Аеродинамічний нагрів нагрівання тіл, що рухаються з великою швидкістю в повітрі чи іншому газі. А. н. - результат того, що молекули повітря, що налітають на тіло, гальмуються поблизу тіла. Якщо політ відбувається з надзвуковою швидкістю культур, гальмування відбувається насамперед ударної хвилі (Див. Ударна хвиля) ,
що виникає перед тілом. Подальше гальмування молекул повітря відбувається безпосередньо біля самої поверхні тіла,
прикордонному шарі (Див. прикордонний шар). При гальмуванні молекул повітря їх теплова енергія зростає, тобто температура газу поблизу поверхні тіла, що рухається, підвищується максимальна температура, до якої може нагрітися газ в околиці тіла, що рухається, близька до т.з. температурі гальмування: T 0 = Тн+ v 2 /2c p ,
де Т н -температура повітря, що набігає, v -швидкість польоту тіла, c p- Питома теплоємність газу при постійному тиску. Так, наприклад, при польоті надзвукового літака з потрійною швидкістю звуку (близько 1 км/сек) температура гальмування становить близько 400°C, а при вході космічного апарату в атмосферу Землі з 1 космічною швидкістю (8,1 км/сек) температура гальмування досягає 8000 °С. Якщо в першому випадку при досить тривалому польоті температура обшивки літака досягне значень, близьких до температури гальмування, то в другому випадку поверхня космічного апарату неминуче почне руйнуватися через нездатність матеріалів витримувати такі високі температури. З областей газу з підвищеною температурою тепло передається тілу, що рухається, відбувається А. н. Існують дві форми А. н. - конвективна та радіаційна. Конвективне нагрівання – наслідок передачі тепла із зовнішньої, «гарячої» частини прикордонного шару до поверхні тіла. Кількісно конвективний тепловий потік визначають із співвідношення q k = а(Т е -Т w), де T e -рівноважна температура (гранична температура, до якої могла б нагрітися поверхня тіла, якби не було відведення енергії), T w - реальна температура поверхні, a- коефіцієнт конвективного теплообміну, що залежить від швидкості та висоти польоту, форми та розмірів тіла, а також від інших факторів. Рівноважна температура близька до температури гальмування. Вид залежності коефіцієнта авід перерахованих параметрів визначається режимом течії у прикордонному шарі (ламінарний або турбулентний). У разі турбулентної течії конвективне нагрівання стає інтенсивнішим. Це з тим обставиною, що, крім молекулярної теплопровідності, істотну роль переносі енергії починають грати турбулентні пульсації швидкості у прикордонному шарі. З підвищенням швидкості польоту температура повітря за ударною хвилею та в прикордонному шарі зростає, внаслідок чого відбувається дисоціація та іонізація.
молекул. Атоми, іони і електрони, що утворюються при цьому, дифундують у більш холодну область - до поверхні тіла. Там відбувається зворотна реакція (Рекомбінація) ,
що йде з виділенням тепла. Це дає додатковий внесок у конвективний А. зв. При досягненні швидкості польоту близько 5000 м/сектемпература за ударною хвилею досягає значень, у яких газ починає випромінювати. Внаслідок променистого перенесення енергії з областей із підвищеною температурою до поверхні тіла відбувається радіаційне нагрівання. При цьому найбільшу роль грає випромінювання у видимій та ультрафіолетовій областях спектру. При польоті в атмосфері Землі зі швидкостями нижче за першу космічну (8,1 км/сек) радіаційне нагрівання малий порівняно з конвективним. При другій космічній швидкості (11,2 км/сек)
їх значення стають близькими, а за швидкостей польоту 13-15 км/секі вище, що відповідають поверненню на Землю після польотів до інших планет, основний внесок робить вже радіаційне нагрівання.
Особливо важливу роль А. зв. грає при поверненні в атмосферу Землі космічних апаратів (наприклад, Схід, Схід, Союз). Для боротьби з А. н. космічні апарати оснащуються спеціальними системами теплозахисту. Літ.:Основи теплопередачі в авіаційній та ракетній техніці, М., 1960; Дорренс У. Х., Гіперзвукові течії в'язкого газу, пров. з англ., М., 1966; Зельдович Я. Би., Райзер Ю. П., Фізика ударних хвиль і високотемпературних гідродинамічних явищ, 2 видавництва, М., 1966. Н. А. Анфімов.
Велика радянська енциклопедія. - М: Радянська енциклопедія. 1969-1978 .
