Нагревание атмосферного воздуха. §33. Нагревание воздуха и его температура От чего зависит нагрев воздуха

— приборы, применяемые для нагревания воздуха в приточных системах вентиляции, системах кондиционирования воздуха, воздушного отопления, а также в сушильных установках.

По виду теплоносителя калориферы могут быть огневыми, водяными, паровыми и электрическими.

Наибольшее распространение в настоящее время имеют водяные и паровые калориферы, которые подразделяют на гладкотрубные и реб-ристые; последние, в свою очередь, подразделяют на пластинчатые и спирально-навивные.

Различают одноходовые и многоходовые калориферы. В одноходовых теплоноситель движется по трубкам в одном направлении, а в многоходовых несколько раз меняет направление движения вследствие на-личия в коллекторных крышках перегородок (рис. XII.1).

Калориферы выполняют двух моделей: средней (С) и большой (Б).

Расход тепла для нагревания воздуха определяется по формулам:

где Q" — расход тепла для нагревания воздуха, кДж/ч (ккал/ч); Q — то же, Вт; 0,278 — коэффициент перевода кДж/ч в Вт; G — массовое количество нагревае-мого воздуха, кг/ч, равное Lp [здесь L — объемное количество нагреваемого воздуха, м 3 /ч; р — плотность воздуха (при температуре t K), кг/м 3 ]; с — удельная теплоемкость воздуха, равная 1 кДж/(кг-К) ; t к — температура воздуха после калорифера, °С; t н — температура воздуха до калорифера, °С.

Для калориферов первой ступени подогрева температура tн равна температуре наружного воздуха.

Температура наружного воздуха принимается равной расчетной вентиляционной (параметры климата категории А) при проектировании общеобменной вентиляции, предназначенной для борьбы с избыт-ками влаги, тепла и газами, ПДК которых больше 100 мг/м3. При про-ектировании общеобменной вентиляции, предназначенной для борьбы с газами, ПДК которых меньше 100 мг/м3, а также при проектировании приточной вентиляции для компенсации воздуха, удаляемого через местные отсосы, технологические вытяжки или системы пневматического транспорта, температура наружного воздуха принимается равной расчетной наружной температуре tн для проектирования отопления (параметры климата категории Б).

В помещение без теплоизбытков следует подавать приточный воздух с температурой, равной температуре внутреннего воздуха tВ для данного помещения. При наличии теплоизбытков приточный воздух подают с пониженной температурой (на 5-8° С). Приточный воздух с температурой ниже 10° С не рекомендуется подавать в помещение даже при наличии значительных тепловыделений из-за возможности возникновения простудных заболеваний. Исключение составляют случаи применения специальных анемостатов.

Необходимая площадь поверхности нагрева калориферов Fк м2, определяется по формуле:

где Q — расход тепла для нагревания воздуха, Вт (ккал/ч); К — коэффициент теплопередачи калорифера, Вт/(м 2 -К) [ккал/(ч-м 2 -°С)]; t ср.Т. — средняя температура теплоносителя, 0 С; t ср.в. — средняя температура нагреваемого воздуха, проходящего через калорифер, °С, равная (t н + t к)/2.

Если теплоносителем служит пар, то средняя температура теплоносителя tср.Т. равна температуре насыщения при соответствующем давлении пара.

Для воды температура tср.Т. определяется как среднее арифметическое температуры горячей и обратной воды:

Коэффициент запаса 1,1-1,2 учитывает потери тепла на охлаждение воздуха в воздуховодах.

Коэффициент теплопередачи калориферов К зависит от вида теплоносителя, массовой скорости движения воздуха vp через калорифер, геометрических размеров и конструктивных особенностей калориферов, скорости движения воды по трубкам калорифера.

Под массовой скоростью понимают массу воздуха, кг, проходящего за 1 с через 1 м2 живого сечения калорифера. Массовая скорость vp, кг/(см2), определяется по формуле

По площади живого сечения fЖ и поверхности нагрева FК подбирают модель, марку и число калориферов. После выбора калориферов уточняют по действительной площади живого сечения калорифера fД данной модели массовую скорость движения воздуха:

где А, А 1 , n, n 1 и т — коэффициенты и показатели степеней, зависящие от конструкции калорифера

Скорость движения воды в трубках калорифера ω, м/с, определяется по формуле:

где Q"— расход тепла для нагревания воздуха, кДж/ч (ккал/ч); рв — плотность воды, равная 1000 кг/м3, св — удельная теплоемкость воды, равная 4,19 кДж/(кг-К) ; fTP — площадь живого сечения для прохода теплоносителя, м2, tг — температура горячей воды в подающей магистрали, °С; t 0 — температура обратной воды, 0С.

