Аэродинамическое нагревание

При полете в плотных слоях атмосферы вплоть до высот в 150 км решающее значение имеет аэродинамический нагрев, и лучистым потоком теплоты обычно пренебрегают. При полете на высотах более 150 км плотность воздуха становится столь малой, что аэродинамическим нагревом можно пренебречь, в этих условиях решающее значение приобретает лучистый нагрев. В настоящем параграфе будет коротко рассмотрено только аэродинамическое нагревание. [c.244]

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ НАГРЕВАНИЕ В ТРЕХМЕРНЫХ ОБЛАСТЯХ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ УДАРНЫХ ВОЛН С ЛАМИНАРНЫМ ПОГРАНИЧНЫМ СЛОЕМ [c.291]

В современной технике применяется много устройств, работающих в условиях обтекания их поверхностей газовым потоком с большими скоростями и высокими температурами при изменении давления газа в направлении течения (течение газа в соплах и камерах сгорания реактивных двигателей, в межлопаточных каналах газовых турбин и т. п.). Температура поверхности, развивающаяся в результате больших тепловых потоков от газа к стенке и аэродинамического нагревания, может превысить значения температуры, предельно допустимые по условиям прочности. Это повлечет за собой разрушение поверхности. [c.259]

Для теплозащиты поверхности гиперзвукового летательного аппарата от аэродинамического нагревания при входе в плотные слои атмосферы применяются теплозащитные покрытия. В местах их соединения на обтекаемой поверхности тела образуются узкие выемки, которые вносят локальные возмущения в поле течения, приводят к появлению местных "пиков" теплового потока и, следовательно, обусловливают определенные проблемы при организации теплозащиты обтекаемой поверхности, поэтому изучение особенностей обтекания и теплообмена затупленного тела с узкой выемкой на его лобовой поверхности представляет научный и практический интерес. [c.166]

Движение тел в газах с большими сверхзвуковыми скоростями сопровождается интенсивным аэродинамическим нагреванием обтекаемой поверхности и ее термохимическим и/или термомеханическим разрушением. В общем случае возникает сложная задача совместного решения уравнений газовой динамики с учетом физикохимических процессов в потоке газа и толще материала стенки тела и уравнений движения тела по траектории с переменными коэффициентами аэродинамических сил и моментов, а также с переменными геометрическими размерами и массой. В случае умеренной интенсивности разрушения оказывается возможным существенно упростить проблему, считая обтекание квазистационарным при этом аэродинамические коэффициенты и процесс разрушения поверхности определяются мгновенными значениями параметров движения и состояния тела. Однако и в этом случае задача об изменении формы тела за счет уноса материала в точной постановке содержит в качестве составных элементов несколько самостоятельных задач математической физики (обтекания тела, определения тепловых потоков через пограничный слой, распространения тепла в теле и т.д.) для замкнутых групп уравнений, связанных между собой через граничные условия. Математические свойства таких комплексных задач еще мало исследованы, и обозримые результаты получены лишь при использовании ряда существенно упрощенных математических моделей. [c.188]

При обтекании тел газом с большими сверхзвуковыми скоростями большие температуры получаются не только в критической точке. Действительное распределение температур по поверхности обтекаемого тела связано с процессами диссоциации и ионизации газа и с отсутствием адиабатичности, что обусловлено свойствами вязкости, излучением и теплообменом между газом и обтекаемым телом. Поверхность тела при движении его в газе может сильно нагреваться, плавиться и испаряться. Головные части баллистических и космических ракет при входе в плотные слои атмосферы сильно оплавляются, головки баллистических ракет или космические аппараты не сгорают полностью только благодаря кратковременности их движения в атмосфере в таких условиях. Проблема борьбы с нежелательными эффектами сильного нагревания тел на больших сверхзвуковых скоростях полета в атмосфере является одной из основных аэродинамических проблем. Она связана с выбором материалов и разработкой форм конструкций летательных аппаратов. [c.42]