Дивитися що таке "Аеродинамічний нагрів" в інших словниках:
Нагрівання тіл, що рухаються з великою швидкістю в повітрі або ін. газі. А. н. результат того, що молекули повітря, що налітають на тіло, гальмуються поблизу тіла. Якщо політ відбувається з надзвук. швидкістю, гальмування відбувається насамперед у ударній. Фізична енциклопедія
Нагрівання тіла, що рухається з великою швидкістю в повітрі (газі). Помітний аеродинамічний нагрів спостерігається при русі тіла з надзвуковою швидкістю (наприклад, при русі головних частин міжконтинентальних балістичних ракет) EdwART.… … Морський словник
аеродинамічний нагрів- Нагрівання обтічної газом поверхні тіла, що рухається в газоподібному середовищі з великою швидкістю за наявності конвективного, а при гіперзвукових швидкостях і радіаційного теплообміну газовим середовищему прикордонному чи ударному шарі. [ГОСТ 26883… … Довідник технічного перекладача
Підвищення температури тіла, що рухається з великою швидкістю у повітрі або ін. газі. Аеродинамічний нагрів результат гальмування молекул газу поблизу поверхні тіла. Так, при вході космічного апарату в атмосферу Землі зі швидкістю 7,9 км/с. Енциклопедичний словник
аеродинамічний нагрів- aerodinaminis įšiліма статуза T sritis Energetika apibrėžtis Kūnų, judančių dujose (ore) dideliu greičiu, paviršiaus įšiліма. atitikmenys: англ. aerodynamical heating vok. aerodynamische Aufheizung, f rus. аеродинамічний нагрів, m pranc. Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas- Підвищення температури тіла, що рухається з великою швидкістю в повітрі або ін. газі. А. в. результат гальмування молекул газу поблизу поверхні тіла. Так, на вході косміч. апарату в атмосферу Землі зі швидкістю 7,9 км/с темп pa повітря біля поверхні … Природознавство. Енциклопедичний словник
Аеродинамічний нагрів конструкції ракети- Нагрівання поверхні ракети під час її руху в щільних шарах атмосфери з великою швидкістю. О.М. – результат того, що молекули повітря, що налітають на ракету, гальмуються поблизу її корпусу. При цьому відбувається перехід кінетичної енергії. Енциклопедія РВСП
Concorde Concorde в аеропорт … Вікіпедія
Попередній розрахунок поверхні нагріву насадки.
Q = V в * (i в // - i в /) * τ = 232231,443 * (2160-111,3) * 0,7 = 333,04 * 10 6 кДж / цикл.
Середньологарифмічна різниця температур за цикл.
Швидкість продуктів згоряння (диму) = 2,1 м/с. Тоді швидкість повітря за нормальних умов:
6,538 м/с
Середні за період температури повітря та диму.
935 про З
680 про С
Середня температураверху насадки в димовий та повітряний періоди
Середня за цикл температура верху насадки
Середня температура низу насадки в димовому та повітряному періодах:
Середня за цикл температура низу насадки
Визначаємо значення коефіцієнтів тепловіддачі для верху та низу насадки. Для насадки прийнятого типу при значенні 2240
Справжню швидкість диму визначаємо за формулою W д =W до *(1+βt д). Справжню швидкість повітря при температурі t і тиску повітря р в =0,355 Мн/м 2 (абсолютних) визначаємо за формулою
Де 0,1013-Мн/м 2 – тиск за нормальних умов.
Значення кінематичної в'язкості і коефіцієнта теплопровідності для продуктів згоряння вибираємо за таблицями. При цьому враховуємо, що значення дуже мало залежить від тиску, і при тиску 0,355 Мн/м 2 можна використовувати значення при тиску 0,1013 Мн/м 2 . Кінематична в'язкість газів обернено пропорційна тиску, того значення при тиску 0,1013 Мн/м 2 ділимо на відношення .
Ефективна довжина променя для блокової насадки
= 0,0284 м
Для даної насадки м2/м3; = 0,7 м 3 /м 3; м2/м2.
Розрахунки зведені до таблиці 3.1
Таблиця 3.1 – Визначення коефіцієнтів тепловіддачі для верху та низу насадки.
| Найменування, значення та одиниці виміру розмірів | Розрахункова формула | Попередній розрахунок | Уточнений розрахунок | ||||
| верх | низ | верх | Низ | ||||
| дим | повітря | дим | повітря | повітря | повітря | ||
| Середні за період температури повітря та диму 0 С | За текстом | 1277,5 | 592,5 | 1026,7 | 355,56 | ||
| Коефіцієнт теплопровідності продуктів згоряння та повітря l 10 2 Вт/(мград) | За текстом | 13,405 | 8,101 | 7,444 | 5,15 | 8,18 | 5,19 |
| Кінематична в'язкість продуктів згоряння та повітря g 10 6 м 2 /с | Додаток | 236,5 | 52,6 | 92,079 | 18,12 | 53,19 | 18,28 |
| Визначальний діаметр каналу d, м | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | |
| Дійсна швидкість диму та повітря W м/с | За текстом | 11,927 | 8,768 | 6,65 | 4,257 | 8,712 | 4,213 |
| Re | |||||||
| Nu | За текстом | 12,425 | 32,334 | 16,576 | 42,549 | 31,88 | 41,91 |
| Коефіцієнт тепловіддачі конвекцією до Вт/м 2 *град | 53,73 | 84,5 | 39,804 | 70,69 | 84,15 | 70,226 | |
| 0,027 | - | 0,045 | - | - | - | ||
| 1,005 | - | 1,055 | - | - | - | ||
| Коефіцієнт променистої тепловіддачі a п Вт/м 2 *град | 13,56 | - | 5,042 | - | - | - | |
| a Вт/м 2 *град | 67,29 | 84,5 | 44,846 | 70,69 | 84,15 | 70,226 |
Теплоємність та коефіцієнт теплопровідності цегли l насадки розраховуються за формулами:
С,кДж/(кг*град) l , Вт/(мград)
Динас 0,875 +38,5 * 10 -5 * t 1,58 +38,4 * 10 -5 t
Шамот 0,869 +41,9 * 10 -5 * t 1,04 +15,1 * 10 -5 t
Еквівалентна напівтовщина цегли визначається за формулою
мм
Таблиця 3.2 – Фізичні величиниматеріалу та коефіцієнт акумуляції тепла для вірнішої та нижньої половини регенеративної насадки
| Найменування розмірів | Розрахункова формула | Попередній розрахунок | Уточнений розрахунок | |||
| верх | низ | верх | Низ | |||
| дінас | шамот | дінас | шамот | |||
| Середня температура, 0 | За текстом | 1143,75 | 471,25 | 1152,1 | 474,03 | |
| Об'ємна щільність, кг/м 3 | За текстом | |||||
| Коефіцієнт теплопровідності l Вт/(мград) | За текстом | 2,019 | 1,111 | 2,022 | 1,111 | |
| Теплоємність С,кДж/(кг*град) | За текстом | 1,315 | 1,066 | 1,318 | 1,067 | |
| Коефіцієнт температуропровідності а, м 2 /год | 0,0027 | 0,0018 | 0,0027 | 0,0018 | ||
| F 0 S | 21,704 | 14,59 | 21,68 | 14,58 | ||
| Коефіцієнт акумуляції тепла h до |  | 0,942 | 0,916 | 0,942 | 0,916 | |
Як очевидно з таблиці, значення h до >, тобто цеглини використовується в тепловому відношенні на всю його товщину. Відповідно до вище складеного приймаємо значення коефіцієнта теплового гістерези для верху насадки x=2,3, для низу x=5,1.
