется следующим.-Тепловой поток к среде внут­ реннего отсека согласно закону Ньютона равен

q=h2(Tобщ—тот).

Величина коэффициента теплоотдачи (h2) свободной кон­ векции к неподвижному воздуху в среднем, как показывают эксперименты, составляет примерно 1 ккал/м2• час •°С и даже меньше. Величина же коэффициента тепло­ отдачи hi от пограничного слоя к обшивке для сверхзву­

приведенного коэффициента теплоотдачи на результат рас­ чета температуры! обшивки не окажет большого влияния, поэтому проток тепла внутрь таких отсеков можно не учи­ тывать. Это означает, что фактически тепло не проходит сквозь внутреннюю поверхность обшивки (что справедливо при наличии внутренней тепловой изоляции).

Рис. 6. Величина солнечной радиации на различных высотах

Солнечной радиации (направленной) подвержены толь­ ко те 'части поверхности летательного аппарата, на которые падают прямые лучи Солнца. Часть приходящей от Солнца радиации отражается Землей и облаками, воздействуя та­ ким образом и на нижнюю поверхность летательного аппа­ рата.

Величина солнечной радиации у поверхности Земли для средних широт в безоблачный день, как показывают много­ численные замеры, равна 500 ккал/м2 - час и с увеличени­ ем высоты полета увеличивается, достигая примерно 1200 ккал/м2 ■час «а высотах более 11 км. Изменение вели­ чины солнечной радиации с высотой показано на рис. 6.

20

Кроме тепловой энергии Солнца, на летательный аппа­ рат воздействует лучистая энергия Земли и ее атмосферы.

' Атмосферная радиация так же, как и солнечная, зави­ сит от высоты полета, географической широты места, вре­ мени года, суток и т. п., но слабее ее примерно в десять

гателя, оборудования, потребляющего энергию, и т. п. — весьма ограничено и учитывается лишь в расчетах темпе­ ратур деталей конструкции, расположенных рядом с ними. Представление о тепловой мощности бортовьих источников дают следующие показатели. Расчетами установлено, что

ной конструкции самолета или его обшивки не более '10% этого количества тепла, т. е. примерно 20 000 ккал/м2 • час. Тепловой поток от двигателя в общем случае зависит от мощности двигателя.

Относительно слабые источники тепла, такие, как электронное оборудование, электрооборудование, радио­ оборудование, теплообменники и т. п., хотя и выделяют около 90—98% потребляемой ими энергии, идущей на по­ вышение их температуры, однако это незначительно влияет на общую величину теплового потока.

Теперь остановимся несколько подробнее на другой ха­ рактеристике аэродинамического нагрева — величине вы­ нужденного конвективного потока тепла qK0н, который за­ висит, как было показано выше, от коэффициента тепло­ отдачи h, разности между температурой восстановления Гад и температурой обшивки Гобш. Определение температур восстановления и обшивки было дано выше. Найдем коэф­ фициент теплоотдачи h, зависящий от скорости полета, па­ раметров набегающего воздуха (в обращенном движении) в пограничном слое и коэффициента трения:

где g — ускорение сильи тяжести;

ср —■теплоемкость воздуха при постоянном давлении;

21

Cf — коэффициент трения; V — скорость полета, м/сек.

Значения коэффициентов с; определяются теоретиче­ ским или экспериментальным путем. Так, для ламинарного пограничного слоя

0,12

^/лам= j1,328 Re'

Т'сбш

для турбулентного пограничного слоя

г 0,44

^/тур = 0,074 Re“ 0,2

Тс бш

Приведенные формулы справедливы до М = 4 -г- 5. Величину конвективного^ теплового потока в передней

критической точке определяют по другим зависимостям. В частности, ее можно найти из уравнения

ским нагревом. Если принять, что данный тепловой поток начинает оказывать свое влияние на тепловой баланс только в случае, когда учет его в расчете температуры об­ шивки изменяет результат более чем на 5%, то получим определенные зоны (рис. 7). Из рассмотрения этих зон следует, что при полете на сравнительно небольших скоро­

туре адиабатического торможения воздуха ТТОрм. Послед­ нее объясняется тем,' что в этих условиях величина тепло­ вого потока от Солнца мала и тепло от аэродинамического нагрева уравновешивается тепловым потоком теплоизлуче­

22