На теплоотдачу калориферов влияет схема обвязки их трубопроводами. При параллельной схеме присоединения трубопроводов через отдельный калорифер проходит только часть теплоносителя, а при последовательной схеме через каждый калорифер проходит весь расход теплоносителя.

Сопротивление калориферов проходу воздуха р, Па, выражается следующей формулой:

где В и z — коэффициент и показатель степени, которые зависят от конструкции калорифера.

Сопротивление последовательно расположенных калориферов равно:

где т — число последовательно расположенных калориферов. Расчет заканчивается проверкой теплопроизводительности (теплоотдачи) калориферов по формуле

где QK - теплоотдача калориферов, Вт (ккал/ч); QK - то же, кДж/ч, 3,6 - коэффициент перевода Вт в кДж/ч FK — площадь поверхности нагрева калориферов, м2, принятая в результате расчета калориферов данного типа; К - коэффициент теплопередачи калориферов, Вт/(м2-К) [ккал/(ч-м2-°С)]; tср.в - средняя температура нагреваемого воздуха, проходящего через калорифер, °С; tср. Т - средняя температура теплоносителя, °С.

При подборе калориферов запас на расчетную площадь поверхно-сти нагрева принимается в пределах 15 - 20 %, на сопротивление про-ходу воздуха - 10 % и на сопротивление движению воды - 20 %.

Когда солнце греет сильнее – когда оно стоит выше над головой или когда ниже?

Солнце греет сильнее, когда стоит выше. Солнечные лучи в этом случае падают под прямым, или близким к прямому углом.

Какие виды вращения Земли вам известны?

Земля вращается вокруг своей оси и вокруг Солнца.

Почему на Земле происходит смена дня и ночи?

Смена дня и ночи – результат осевого вращения Земли.

Определите, как отличается угол падения солнечных лучей 22 июня и 22 декабря на параллелях 23,5° с. ш. и ю. ш.; на параллелях 66,5° с. ш. и ю. ш.

22 июня угол падения солнечных лучей на параллели 23,50 с.ш. 900, ю.ш. – 430. На параллели 66,50 с.ш. – 470, 66,50 ю.ш. – скользящий угол.

22 декабря угол падения солнечных лучей на параллели 23,50 с.ш. 430, ю.ш. – 900. На параллели 66,50 с.ш. – скользящий угол, 66,50 ю.ш. – 470.

Подумайте, почему самые теплые и холодные месяцы - не июнь и декабрь, когда солнечные лучи имеют наибольший и наименьший углы падения на земную поверхность.

Атмосферный воздух нагревается от земной поверхности. Поэтому в июне происходит нагревание земной поверхности, а температура достигает максимума в июле. Тоже происходит зимой. В декабре выхолаживается земная поверхность. В январе остывает воздух.

Определите:

среднюю суточную температуру по показателям четырех измерений за сутки:-8°С, -4°С,+3°С,+1°С.

Среднесуточная температура -20С.

среднюю годовую температуру Москвы, используя данные таблицы.

Среднегодовая температура 50С.

Определите суточную амплитуду температур для показателей термометров на рисунке 110, в.

Амплитуда температур на рисунке в 180С.

Определите, на сколько градусов годовая амплитуда в Красноярске больше, чем в Санкт-Петербурге, если средняя температура июля в Красноярске +19°С, а января- -17°С; в Санкт-Петербурге +18°С и -8°С соответственно.

Амплитуда температур в Красноярске 360С.

Амплитуда температур в Санкт-Петербурге 260С.

Амплитуда температур в Красноярске больше на 100С.

Вопросы и задания

1. Как происходит нагревание воздуха атмосферы?

Пропуская солнечные лучи, атмосфера от них почти не нагревается. Нагревается же земная поверхность, и сама становится источником тепла. Именно от нее нагревается атмосферный воздух.