На заводах АТИ начинают находить применение аэродинамические печи. Аэродинамическая печь не содержит электрических или каких-либо иных нагревательных элементов. Получение тепла здесь достигается за счет многократного перемешивания и сжатия воздуха расположенным в камере печи центробежным вентилятором, приводимым от электродвигателя. В закрытом теплоизолированном объеме камеры вращающимся ротором центробежного вентилятора создается замкнутый цикл потока воздуха. Лопатка ротора вентилятора расположена под таким углом, что большая часть энергии приводного электродвигателя преобразуется в тепло для нагревания воздуха в камере печи (коэффициент полезного действия такой печи достигает 0,7—0,8). Температура воздуха регулируется изменением производительности вентилятора за счет изменения числа оборотов его ротора или площади поперечного сечения всасывающего отверстия, которое перекрывается лопатками регулятора мощности и осуществляется автоматически. [c.112]

Заводы ФТИ начинают оснащать аэродинамическими печами. Аэродинамическая печь не содержит электрических или каких-либо иных нагревательных элементов. В закрытой теплоизолированной камере вращающийся ротор центробежного вентилятора создает замкнутый поток воздуха. Лопатка ротора вентилятора расположена под таким углом, чтобы большая часть энергии приводного электродвигателя преобразовывалась в теплоту для нагревания воздуха в камере печи (КПД = 0,7ч-0,8). Температура воздуха регулируется изменением частоты вращения ротора или изменением площади поперечного сечения всасывающего отверстия, которое автоматически перекрывается лопатками регулятора мощности. [c.176]

Необходимо отметить, что при переходе дуги из широкой щели в узкую, например в дугогасительной камере по рис. 7-22, а, возникают некоторые осложнения. В случае больших токов, при которых диаметр дуги больше ширины узкой щели, происходит изменение формы сечения дуги. Кроме того, увеличивается аэродинамическое сопротивление движению дуги. В некоторых случаях, если материал стенок камеры способен выделять при нагревании газы или пары, они устремляются навстречу дуге и тормозят ее движение. В резуль- [c.188]

Электростатический способ заключается в том, что частицы порошка заряжаются отрицательными зарядами постоянного тока, а изделие служит анодом. При подключении постоянного тока напряжением до 150 кВ к системе изделие-порошок и при создании аэродинамической подвижности порошка он устремляется к изделию, налипает на его холодные стенки и прочно удерживается. При этом получается слой равномерной толщины. Из налипшего слоя порошка под действием тепла нагретого изделия при дальнейшем нагревании (в зависимости от способа) образуется пленка. [c.224]

Закон аэродинамического сопротивления сыпучего слоя для изотермического газового потока одинаковый и в ламинарной и в турбулентной области. Однако при неизотермическом потоке появляется добавочное сопротивление, поэтому коэффициентом учитывается потеря давления на ускорение (замедление) движения потока вследствие уменьшения (увеличения) его плотности при нагревании (охлаждении) [c.338]

При больших скоростях движения тела в газе происходит сильное нагревание газа и тела, которое может повлечь за собой диссоциацию, ионизацию газов, вызвать излучение и фазовые превращения при быстром движении газа в аэродинамических трубах также происходят фазовые превращения. В связи с этим термодинамические понятия и законы термодинамики приобретают важное значение. [c.9]

Внешние элементы обшивки и некоторые детали ракеты подвергаются чрезвычайно интенсивному аэродинамическому нагреву. Температура торможения может достигать 10—15 тыс. °С, а время нагревания длится минутами. [c.52]

Другое дело — в газодинамических процессах, таких, как расширение таза в аэродинамических трубах, истечение из сопла или разлет газового облака, образующегося в результате нагревания и испарения первоначально твердого вещества, например металла. Здесь скорость расширения определяется общей динамикой процесса и число центров конденсации, т. е. в конечном счете число капелек конденсата, неизвестно и зависит от скорости расширения. Даже если в газе имеются ионы (что бывает, конечно, не всегда), при достаточно медленном расширении они далеко не все становятся центрами конденсации. В силу изложенных выше причин пересыщение в системе вследствие интенсивно протекающей конден- [c.455]