Тоді сумарний коефіцієнт теплопередачі розраховується за такою формулою:
для верху насадки
58,025 кДж/(м 2 цикл*град)
для низу насадки
60,454 кДж/(м 2 цикл*град)
У середньому для насадки загалом
59,239 кДж/(м 2 цикл*град)
Поверхня нагріву насадки
22093,13 м 2
Об'єм насадки
= 579,87 м 3
Площа горизонтального перерізу насадки у світлі
=9,866 м 2
Людству відомо кілька видів енергії – механічна енергія (кінетична та потенційна), внутрішня енергія (теплова), енергія полів (гравітаційна, електромагнітна та ядерна), хімічна. Окремо варто виділити енергію вибуху,...
Енергію вакууму та ще існуючу лише в теорії – темну енергію. У цій статті, першою в рубриці «Теплотехніка», я спробую простою та доступною мовою, використовуючи практичний прикладрозповісти про найважливішому виглядіенергії в житті людей - про теплової енергіїі про народжує її в часі теплової потужності.
Декілька слів для розуміння місця теплотехніки, як розділу науки про отримання, передачу та застосування теплової енергії. Сучасна теплотехніка виділилася із загальної термодинаміки, яка у свою чергу є одним із розділів фізики. Термодинаміка – це буквально «теплий» плюс «силовий». Таким чином, термодинаміка – це наука про «зміну температури» системи.
Вплив на систему ззовні, у якому змінюється її внутрішня енергія, може бути результатом теплообміну. Теплова енергія, яка набувається або втрачається системою внаслідок такої взаємодії з навколишнім середовищем, називається кількістю теплотиі вимірюється у системі СІ у Джоулях.
Якщо ви не інженер-теплотехнік і щодня не займаєтеся теплотехнічними питаннями, то вам, зіткнувшись з ними, іноді без досвіду буває дуже важко швидко в них розібратися. Важко без наявності досвіду уявити навіть розмірність значень значень кількості теплоти і теплової потужності. Скільки Джоулів енергії необхідно щоб нагріти 1000 метрів кубічних повітря від температури -37˚С до +18˚С?.. Яка потрібна потужність джерела тепла, щоб зробити це за 1 годину?.. На ці не найскладніші питання здатні сьогодні відповісти далеко не всі інженери. Іноді фахівці навіть пам'ятають формули, але застосувати їх практично можуть лише одиниці!
Прочитавши до кінця цю статтю, ви зможете легко вирішувати реальні виробничі та побутові завдання, пов'язані з нагріванням та охолодженням різних матеріалів. Розуміння фізичної суті процесів теплопередачі та знання простих основних формул – це головні блоки у фундаменті знань з теплотехніки!
Кількість теплоти за різних фізичних процесів.
Більшість відомих речовин можуть при різних температуріі тиск знаходиться в твердому, рідкому, газоподібному або плазмовому станах. Перехідз одного агрегатного стану до іншого відбувається за постійної температури(за умови, що не змінюються тиск та інші параметри навколишнього середовища) і супроводжується поглинанням чи виділенням теплової енергії. Незважаючи на те, що у Всесвіті 99% речовини знаходиться в стані плазми, ми в цій статті не розглядатимемо цей агрегатний стан.
Розглянемо графік, поданий малюнку. На ньому зображено залежність температури речовини Твід кількості теплоти Qпідведеного до якоїсь закритої системи, що містить певну масу якоїсь конкретної речовини.
1. Тверде тіло, що має температуру T1, нагріваємо до температури Tпл, витрачаючи на цей процес кількість теплоти дорівнює Q1 .
2. Далі починається процес плавлення, який відбувається за постійної температури Тпл(температурі плавлення). Для розплавлення всієї маси твердого тіла необхідно витратити теплову енергію в кількості Q2 - Q1 .
3. Далі рідину, що вийшла в результаті плавлення твердого тіла, нагріваємо до температури кипіння (газоутворення) Ткп, витрачаючи на цю кількість теплоти рівну Q3-Q2 .