2. Насколько градусов уменьшается температура в тропосфере при подъеме на каждые 100 м?

При подъеме вверх па каждый километр температура воздуха понижается на 6 0С. Значит, на 0,60 на каждые 100 м.

3. Вычислите температуру воздуха за боротом самолета, если высота полета 7 км, а температура у поверхности Земли +200С.

Температура при подъеме на 7 км понизится на 420. Значит, температура за бортом самолета составит -220.

4. Можно ли в горах на высоте 2500 м встретить летом ледник, если у подножий гор температура +250С.

Температура на высоте 2500 м составит +100С. Ледник на высоте 2500 м не встретится.

5. Как и почему изменяется температура воздуха в течение суток?

Днем солнечные лучи освещают земную поверхность и прогревают ее, от нее нагревается и воздух. Ночью поступление солнечной энергии прекращается, и поверхность вместе с воздухом постепенно остывает. Солнце наиболее высоко стоит над горизонтом в полдень. В это время поступает больше всего солнечной энергии. Однако самая высокая температура наблюдается через 2-3 ч после полудня, так как на передачу тепла от поверхности Земли к тропосфере требуется время. Самая низкая температура бывает перед восходом солнца.

6. От чего зависит разница в нагревании поверхности Земли в течении года?

В течение года на одной и той же территории солнечные лучи падают на поверхность по-разному. Когда угол падения лучей более отвесный, поверхность получает больше солнечной энергии, температура воздуха повышается и наступает лето. Когда солнечные лучи наклонены сильнее, поверхность нагревается слабо. Температура воздуха в это время понижается, и наступает зима. Самый теплый месяц в Северном полушарии - июль, а самый холодный - январь. В Южном полушарии - наоборот: самый холодный месяц года - июль, а самый теплый - январь.

Проходят через прозрачную атмосферу, не нагревая ее, они достигают земной поверхности, нагревают ее, а от нее в последующем нагревается воздух.

Степень нагрева поверхности, а значит и воздуха, зависят, прежде всего, от широты местности.

Но в каждой конкретной точке она (t о) будет определяться также целым рядом факторов, среди которых основными являются:

А: высота над уровнем моря;

Б: подстилающая поверхность;

В: удаленность от побережий океанов и морей.

А – Поскольку нагревание воздуха происходит от земной поверхности, то чем меньше абсолютные высоты местности, тем выше температура воздуха (на одной широте). В условиях ненасыщенного водяными парами воздуха наблюдается закономерность: при подъеме на каждые 100 метров высоты температура (t о) уменьшается на 0,6 о С.

Б – Качественные характеристики поверхности.

Б 1 – разные по цвету и структуре поверхности по разному поглощают и отражают солнечные лучи. Максимальная отражательная способность характерна для снега и льда, минимальная для темно окрашенных почв и горных пород.

Освещение Земли солнечными лучами в дни солнцестояний и равноденствий.

Б 2 – разные поверхности имеют разную теплоемкость и теплоотдачу. Так водная масса Мирового океана, занимающего 2/3 поверхности Земли, из-за высокой теплоемкости очень медленно нагревается и очень медленно охлаждается. Суша быстро нагревается и быстро охлаждается т.е., чтобы нагреть до одинаковой t о 1 м 2 суши и 1 м 2 водной поверхности, надо затратить разное количество энергии.

В – от побережий в глубь материков количество водного пара в воздухе уменьшается. Чем более прозрачна атмосфера, тем меньше рассеивается в ней солнечных лучей, и все солнечные лучи достигают поверхности Земли. При наличии большого количества водяного пара в воздухе, капельки воды отражают, рассеивают, поглощают солнечные лучи и далеко не все они достигаются поверхности планеты, нагревание ее при этом уменьшается.

Самые высокие температуры воздуха зафиксированы в районах тропических пустынь. В центральных районах Сахары почти 4 месяца t о воздуха в тени составляет более 40 о С. В то же время на экваторе, где угол падения солнечных лучей самый большой, температура не бывает выше +26 о С.

С другой стороны, Земля как нагретое тело излучает энергию в космос в основном в длинноволновом инфракрасном спектре. Если земная поверхность укутана «одеялом» облаков, то не все инфракрасные лучи уходят с планеты, так как облака их задерживают, отражая обратно к земной поверхности.