Другая группа требований к покрытиям связана с технологическими и конструктивными свойствами. Покрытие должно быть технологичным, легко наноситься на поверхность и обладать хорошей адгезией, т. е. прочно связываться с поверхностью. Эта связь не должна нарушаться при нагревании поверхности контакта. Внешняя поверхность теплозащитного материала должна выдерживать воздействие больших аэродинамических нагрузок, не скалываясь и не трескаясь, т. е. обладать высокими механическими свойствами. Если применяется двухслойное покрытие, то нижний теплозащитный материал (подслой) не должен разлагаться при нагреве, ибо при этом произойдет нарушение целостности верхнего покрытия и его сцепления. [c.470]

Тормозящее действие сопротивления атмосферы при спуске космического аппарата мы будем рассматривать главным образом с целью выяснения основных факторов, оп ределяющих замедление из-за сил аэродинамического давления и нагревание, вызываемое силами трения ). В основном мы будем здесь исследовать методы минимизации нагрева корпуса, а также, имея в виду корабли с человеком на борту, будем уделять большое внимание минимизации перегрузок в процессе спуска в атмосфере. [c.358]

Майкапар Г. И., Аэродинамическое нагревание подветренной стороны тела при сверхзвуковых скоростях, Ученые записки. ЦАГИ, III, № 6 (1972). [c.291]

При гиперзвуковом обтекании тонкого тела с затупленной носовой частью образуется отошедшая ударная волна, в передней части которой давление возрастает настолько сильно, что даже при малых размерах затупления аэродинамическое сопротивление может сугцественно увеличиться. Мимо этого факта нельзя пройти в связи с тем, что реальные тела (крылья, фюзеляжи, корпуса ракет) всегда бывают затуплены. Осухцествить полет идеально заостренного тела нельзя хотя бы потому, что при больших скоростях полета нагревание воздуха около носовой [c.124]

При моделировании энергетических процессов в МГД-генераторе использовались методические предпосылки работ [109—111]. Рассматривается квазиодномерная МГД-теория стационарного сжимаемого потока низкотемпературной плазмы. Учитываются потери на трение, теплопередача через стенки канала, нагревание джоулевым теплом, потери в при-электродном слое, эффект Холла. Концевые эффекты, уменьшение эффективного сечения канала вследствие утолщения аэродинамического пограничного слоя и явления, связанные с отрывом этого слоя, не рассматриваются. Концевые эффекты, по-видимому, можно свести к минимуму за счет конструктивных мероприятий указанное уменьшение эффективного сечения канала для крупных МГД-генераторов мало, и им моншо пренебречь. Явление отрыва пограничного слоя не учитывается, так как к настоящему времени отсутствуют надежные инженерные методы ресчета его характеристик. [c.114]

Крайне малая длительность потоков, достигаемых при помощи напорных или вакуумных камер, является основным недостатком аэродинамических труб, работающих по такому принципу. Необходимость увеличить время возможного наблюдения процессов, происходящих при обтекании моделей, привела к созданию аэродинамических труб непрерывного действия. Для этой цели понадобилось применение весьма мощных воздуходувных машин обычно турбокомпрессоров. Первая аэродинамическая труба такого рода была построена Аккеретом в Пю-рихе . Она приводится в действие мотором в 1000 л. с. и при больших скоростях работает на разреженном воздухе, так как в противном случае была бы нужна еще большая мощность. Вторая установка такого же рода, но с мощностью около 4000 л. с., построена в Гвидонии близ Рима . Так как в турбокомпрессоре происходит нагревание воздуха, то для сохранения температуры воздушного потока на постоянном уровне труба снабжается специальной охладительной системой. Рабочий участок такой трубы устраивается совершенно так же, как и в трубах с вакуумными камерами. Схема Цюрихской аэродинамической трубы больших скоростей изображена на рис. 260. [c.409]

Полная температура струи была такая же, как и в невовму-щенном потоке. Аэродинамическая игла вызывала увеличение теплового потока к поверхности независимо от начального охлаждения или нагревания модели, поскольку вследствие вдува воздуха расход массы в пограничном слое возрастал и происходило [c.229]