4. Тепер за незмінної температури кипіння Ткпрідина кипить і випаровується, перетворюючись на газ. Для переходу всієї маси рідини в газ необхідно витратити теплову енергію у кількості Q4-Q3.
5. На останньому етапі відбувається нагрівання газу від температури Ткпдо деякої температури Т2. При цьому витрати кількості теплоти становитимуть Q5-Q4. (Якщо нагріємо газ до температури іонізації, то газ перетвориться на плазму.)
Таким чином, нагріваючи вихідне тверде тіло від температури Т1до температури Т2ми витратили теплову енергію у кількості Q5, переводячи речовину через три агрегатні стани.
Рухаючись у зворотному напрямку, ми відведемо від речовини ту саму кількість тепла Q5, пройшовши етапи конденсації, кристалізації та охолодження від температури Т2до температури Т1. Зрозуміло, ми розглядаємо замкнуту систему без втрат енергії у довкілля.
Зауважимо, що можливий перехід із твердого станув газоподібний стан, минаючи рідку фазу. Такий процес називається сублімацією, а зворотний йому процес - десублімацією.
Отже, усвідомили, що процеси переходів між агрегатними станами речовини характеризуються споживанням енергії за постійної температури. При нагріванні речовини, що знаходиться в одному постійному агрегатному стані, підвищується температура і також витрачається теплова енергія.
Основні формули теплопередачі.
Формули дуже прості.
Кількість теплоти Qу Дж розраховується за формулами:
1. З боку споживання тепла, тобто з боку навантаження:
1.1. При нагріванні (охолодженні):
Q = m * c *(Т2-Т1)
m – маса речовини в кг
с –питома теплоємність речовини в Дж/(кг*К)
1.2. При плавленні (замерзанні):
Q = m * λ
λ – питома теплота плавлення та кристалізації речовини в Дж/кг
1.3. При кипінні, випаровуванні (конденсації):
Q = m * r
r – питома теплота газоутворення та конденсації речовини в Дж/кг
2. З боку виробництва тепла, тобто джерела:
2.1. При згорянні палива:
Q = m * q
q – питома теплота згоряння палива в Дж/кг
2.2. При перетворенні електроенергії на теплову енергію (закон Джоуля - Ленца):
Q = t * I * U = t * R * I ^ 2 = (t / R)*U ^2
t – час у с
I – чинне значення струму в А
U – діюче значення напруги в
R – опір навантаження в Ом
Робимо висновок - кількість теплоти прямо пропорційно масі речовини при всіх фазових перетвореннях і при нагріванні додатково прямо пропорційно різниці температур. Коефіцієнти пропорційності ( c , λ , r , q ) для кожної речовини мають свої значення та визначені дослідним шляхом (беруться із довідників).
Теплова потужність N в Вт – це кількість теплоти передана системі за певний час:
N = Q / t
Чим швидше ми хочемо нагріти тіло до певної температури. більшої потужностімає бути джерело теплової енергії – все логічно.
Розрахунок у Excel прикладного завдання.
У житті буває часто необхідно зробити швидкий оціночний розрахунок, щоб зрозуміти – чи є сенс продовжувати вивчення теми, роблячи проект та розгорнуті точні трудомісткі розрахунки. Зробивши за кілька хвилин розрахунок навіть з точністю ±30%, можна прийняти важливе управлінське рішення, яке буде в 100 разів дешевшим і в 1000 разів оперативнішим і в результаті в 100000 разів ефективнішим, ніж виконання точного розрахунку протягом тижня, а то та місяця, групою дорогих фахівців.
Умови завдання:
У приміщення цеху підготовки металопрокату розмірами 24м х 15м х 7м завозимо зі складу на вулиці металопрокат у кількості 3т. На металопрокаті є крига загальною масою 20кг. На вулиці -37С. Яка кількість теплоти необхідно, щоб нагріти метал до +18? нагріти лід, розтопити його та нагріти воду до +18˚С; нагріти весь об'єм повітря в приміщенні, якщо припустити, що до цього опалення повністю відключено? Яку потужність повинна мати система опалення, якщо все сказане вище необхідно виконати за 1годину? (Дуже жорсткі і майже не реальні умови– особливо що стосується повітря!)
Розрахунок виконаємо у програміMS Excel або у програміOOo Calc.
З кольоровим форматуванням осередків та шрифтів ознайомтесь на сторінці « ».