При ясном небе, когда водяных паров в атмосфере мало, инфракрасные лучи, испускаемые планетой свободно уходят в космос, при этом происходит выхолаживание земной поверхности, которая остывает и тем самым снижается температура воздуха.

Литература

1. Зубащенко Е.М. Региональная физическая география. Климаты Земли: учебно-методическое пособие. Часть 1. / Е.М. Зубащенко, В.И. Шмыков, А.Я. Немыкин, Н.В. Полякова. – Воронеж: ВГПУ, 2007. – 183 с.

Исследования, проведенные на рубеже 1940-1950-х годов, позволили разработать ряд аэродинамических и технологических решений, обеспечивающих безопасное преодоление звукового барьера даже серийными самолетами. Тогда казалось, что покорение звукового барьера создает неограниченные возможности дальнейшего увеличения скорости полета. Буквально за несколько лет было облетано около 30 типов сверхзвуковых самолетов, из которых значительное число было запущено в серийное производство.

Многообразие использованных решений привело к тому, что многие проблемы, связанные с полетами на больших сверхзвуковых скоростях, были всесторонне изучены и решены. Однако встретились новые проблемы, значительно более сложные, нежели звуковой барьер. Они вызваны нагревом конструкции летательного аппарата при полете с большой скоростью в плотных слоях атмосферы. Это новое препятствие в свое время назвали тепловым барьером. В отличие от звукового новый барьер нельзя охарактеризовать постоянной, подобной скорости звука, поскольку он зависит как от параметров полета (скорости и высоты) и конструкции планера (конструктивных решений и использованных материалов), так и от оборудования самолета (системы кондиционирования, охлаждения и т.п.). Таким образом, в понятие «тепловой барьер» входит не только проблема опасного нагрева конструкции, но также такие вопросы, как теплообмен, прочностные свойства материалов, принципы конструирования, кондиционирование воздуха и т.п.

Нагрев самолета в полете происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и от тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твердым телом (самолетом, двигателем). Второе явление типично для всех самолетов, и связано оно с повышением температуры элементов конструкции двигателя, воспринимающих тепло от воздуха, сжатого в компрессоре, а также от продуктов сгорания в камере и выхлопной трубе. При полете с большими скоростями внутренний нагрев самолета происходит также и от воздуха, тормозящегося в воздушном канале перед компрессором. При полете на малых скоростях воздух, проходящий через двигатель, имеет относительно низкую температуру, вследствие чего опасный нагрев элементов конструкции планера не происходит. При больших скоростях полета ограничение нагрева конструкции планера от горячих элементов двигателя обеспечивается посредством дополнительного охлаждения воздухом низкой температуры. Обычно используется воздух, отводимый от воздухозаборника с помощью направляющей, отделяющей пограничный слой, а также воздух, захватываемый из атмосферы с помощью дополнительных заборников, размещенных на поверхности гондолы двигателя. В двух- контурных двигателях для охлаждения используется также воздух внешнего (холодного) контура.

Таким образом, уровень теплового барьера для сверхзвуковых самолетов определяется внешним аэродинамическим нагревом. Интенсивность нагрева поверхности, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. При малых скоростях этот нагрев так незначителен, что повышение температуры может не приниматься во внимание. При большой скорости воздушный поток обладает высокой кинетической энергией, в связи с чем повышение температуры может быть значительным. Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя.

Рост температуры обшивки самолета в результате аэродинамического нагрева вызывается вязкостью воздуха, обтекающего самолет, а также его сжатием на лобовых поверхностях. Вследствие потери скорости частицами воздуха в пограничном слое в результате вязкостного трения происходит повышение температуры всей обтекаемой поверхности самолета. В результате сжатия воздуха температура растет, правда, лишь локально (этому подвержены главным образом носовая часть фюзеляжа, лобовое стекло кабины экипажа, а особенно передние кромки крыла и оперения), но зато чаще достигает значений, небезопасных для конструкции. В этом случае в некоторых местах происходит почти прямое соударение потока воздуха с поверхностью и полное динамическое торможение. В соответствии с принципом сохранения энергии вся кинетическая энергия потока при этом преобразуется в тепловую и в энергию давления. Соответствующее повышение температуры прямо пропорционально квадрату скорости потока до торможения (или, без учета ветра – квадрату скорости самолета) и обратно пропорционально высоте полета.