Излучение и поглощение света. Одно из наиболее характерных явлений, сопровождающих нагревание газа ударной волной до высоких температур,— это свечение газов. При высоких температурах газы, прозрачные в холодном состоянии, излучают и поглощают свет. Излучение нагретых газов в ударной трубе изучалось многими авторами. Особенно много работ посвящено исследованию оптических свойств воздуха. Излучение воздуха в ударной волне, образующейся при движении тела с очень большими скоростями в атмосфере, может давать существенный вклад в нагрев тела, и при достаточно больших скоростях радиационный нагрев оказывается больше аэродинамического. Значительных успехов в теоретическом изучении оптических свойств нагретого воздуха достигла советская школа, возглавляемая Л. М. Биберманом. Обзор работ Л. М. Бибермана и его сотрудников и библиография содержатся в статье Л. М. Бибермана, В. С. Воробьева, Г. Э. Нормана и И. Т. Якубова (1964). [c.230]

Быстрое развитие сверхзвуковой аэродинамики вызвало возрастающий интерес к сжимаемым нестационарным пограничным слоям. Такие пограничные слои возникают, например, в ударных аэродинамических трубах позади ударных волн или волн разрежения. Исследование нестационарных сжимаемых пограничных слоев необходимо также для определения сопротивления трения и теплопередачи быстро летящего тела, ускоряющего или замедляющего свое движение, и, возможно, изменяющего с течением времени вследствие нагревания температуру своих стенок. Ниже мы рассмотрим два простых примера ламинарного нестационарного сжимаемого пограничного слоя. Первый пример будет касаться пограничного слоя позади ударной волны, а второй — пограничного слоя на неравномерно движущейся продольно -обтекаемой плоской пластине при переменной во времени температуре стенки. Желающих более подробно ознакомиться с нестационарными сжимаемыми пограничными слоями отсылаем к обзорным работам Э. Беккера [ ] и К. Стю-артсона [ ]. [c.407]

Аэродинамические сила и момент. АЭРОДИНАМЙЧЕСКАЯ ТРУБА, установка, создающая поток воздуха или др. газа для эксперим. изучения явлений, сопровождающих обтекание тел. В А. т. проводятся эксперименты, позволяющие определять силы, действующие на самолёты и вертолёты, ракеты и косм, корабли при их полёте, на подводные суда в погружённом состоянии при их движении, исследовать их устойчивость и управляемость отыскивать оптим. формы самолётов, ракет, косм, и подводных кораблей, а также автомобилей и поездов определять ветровые нагрузки, а также нагрузки от взрывных волн, действующие на здания и сооружения. В спец. А. т. исследуются нагревание и теплозащита ракет, косм, кораблей и сверхзвук, самолётов. [c.43]

АЭРОДИНАМЙЧЕСКИЕ ИЗМЕРЕНИЯ, измерения скорости, давления, плотности и темп-ры движущегося воздуха (или др. газа), сил, возникающих на поверхности тв. тела, относительно к-рого происходит движение, а также тепловых потоков, поступающих к этой поверхности. Большинство практич. задач, к-рые ставят перед газовой динамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. производство и т. д., требуют для своего решения проведения эксперим. исследований. В этих исследованиях на эксперим, установках — аэродинамических трубах и стендах — моделируется рассматриваемое течение (напр., движение самолёта с заданными величинами высоты полёта и скорости) и определяются силовые и тепловые нагрузки на исследуемую модель. Соблюдение условий, диктуемых теорией моделирования, позволяет перенести результаты эксперимента на модели на натурный объект. Важной составной частью эксперимента явл. А. п., результаты к-рых обычно получают в форме зависимостей безразмерных аэродинамических коэффициент,ов или безразмерных коэфф. теплообмена от осн. критериев подобия — Маха числа, Рейнольдса числа и др. В таком виде ими пользуются для определения подъёмной силы и сопротивления самолёта, нагревания поверхности ракеты и косм, корабля и т. п. [c.44]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...