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

малым по сравнению с теплом, выделяющимся путем тре-

Солнца возрастает и величина ее становится соизмеримой с остальными тепловыми потоками, т. е. здесь справедливо

большой плотности воздуха на таких высотах становится незначительной и теп'ло-вой баланс здесь определяется как

23

При рассмотрении нагрева летательного аппарата на сравнительно небольших сверхзвуковых скоростях полета для мест вблизи бортовых источников нагрева определяю­ щим может стать равенство ^борт = <7излПоследнее осо­ бенно справедливо для конструкции в районе расположе­ ния двигателя. В данном случае под ^борт будет подразу­ меваться тепловой поток от местного сосредоточенного ис­ точника тепла — двигателя.

Распространение тепла внутрь конструкции

Рассматривая процесс нагрева обшивки летательного аппарата, мы не учитываем теплоотвода внутрь конструк­ ции. Однако всегда наблюдается некоторая потеря тепла во внутреннюю конструкцию, поскольку внешняя обшивка летательного аппарата находится в контакте с поддержи­ вающим силовым элементом: второй обшивкой, стринге­ ром, нервюрой, лонжероном и т. п. — или же соприка­ сается со средой внутреннего отсека. Естественно поэтому, что в практике необходимо знать температуру не только обшивки, но и всех элементов конструкции и сред отсеков.

Вначале остановимся на температурном режиме внут­ ренних конструктивных элементов самолета или ракетьи.

Процесс прогрева внутренней конструкции протекает в такой последовательности. Наружная поверхность, нагре­ ваемая от пограничного слоя, отдает тепло к внутренним слоям обшивки теплопроводностью. В местах стыков об­ шивки и подкрепляющего элемента часть тепла через кон­ тактирующую поверхность проникает во внутренние конструктивные элементы. В них тепло передается также теплопроводностью к более холодным частям конструк­ ции.

Для расчета температур внутренних элементов необхо­ димо совместно решать уравнения тепловых балансов об­ шивки и конструктивных элементов.

менту конструкции и равный — (Тобш— Тэ).

24

Выражения для всех остальных тепловых потоков нам уже известны, поэтому совместные уравнения теплового баланса обшивки и подкрепляющего элемента можно на­ писать так:

от обшивки, путем естественной конвекции распростра­ няется по среде внутренних отсеков летательного аппарата. При этом нагревается и то оборудование, которое нахо­ дится в отсеке.

Значения температур среды внутреннего отсека возду­ ха, топлива, а также температуры находящегося в ней обо­ рудования определяются согласно уравнениям теплового баланса. Величина коэффициента теплоотдачи от внут­ ренней поверхности обшивки или вообще от поверхности внутреннего элемента к среде, равно как и коэффициента теплоотдачи от среды отсека к оборудованию, выбирается экспериментальным путем ввиду большой сложности тео­ ретического изучения происходящих при этом явлений.

Так, для воздуха большого объема коэффициент тепло­

25

Если считать, что все подводимое к воздуху тепло идет на увеличение его теплосодержания, то уравнение теплово­ го баланса будет иметь вид

9кон ' == Цакк

ИЛИ

К (Ц - Т{УС) S = c0Ty0Tt v ~П т ~ -- ,

ДТ

где Гот — средняя температура отсека; 5 — поверхность теплообмена; и0т — объем отсека.

Поскольку теплоемкость воздуха незначительна, нагрев зоздушной средьи отсека продолжается недолго, при этом характер изменения температуры тот же, что и темпера­ туры обшивки, окружающей отсек.

В случае нагрева жидкости (топлива) коэффициент теплоотдачи в приведенном уравнении примерно равен

200—500 ккал/м2• час • ° С.

Температурный режим систем управления

Нагревание систем управления: гидравлической, пнев­ матической, а также топливной, масляной и других — вы­ ражается в росте температуры не только их агрегатов, но и рабочей жидкости и газов: гидросмеси, воздуха, топлива, масла и т. п.

Особенно значительному нагреву подвергаются магист­ рали систем, расположенные в непосредственной близости от двигательных установок. В этих местах температуры агрегатов могут достигать 250—400° С, а давление в маги­ стралях— 280 кг/см2.

Для определения рабочих температур различных агре­ гатов систем питания и управления, в том числе и для расчета температур их жидкостей составляются уравнения теплового баланса. При этом расчет целесообразно вести по средним температурам в данном сечении. В уравнение теплового баланса входят значения тепловых потоков, под­ водимых по всей поверхности агрегата или магистрали, а также значения величины! тепла, выделяемого в процессе движения жидкости (при гидропотерях и т. п.).

Расчет температур производят обычно для мест, от которых зависит работа всей системы. Для топливной си­ стемы это участки магистралей перед форсунками, для маслосистем — выходы к подшипникам, для гидросистем — рабочие цилиндры и различные регуляторы».