Теоретически, если обтекание имеет установившийся характер, погода безветренна и безоблачна и не происходит переноса тепла посредством излучения, то тепло не проникает внутрь конструкции, а температура обшивки близка к так называемой температуре адиабатического торможения. Зависимость ее от числа Маха (скорости и высоты полета) приведена в табл. 4.

В действительных условиях повышение температуры обшивки самолета от аэродинамического нагрева, т. е. разница между температурой торможения и температурой окружения, получается несколько меньшей ввиду теплообмена со средой (посредством излучения), соседними элементами конструкции и т. п. Кроме того, полное торможение потока происходит лишь в так называемых критических точках, расположенных на выступающих частях самолета, а приток тепла к обшивке зависит также от характера пограничного слоя воздуха (он более интенсивен для турбулентного пограничного слоя). Значительное снижение температуры происходит также при полетах сквозь облака, особенно когда они содержат переохлажденные капли воды и кристаллики льда. Для таких условий полета принимается, что снижение температуры обшивки в критической точке по сравнению с теоретической температурой торможения может достичь даже 20-40%.

Таблица 4. Зависимость температуры обшивки от числа Маха

Тем не менее общий нагрев самолета в полете со сверхзвуковыми скоростями (особенно на малой высоте) иногда так высок, что повышение температуры отдельных элементов планера и оборудования приводит либо к их разрушению, либо, как минимум, к необходимости изменения режима полета. Например, при исследованиях самолета ХВ-70А в полетах на высотах более 21 ООО м со скоростью М = 3 температура входных кромок воздухозаборника и передних кромок крыла составляла 580-605 К, а остальной части обшивки 470-500 К.Последствия повышения температуры элементов конструкции самолета до таких больших значений можно оценить в полной мере, если учесть тот факт, что уже при температурах около 370 К размягчается органическое стекло, повсеместно употребляемое для остекления кабин, кипит топливо, а обычный клей теряет прочность. При 400 К значительно снижается прочность дюралюминия, при 500 К происходит химическое разложение рабочей жидкости в гидросистеме и разрушение уплотнений, при 800 К теряют необходимые механические свойства титановые сплавы, при температуре выше 900 К плавятся алюминий и магний, а сталь размягчается. Повышение температуры приводит также к разрушению покрытий, из которых анодирование и хромирование могут использоваться до 570 К, никелирование-до 650 К, а серебрение-до 720 К.

После появления этого нового препятствия в увеличении скорости полета начались исследования с целью исключить либо смягчить его последствия. Способы защиты самолета от эффектов аэродинамического нагрева определяются факторами, препятствующими росту температуры. Кроме высоты полета и атмосферных условий, существенное влияние на степень нагрева самолета оказывают:

– коэффициент теплопроводности материала обшивки;

– величина поверхности (особенно лобовой) самолета; -время полета.

Отсюда следует, что простейшими способами уменьшения нагрева конструкции являются увеличение высоты полета и ограничение до минимума его продолжительности. Эти способы использовались в первых сверхзвуковых самолетах (особенно в экспериментальных). Благодаря довольно высокой теплопроводности и теплоемкости материалов, употребляемых для изготовления теплонапряженных элементов конструкции самолета, от момента достижения самолетом высокой скорости до момента разогрева отдельных элементов конструкции до расчетной температуры критической точки проходит обычно достаточно большое время. В полетах, продолжающихся несколько минут (даже на небольших высотах), разрушающие температуры не достигаются. Полет на больших высотах происходит в условиях низкой температуры (около 250 К) и малой плотности воздуха. Вследствие этого количество тепла, отдаваемого потоком поверхностям самолета, невелико, а теплообмен протекает дольше, что значительно смягчает остроту проблемы. Аналогичный результат дает ограничение скорости самолета на малых высотах. Например, во время полета над землей со скоростью 1600 км/ч прочность дюралюминия снижается только на 2%, а увеличение скорости до 2400 км/ч приводит к снижению его прочности на величину до 75% в сравнении с первоначальным значением.

Рис. 1.14. Распределение температуры в воздушном канале и в двигателе самолета «Конкорд» при полете с М = 2,2 (а) и температуры обшивки самолета ХВ-70А при полете с постоянной скоростью 3200 км/ч (б).