Вихідні дані:
1. Назви речовин пишемо:
в комірку D3: Сталь
в комірку E3: Лід
в комірку F3: Лід/вода
в комірку G3: Вода
в комірку G3: Повітря
2. Назви процесів заносимо:
в комірки D4, E4, G4, G4: нагрівання
в комірку F4: танення
3. Питому теплоємність речовин cв Дж/(кг*К) пишемо для сталі, льоду, води та повітря відповідно
в комірку D5: 460
в комірку E5: 2110
в комірку G5: 4190
в комірку H5: 1005
4. Питому теплотуплавлення льоду λ в Дж/кг вписуємо
в комірку F6: 330000
5. Масу речовин mв кг вписуємо відповідно для сталі та льоду
в комірку D7: 3000
в комірку E7: 20
Так як при перетворенні льоду у воду маса не змінюється, то
у осередках F7 і G7: =E7 =20
Масу повітря знаходимо добутком обсягу приміщення на питому вагу
в осередку H7: = 24 * 15 * 7 * 1,23 =3100
6. Час процесів tв хв пишемо лише один раз для сталі
в комірку D8: 60
Значення часу для нагрівання льоду, його плавлення і нагрівання води, що вийшла, розраховуються з умови, що всі ці три процесу повинні вкластися в сумі за такий же час, який відведено на нагрівання металу. Зчитуємо відповідно
в клітинці E8: =E12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =9,7
в осередку F8: =F12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =41,0
в осередку G8: =G12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =9,4
Повітря також має прогрітися за цей самий відведений час, читаємо
в осередку H8: = D8 =60,0
7. Початкову температуру всіх речовин T1 в ˚C заносимо
в комірку D9: -37
в комірку E9: -37
в комірку F9: 0
в осередок G9: 0
в комірку H9: -37
8. Кінцеву температуру всіх речовин T2 в ˚C заносимо
в комірку D10: 18
в комірку E10: 0
в комірку F10: 0
в комірку G10: 18
в комірку H10: 18
Думаю, питань щодо п.7 та п.8 бути не повинно.
Результати розрахунків:
9. Кількість теплоти Qв КДж, необхідне для кожного з процесів, розраховуємо
для нагрівання сталі в осередку D12: = D7 * D5 * (D10-D9) / 1000 =75900
для нагрівання льоду в осередку E12: =E7*E5*(E10-E9)/1000 = 1561
для плавлення льоду в осередку F12: =F7*F6/1000 = 6600
для нагрівання води в осередку G12: = G7 * G5 * (G10-G9) / 1000 = 1508
для нагрівання повітря в осередку H12: =H7*H5*(H10-H9)/1000 = 171330
Загальну кількість необхідної для всіх процесів теплової енергії зчитуємо
в об'єднаному осередку D13E13F13G13H13: =СУММ(D12:H12) = 256900
У комірках D14, E14, F14, G14, H14, та об'єднаній комірці D15E15F15G15H15 кількість теплоти наведено у дугою одиниці виміру – у ГКал (у гігакалоріях).
10. Теплова потужність Nу КВт, необхідна для кожного з процесів, розраховується
для нагрівання сталі в комірці D16: = D12/(D8 * 60) =21,083
для нагрівання льоду в осередку E16: =E12/(E8*60) = 2,686
для плавлення льоду в осередку F16: =F12/(F8*60) = 2,686
для нагрівання води в осередку G16: =G12/(G8*60) = 2,686
для нагрівання повітря в осередку H16: =H12/(H8*60) = 47,592
Сумарна теплова потужність необхідна для виконання всіх процесів за час tрозраховується
в об'єднаному осередку D17E17F17G17H17: =D13/(D8*60) = 71,361
У комірках D18, E18, F18, G18, H18, та об'єднаній комірці D19E19F19G19H19 теплова потужність наведена в дугою одиниці виміру – у Гкал/год.
На цьому розрахунок у Excel завершено.
Висновки:
Зверніть увагу, що для нагрівання повітря необхідно більш ніж вдвічі більше витратити енергії, ніж для нагрівання такої самої маси сталі.
При нагріванні води витрати енергії вдвічі більші, ніж при нагріванні льоду. Процес плавлення багаторазово більше споживає енергії, ніж процес нагрівання (при невеликій різниці температур).
Нагрів води у десять разів витрачає більше теплової енергії, ніж нагрів сталі та вчетверо більше, ніж нагрів повітря.
Для отримання інформації про вихід нових статей і для скачування робочих файлів програм прошу вас підписатися на анонси у вікні, розташованому наприкінці статті або у вікні вгорі сторінки.
Після введення адреси своєї електронної поштита натискання на кнопку «Отримувати анонси статей» НЕ ЗАБУДЬТЕ ПІДТВЕРДИТИ ПЕРЕДПЛАТА кліком за посиланням у листі, який відразу прийде до вас на вказану пошту (іноді - до папки « Спам » )!
Ми згадали поняття «кількість теплоти» та «теплова потужність», розглянули фундаментальні формули теплопередачі, розібрали практичний приклад. Сподіваюся, що моя мова була простою, зрозумілою та цікавою.
Чекаю на запитання та коментарі на статтю!
Прошу ПОШАЖУЮЧИХ труд автора скачати файл ПІСЛЯ ПЕРЕДПЛАТИ на новини статей.
Проходять через прозору атмосферу, не нагріваючи її, вони досягають земної поверхні, нагрівають її, а від неї надалі нагрівається повітря.
Ступінь нагрівання поверхні, а отже і повітря, залежать, перш за все, від широти місцевості.
Але в кожній конкретній точці вона (t о) визначатиметься також цілою низкою факторів, серед яких основними є:
А: висота над рівнем моря;
Б: поверхня, що підстилає;
Віддаленість від узбереж океанів і морів.
А – Оскільки нагрівання повітря походить від земної поверхні, чим менше абсолютні висоти місцевості, тим вище температура повітря (на одній широті). У разі ненасиченого водяними парами повітря спостерігається закономірність: під час підйому кожні 100 метрів висоти температура (t про) зменшується на 0,6 про З.
Б - Якісні властивості поверхні.
Б 1 – різні за кольором і структурою поверхні по-різному поглинають і відбивають сонячні промені. Максимальна відбивна здатність характерна для снігу та льоду, мінімальна для темно забарвлених ґрунтів та гірських порід.