26

Температура гиперзвуковых летательных аппаратов

Переход к большим сверхзвуковым, к так называемым гиперзвуковым (М > 7), скоростям вызывает значительные конструктивные усложнения в связи с особенно высокими температурами, возникающими в результате образования мощных скачков уплотнения и действия трения воздуха о поверхность летательного аппарата. В частности, темпера­ тура торможения при таких скоростях достигает несколь­ ких тысяч градусов.

В этих условиях воздух уже нельзя рассматривать как идеальный газ, поскольку при таких температурах его ос­ новные параметры: молекулярный вес, удельная теплоем­ кость— не являются постоянными. В результате такого на­ грева происходят химические изменения воздуха, возника­ ют процессы диссоциации и рекомбинации молекул, услож­ няющие ход теплопередачи. Теперь при исследовании про­ цессов теплообмена механику жидкостей надо-объединять не только' с термодинамикой, но и с химией.

Известно, что если обтекаемое тело имеет тупоносую форму, то образующийся скачок уплотнения будет непри-

полета нагревается до такой высокой температуры, что в нем начинают происходить упомянутые явления: диссоциа­ ция (распадение молекул) и ионизация (образование ионов). Вязкость, диффузионная способность, теплопровод­ ность и излучительная способность воздуха в этом слое значительно изменяются.

Для создания конструкций достаточной прочности в условиях аэродинамического нагрева необходимо знать ве­ личины конкретных температур при обтекании тел потоком гиперзвуковой скорости.

Расчеты показывают, что при- М = 10 температура в ударном слое равна 3000° абс. При этой температуре дис­ социируют молекульи кислорода. При числе М = 17 темпе­ ратура достигает 6000° абс, т. е. температуры поверхности Солнца, и начинается диссоциация молекул азота.

При таких высоких температурах плавятся все извест­ ные материалы. И, естественно, пограничный слой при этом будет состоять не только из воздуха, но и из мате­ риала конструкции. В таких случаях идет процесс не толь- ' ко теплообмена, но и массообмена.

27

Диапазон больших сверхзвуковых (гиперзвуковык) скоростей соответствует числам М от 6 до 20. В настоящее время такие высокие скорости полета развивают головки межконтинентальных баллистических снарядов.

Величину теплового' потока к головной части ракеты на гиперзвуковых скоростях можно определить по приве­ денной формуле Ньютона, а коэффициент теплоотдачи при этом рассчитать из уравнения

Nu = 0,934 Re- 0,5Pr0,4,

в котором все критерии определяются параметрами носо­ вой сферической части.

Температурный режим космических кораблей

В условиях полета космического корабля в межпланет­ ном пространстве (см. рис. 7) роль тепловых потоков в общем балансе тепла изменяется. Здесь на смену основно­ му виду нагрева — аэродинамическому (для рассмотрен-

Рис. 8. Тепловые потоки конструкции космического корабля

представлены тепловые потоки, от которых зависит темпе­ ратурный режим космического корабля. Уравнение тепло­ вого баланса при этом будет

Ц а " Ь 9 л д а н = = Ц акк “ Ь <7изл>

где <7план — тепловой поток от различных планет.

28

Тепловой режим таких летательных аппаратов можно рассмотреть на примере нагревания спутников, имеющих наиболее сложный проц'есс теплообмена.

Аэродинамический нагрев спутника для высот более 80 км незначителен. А так как орбита спутника располо­ жена на высотах, имеющих величины выше 80 км, то ос­ новным внешним источником тепла для спутника будет различная радиация.

Воздействующее на спутник тепловое излучение скла­ дывается из трех частей. Это в первую очередь теплоизлу­ чение Земли и ее атмосферы!. Значение его остается по­ стоянным. Например, величина теплового потока, достига­

женное от Земли и ее атмосферы!. Его величина зависит от высоты орбиты, угла положения спутника на его орбите и альбедо — отражательной способности Земли и ее атмосфе­ ры. Наконец, третьим и наиболее важным тепловым источ­ ником является прямое солнечное излучение. Величина сол­ нечной постоянной равна 1205 ккал/м2■час.

Указанные тепловые потоки, воздействующие на поверх­ ность спутника, уравновешиваются теплом, аккумулируе­ мым конструкцией, и теплом, излучаемым с ее поверхности в окружающую среду. В соответствии с этим уравнение теп­ лового баланса будет складываться следующим образом: теплоемкость, умноженная на изменение температуры по­ верхности во времени, равна потоку солнечного излучения плюс поток отраженного солнечного излучения, плюс поток собственного излучения Земли и ее атмосферы и минус из­ лучение тепла с поверхности спутника.

Для случая полета на теневой стороне Земли уравнение теплового баланса упростится и будет иметь вид

где дзеы — поток собственного' излучения Земли и ее атмосферы.

Для случая полета спутника на солнечной стороне уравнение будет

cyS —-2-6” — $q0 cos с? + (tyoTp + <7зем — 4,96s / 7 обш

Дт

29