Однако необходимость обеспечения безопасных условий эксплуатации во всем диапазоне используемых скоростей и высот полета вынуждает конструкторов искать соответствующие технические средства. Поскольку нагрев элементов конструкции самолета вызывает снижение механических свойств материалов, возникновение термических напряжений конструкции, а также ухудшение условий работы экипажа и оборудования, такие технические средства, используемые в существующей практике, можно разделить на три группы. Они соответственно включают применение 1) теплостойких материалов, 2) конструктивных решений, обеспечивающих необходимую теплоизоляцию и допустимую деформацию деталей, а также 3) систем охлаждения кабины экипажа и отсеков оборудования.

В самолетах с максимальной скоростью М = 2,0-1-2,2 широко применяются сплавы алюминия (дюрали), которые характеризуются относительно высокой прочностью, малой плотностью и сохранением прочностных свойств при небольшом повышении температуры. Дюрали обычно дополняются стальными либо титановыми сплавами, из которых выполняются части планера, подвергающиеся наибольшим механическим или тепловым нагрузкам. Сплавы титана нашли применение уже в первой половине 50-х годов сначала в очень небольших масштабах (сейчас детали из них могут составлять до 30% массы планера). В экспериментальных самолетах с М ~ 3 становится необходимым применение жаропрочных стальных сплавов как основного конструкционного материала. Такие стали сохраняют хорошие механические свойства при высоких температурах, характерных для полетов с гиперзвуковыми скоростями, но их недостатками являются высокая стоимость и большая плотность. Эти недостатки в определенном смысле ограничивают развитие высокоскоростных самолетов, поэтому ведутся исследования и других материалов.

В 70-х годах осуществлены первые опыты применения в конструкции самолетов бериллия, а также композиционных материалов на базе волокон бора или углерода. Эти материалы пока имеют высокую стоимость, но вместе с тем для них характерны малая плотность, высокие прочность и жесткость, а также значительная термостойкость. Примеры конкретных применений этих материалов при постройке планера приведены в описаниях отдельных самолетов.

Другим фактором, существенно влияющим на работоспособность нагреваемой конструкции самолета, является эффект так называемых термических напряжений. Возникают они в результате температурных перепадов между внешними и внутренними поверхностями элементов, а особенно между обшивкой и внутренними элементами конструкции самолета. Поверхностный нагрев планера приводит к деформации его элементов. Например, может произойти такое коробление обшивки крыла, которое приведет к изменению аэродинамических характеристик. Поэтому во многих самолетах используется паяная (иногда клееная) многослойная обшивка, которая отличается высокой жесткостью и хорошими изоляционными свойствами, либо применяются элементы внутренней конструкции с соответствующими компенсаторами (например, в самолете F-105 стенки лонжерона изготовляются из гофрированного листа). Известны также опыты охлаждения крыла с помощью топлива (например, у самолета Х-15), протекающего под обшивкой на пути от бака до форсунок камеры сгорания. Однако при высоких температурах топливо обычно подвергается коксованию, поэтому такие опыты можно считать неудачными.

Сейчас исследуются различные методы, среди которых нанесение изоляционного слоя из тугоплавких материалов путем плазменного напыления. Другие считавшиеся перспективными методы не нашли применения. Среди прочего предлагалось использовать «защитный слой», создаваемый путем вдува газа на обшивку, охлаждение «выпотеванием» посредством подачи на поверхность сквозь пористую обшивку жидкости с высокой температурой испарения, а также охлаждение, создаваемое плавлением и уносом части обшивки (абляционные материалы).

Довольно специфичной и вместе с тем очень важной задачей является поддержание соответствующей температуры в кабине экипажа и в отсеках оборудования (особенно электронного), а также температуры топливных и гидравлических систем. В настоящее время эта проблема решается путем использования высокопроизводительных систем кондиционирования, охлаждения и рефрижерации , эффективной теплоизоляции, применения рабочих жидкостей гидросистем с высокой температурой испарения и т.д.