Освітлення Землі сонячними променями у дні сонцестоянь та рівнодень.
Б 2 – різні поверхні мають різну теплоємність та тепловіддачу. Так, водна маса Світового океану, що займає 2/3 поверхні Землі, через високу теплоємність дуже повільно нагрівається і дуже повільно охолоджується. Суша швидко нагрівається і швидко охолоджується тобто щоб нагріти до однакової t про 1 м 2 суші і 1 м 2 водної поверхні, треба витратити різну кількість енергії.
В – від узбереж у глиб материків кількість водяної пари у повітрі зменшується. Чим прозоріша атмосфера, тим менше розсіюється в ній сонячних променів, і всі сонячні промені досягають поверхні Землі. За наявності великої кількості водяної пари в повітрі крапельки води відбивають, розсіюють, поглинають сонячні промені і далеко не всі вони досягаються поверхні планети, нагрівання її при цьому зменшується.
Найвищі температури повітря зафіксовані у районах тропічних пустель. У центральних районах Сахари майже 4 місяці t про повітря в тіні становить понад 40 про С. У той же час на екваторі, де кут падіння сонячних променів найбільший, температура не буває вищою за +26 про С.
З іншого боку, Земля як нагріте тіло випромінює енергію в космос в основному в довгохвильовому інфрачервоному діапазоні. Якщо земна поверхня укутана «ковдрою» хмар, то не всі інфрачервоні промені йдуть з планети, тому що хмари їх затримують, відбиваючи назад до земної поверхні.
При ясному небі, коли водяної пари в атмосфері мало, інфрачервоні промені, що випускаються планетою, вільно йдуть у космос, при цьому відбувається вихолоджування земної поверхні, яка остигає і тим самим знижується температура повітря.
Література
- Зубащенко О.М. Регіональна фізична географія. Клімати Землі: навчально-методичний посібник. Частина 1./Є.М. Зубащенко, В.І. Шмиков, А.Я. Немикін, Н.В. Полякова. - Воронеж: ВДПУ, 2007. - 183 с.
Дослідження, проведені на рубежі 1940-1950-х років, дозволили розробити низку аеродинамічних та технологічних рішень, що забезпечують безпечне подолання звукового бар'єру навіть серійними літаками. Тоді здавалося, що підкорення звукового бар'єру створює необмежену можливість подальшого збільшення швидкості польоту. Буквально за кілька років було облітано близько 30 типів надзвукових літаків, з яких значну кількість було запущено у серійне виробництво.
Різноманітність використаних рішень призвело до того, що багато проблем, пов'язаних із польотами на великих надзвукових швидкостях, були всебічно вивчені та вирішені. Однак зустрілися нові проблеми, значно складніші за звуковий бар'єр. Вони викликані нагріванням конструкції літального апарату при польоті з великою швидкістю щільних шарах атмосфери. Цю нову перешкоду свого часу назвали тепловим бар'єром. На відміну від звукового новий бар'єр не можна охарактеризувати постійної, подібної швидкості звуку, оскільки він залежить як від параметрів польоту (швидкості та висоти) та конструкції планера (конструктивних рішень та використаних матеріалів), так і від обладнання літака (системи кондиціювання, охолодження тощо). п.). Таким чином, у поняття «тепловий бар'єр» входить не тільки проблема небезпечного нагрівання конструкції, але також такі питання, як теплообмін, властивості міцності матеріалів, принципи конструювання, кондиціювання повітря і т.п.
Нагрів літака в польоті відбувається головним чином з двох причин: від аеродинамічного гальмування повітряного потоку та від тепловиділення рухової установки. Обидва ці явища становлять процес взаємодії між середовищем (повітрям, вихлопними газами) і твердим тілом, що обтікається (літаком, двигуном). Друге явище типове для всіх літаків, і пов'язане воно з підвищенням температури елементів конструкції двигуна, що сприймають тепло від повітря, стисненого в компресорі, а також продуктів згоряння в камері і вихлопній трубі. При польоті з великими швидкостями внутрішній нагрів літака відбувається також від повітря, що гальмується в повітряному каналі перед компресором. При польоті на малих швидкостях повітря, що проходить через двигун, має відносно низьку температуру, внаслідок чого небезпечне нагрівання елементів конструкції планера не відбувається. При великих швидкостях польоту обмеження нагрівання конструкції планера від гарячих елементів двигуна забезпечується за допомогою додаткового охолодження низькою температури повітрям. Зазвичай використовується повітря, що відводиться від повітрозабірника за допомогою направляючої, що відокремлює прикордонний шар, а також повітря, яке захоплюється з атмосфери за допомогою додаткових забірників, розміщених на поверхні гондоли двигуна. У двоконтурних двигунах для охолодження використовується також повітря зовнішнього (холодного) контуру.
Таким чином, рівень теплового бар'єру для надзвукових літаків визначається зовнішнім аеродинамічним нагріванням. Інтенсивність нагрівання поверхні, що обтікає потоком повітря, залежить від швидкості польоту. При малих швидкостях цей нагрів такий незначний, що підвищення температури може не братися до уваги. При великій швидкості повітряний потік має високу кінетичну енергію, у зв'язку з чим підвищення температури може бути значним. Стосується це і температури всередині літака, оскільки високошвидкісний потік, загальмований в повітрозабірнику і стиснутий в компресорі двигуна, набуває настільки високу температуру, що виявляється не в змозі відводити тепло від гарячих частин двигуна.