Проблемы, связанные с тепловым барьером, должны решаться комплексно. Любой прогресс в этой области отодвигает барьер для данного типа самолетов в сторону большей скорости полета, не исключая его как такового. Однако стремление к еще большим скоростям приводит к созданию еще более сложных конструкций и оборудования, требующих применения более качественных материалов. Это заметным образом отражается на массе, закупочной стоимости и на затратах по эксплуатации и обслуживанию самолета.

Из приведенных в табл. 2 данных самолетов-истребителей видно, что в большинстве случаев рациональной считалась максимальная скорость 2200-2600 км/ч. Лишь в некоторых случаях считают, что скорость самолета должна превосходить М ~ 3. К самолетам, способным развивать такие скорости, относятся экспериментальные машины Х-2, ХВ-70А и Т. 188, разведывательный SR-71, а также самолет Е-266.

1* Рефрижерацией называется принудительный перенос тепла от холодного источника к среде с высокой температурой при искусственном противодействии естественному направлению движения тепла (от теплого тела к холодному, когда имеет место процесс охлаждения). Простейшим рефрижератором является бытовой холодильник.

Аэродинамический нагрев

нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела.

Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью культур, торможение происходит прежде всего в ударной волне (См. Ударная волна), возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в пограничном слое (См. Пограничный слой). При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения:

T 0 = Т н + v 2 /2c p ,

где Т н - температура набегающего воздуха, v - скорость полёта тела, c p - удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1 км/ сек ) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (8,1 км/сек ) температура торможения достигает 8000 °С. Если в первом случае при достаточно длительном полёте температура обшивки самолёта достигнет значений, близких к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.

Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н. - конвективная и радиационная. Конвективный нагрев - следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела. Количественно конвективный тепловой поток определяют из соотношения

q k = а (Т е -Т w),

где T e - равновесная температура (предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), T w - реальная температура поверхности, a - коэффициент конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от других факторов. Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента а от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит Диссоциация и Ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (Рекомбинация), идущая с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный А. н.

При достижении скорости полёта порядка 5000 м/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек ) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек ) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев.

Особо важную роль А. н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов (например, «Восток», «Восход», «Союз»). Для борьбы с А. н. космические аппараты оснащаются специальными системами теплозащиты (См. Теплозащита).

Лит.: Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960; Дорренс У. Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966; Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.

Н. А. Анфимов.

Большая советская энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия . 1969-1978 .

Смотреть что такое "Аэродинамический нагрев" в других словарях:

Нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. н. результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полёт совершается со сверхзвук. скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной… … Физическая энциклопедия

Нагрев тела, движущегося с большой скоростью в воздухе (газе). Заметный аэродинамический нагрев наблюдается при движении тела со сверхзвуковой скоростью (например, при движении головных частей межконтинентальных баллистических ракет) EdwART.… … Морской словарь

аэродинамический нагрев - Нагревание обтекаемой газом поверхности тела, движущегося в газообразной среде с большой скоростью при наличии конвективного, а при гиперзвуковых скоростях и радиационного теплообмена с газовой средой в пограничном или ударном слое. [ГОСТ 26883… … Справочник технического переводчика

Повышение температуры тела, движущегося с большой скоростью в воздухе или др. газе. Аэродинамический нагрев результат торможения молекул газа вблизи поверхности тела. Так, при входе космического аппарата в атмосферу Земли со скоростью 7,9 км/с… … Энциклопедический словарь

аэродинамический нагрев - aerodinaminis įšilimas statusas T sritis Energetika apibrėžtis Kūnų, judančių dujose (ore) dideliu greičiu, paviršiaus įšilimas. atitikmenys: angl. aerodynamical heating vok. aerodynamische Aufheizung, f rus. аэродинамический нагрев, m pranc.… … Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas - повышение темп ры тела, движущегося с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. и. результат торможения молекул газа вблизи поверхности тела. Так, при входе космич. аппарата в атмосферу Земли со скоростью 7,9 км/с темп pa воздуха у поверхности … Естествознание. Энциклопедический словарь

Аэродинамический нагрев конструкции ракеты - Нагрев поверхности ракеты во время ее движения в плотных слоях атмосферы с большой скоростью. А.н. – результат того, что налетающие на ракету молекулы воздуха тормозятся вблизи ее корпуса. При этом происходит переход кинетической энергии… … Энциклопедия РВСН

Concorde Concorde в аэропор … Википедия