Зростання температури обшивки літака внаслідок аеродинамічного нагріву викликається в'язкістю повітря, що обтікає літак, а також його стисненням на лобових поверхнях. Внаслідок втрати швидкості частинками повітря в прикордонному шарі в результаті тертя в'язкісного відбувається підвищення температури всієї обтічної поверхні літака. В результаті стиснення повітря температура зростає, правда, лише локально (цьому схильні головним чином носова частина фюзеляжу, лобове скло кабіни екіпажу, а особливо передні кромки крила і оперення), але частіше досягає значень, небезпечних для конструкції. В цьому випадку в деяких місцях відбувається майже пряме зіткнення потоку повітря з поверхнею та повне динамічне гальмування. Відповідно до принципу збереження енергії вся кінетична енергія потоку при цьому перетворюється на теплову та енергію тиску. Відповідне підвищення температури прямо пропорційно квадрату швидкості потоку до гальмування (або, без урахування вітру – квадрату швидкості літака) і обернено пропорційно висоті польоту.
Теоретично, якщо обтікання має характер, погода безвітряна і безхмарна і не відбувається перенесення тепла за допомогою випромінювання, то тепло не проникає всередину конструкції, а температура обшивки близька до так званої температури адіабатичного гальмування. Залежність її від числа Маха (швидкості та висоти польоту) наведена в табл. 4.
У дійсних умовах підвищення температури обшивки літака від аеродинамічного нагріву, тобто різниця між температурою гальмування і температурою оточення, виходить дещо меншою через теплообмін з середовищем (за допомогою випромінювання), сусідніми елементами конструкції тощо. Крім того, повне гальмування потоку відбувається лише в так званих критичних точках, розташованих на частинах літака, що виступають, а приплив тепла до обшивки залежить також від характеру прикордонного шару повітря (він більш інтенсивний для турбулентного прикордонного шару). Значне зниження температури відбувається також при польотах крізь хмари, особливо коли вони містять переохолоджені краплі води та кристалики льоду. Для таких умов польоту приймається, що зниження температури обшивки в критичній точці, порівняно з теоретичною температурою гальмування, може досягти навіть 20-40%.
Таблиця 4. Залежність температури обшивки від числа Маха
Проте загальне нагрівання літака в польоті з надзвуковими швидкостями (особливо на малій висоті) іноді таке високе, що підвищення температури окремих елементів планера та обладнання призводить або до їх руйнування, або, як мінімум, до необхідності зміни режиму польоту. Наприклад, при дослідженнях літака ХВ-70А в польотах на висотах більше 21 ТОВ м зі швидкістю М = 3 температура вхідних кромок повітрозабірника та передніх кромок крила становила 580-605 К, а решті обшивки 470-500 К. Наслідки підвищення температури елементів конструкції літака до таких високих значень можна оцінити повною мірою, якщо врахувати той факт, що вже при температурах близько 370 К розм'якшується органічне скло, що повсюдно використовується для скління кабін, кипить паливо, а звичайний клей втрачає міцність. При 400 До значно знижується міцність дюралюмінію, при 500 До відбувається хімічне розкладання робочої рідини в гідросистемі і руйнування ущільнень, при 800 До втрачають необхідні механічні властивості титанові сплави, при температурі вище 900 До плавляться алюміній і магній. Підвищення температури призводить також до руйнування покриттів, з яких анодування та хромування можуть використовуватися до 570 К, нікелювання до 650 К, а сріблення до 720 До.
Після появи цієї нової перешкоди збільшення швидкості польоту почалися дослідження з метою виключити чи пом'якшити його наслідки. Способи захисту літака від ефектів аеродинамічного нагріву визначаються факторами, що перешкоджають зростанню температури. Крім висоти польоту та атмосферних умов, суттєвий вплив на ступінь нагріву літака надають:
- Коефіцієнт теплопровідності матеріалу обшивки;
- Величина поверхні (особливо лобової) літака; -час польоту.
Звідси випливає, що найпростішими способами зменшення нагрівання конструкції є збільшення висоти польоту та обмеження до мінімуму його тривалості. Ці способи використовувалися в перших надзвукових літаках (особливо експериментальних). Завдяки досить високій теплопровідності та теплоємності матеріалів, що використовуються для виготовлення теплонапружених елементів конструкції літака, від моменту досягнення літаком високої швидкості до моменту розігріву окремих елементів конструкції до розрахункової температури критичної точки проходить зазвичай достатньо великий час. У польотах, що продовжуються кілька хвилин (навіть на невеликих висотах), руйнівні температури не досягаються. Політ на висотах відбувається в умовах низької температури (близько 250 К) і малої щільності повітря. Внаслідок цього кількість тепла, що віддається потоком поверхонь літака, невелика, а теплообмін протікає довше, що значно пом'якшує гостроту проблеми. Аналогічний результат дає обмеження швидкості літака малих висотах. Наприклад, під час польоту над землею зі швидкістю 1600 км/год міцність дюралюмінію знижується лише на 2%, а збільшення швидкості до 2400 км/год призводить до зниження його міцності на величину до 75% порівняно з початковим значенням.
Мал. 1.14. Розподіл температури в повітряному каналі та двигуні літака «Конкорд» при польоті з М = 2,2 (а) і температури обшивки літака ХВ-70А при польоті з постійною швидкістю 3200 км/год (б).
Однак необхідність забезпечення безпечних умов експлуатації у всьому діапазоні швидкостей і висот польоту, що використовуються, змушує конструкторів шукати відповідні технічні засоби. Оскільки нагрівання елементів конструкції літака викликає зниження механічних властивостей матеріалів, виникнення термічної напруги конструкції, а також погіршення умов роботи екіпажу та обладнання, такі технічні засоби, що використовуються в існуючій практиці, можна розділити на три групи. Вони відповідно включають застосування 1) теплостійких матеріалів, 2) конструктивних рішень, що забезпечують необхідну теплоізоляцію та допустиму деформацію деталей, а також 3) систем охолодження кабіни екіпажу та відсіків обладнання.
У літаках з максимальною швидкістю М = 2,0-1-2,2 широко застосовуються сплави алюмінію (дюралі), які характеризуються відносно високою міцністю, малою щільністю та збереженням властивостей міцності при невеликому підвищенні температури. Дюралі зазвичай доповнюються сталевими чи титановими сплавами, у тому числі виконуються частини планера, що піддаються найбільшим механічним чи тепловим навантаженням. Сплави титану знайшли застосування вже у першій половині 50-х спочатку в дуже невеликих масштабах (зараз деталі з них можуть становити до 30% маси планера). В експериментальних літаках з М ~ 3 стає необхідним застосування жароміцних сталевих сплавів як основного конструкційного матеріалу. Такі сталі зберігають хороші механічні властивості при високих температурах, характерних для польотів гіперзвуковими швидкостями, Але їх недоліками є висока вартість і велика щільність. Ці недоліки у певному сенсі обмежують розвиток високошвидкісних літаків, тому ведуться дослідження та інших матеріалів.
У 70-х роках здійснено перші досліди застосування у конструкції літаків берилію, а також композиційних матеріалів на базі волокон бору чи вуглецю. Ці матеріали поки що мають високу вартість, але для них характерні мала щільність, високі міцність і жорсткість, а також значна термостійкість. Приклади конкретних застосувань цих матеріалів для будівництва планера наведені в описах окремих літаків.
Іншим фактором, що істотно впливає на працездатність конструкції літака, що нагрівається, є ефект так званих термічних напруг. Виникають вони в результаті температурних перепадів між зовнішніми та внутрішніми поверхнями елементів, а особливо між обшивкою та внутрішніми елементами конструкції літака. Поверхневе нагрівання планера призводить до деформації його елементів. Наприклад, може статися таке викривлення обшивки крила, яке призведе до зміни аеродинамічних характеристик. Тому в багатьох літаках використовується паяна (іноді клеєна) багатошарова обшивка, яка відрізняється високою жорсткістю та хорошими ізоляційними властивостями, або застосовуються елементи внутрішньої конструкції з відповідними компенсаторами (наприклад, у літаку F-105 стінки лонжерону виготовляються з гофрованого листа). Відомі також досліди охолодження крила за допомогою палива (наприклад, літака Х-15), що протікає під обшивкою на шляху від бака до форсунок камери згоряння. Однак за високих температур паливо зазвичай піддається коксуванню, тому такі досліди можна вважати невдалими.
Наразі досліджуються різні методи, серед яких нанесення ізоляційного шару з тугоплавких матеріалів шляхом плазмового напилення. Інші методи, що вважалися перспективними, не знайшли застосування. Серед іншого пропонувалося використовувати «захисний шар», що створюється шляхом вдування газу на обшивку, охолодження «випотівання» за допомогою подачі на поверхню крізь пористу обшивку рідини з високою температурою випаровування, а також охолодження, створюване плавленням та винесенням частини обшивки (абляційні матеріали).
Досить специфічною і водночас дуже важливим завданнямє підтримання відповідної температури в кабіні екіпажу та у відсіках обладнання (особливо електронного), а також температури паливних та гідравлічних систем. В даний час ця проблема вирішується шляхом використання високопродуктивних систем кондиціювання, охолодження та рефрижерації, ефективної теплоізоляції, застосування робочих рідин гідросистем з високою температурою випаровування тощо.
Проблеми, пов'язані з тепловим бар'єром, мають вирішуватись комплексно. Будь-який прогрес у цій галузі відсуває бар'єр для цього типу літаків у бік більшої швидкості польоту, не виключаючи його як такого. Однак прагнення до ще більших швидкостей призводить до створення ще складніших конструкцій та обладнання, що вимагають застосування якісніших матеріалів. Це помітним чином відбивається на масі, закупівельної вартості та на витратах з експлуатації та обслуговування літака.
З наведених у табл. 2 даних літаків-винищувачів видно, що здебільшого раціональною вважалася максимальна швидкість 2200-2600 км/год. Лише деяких випадках вважають, що швидкість літака має перевищувати М ~ 3. До літаків, здатних розвивати такі швидкості, ставляться експериментальні машини Х-2, ХВ-70А і Т. 188, розвідувальний SR-71, і навіть літак Е-266.
1* Рефрижерацією називається примусове перенесення тепла від холодного джерела до середовища з високою температурою при штучному протидії природному напрямку руху тепла (від теплого тіла до холодного, коли має місце процес охолодження). Найпростішим рефрижератором є холодильник.
