01.12.2019

Aerodynamický ohrev konštrukcie rakety. Zbierka mylných predstáv: kozmická loď vstupujúca do atmosféry sa zahrieva trením vzduchu Výpočet aerodynamického zahrievania v riedkych vrstvách atmosféry

Aerodynamické vykurovanie

zahrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. A. n. - výsledok toho, že molekuly vzduchu dopadajúce na telo sú v blízkosti tela spomalené.

Ak sa let uskutočňuje nadzvukovou rýchlosťou plodín, k brzdeniu dochádza predovšetkým v rázovej vlne (pozri Rázová vlna) , objavujúce sa pred telom. K ďalšiemu brzdeniu molekúl vzduchu dochádza priamo na samotnom povrchu tela, v hraničná vrstva (Pozri hraničná vrstva). Keď sa molekuly vzduchu spomalia, oni termálna energia sa zvyšuje, t.j. teplota plynu pri povrchu pohybujúceho sa telesa sa zvyšuje, maximálna teplota, na ktorú sa môže plyn zohriať v blízkosti pohybujúceho sa telesa, sa blíži k tzv. teplota brzdenia:

T 0 = T n + v 2 /2c p ,

Kde T n - teplota vstupujúceho vzduchu, v- rýchlosť letu tela, c p- merná tepelná kapacita plynu pri stálom tlaku. Napríklad, keď nadzvukové lietadlo letí trojnásobnou rýchlosťou zvuku (asi 1 km/sek) stagnačná teplota je asi 400 °C a keď kozmická loď vstúpi do zemskej atmosféry pri 1. únikovej rýchlosti (8,1 km/sek) teplota brzdenia dosiahne 8000 °C. Ak v prvom prípade počas dostatočne dlhého letu teplota plášťa lietadla dosiahne hodnoty blízke teplote stagnácie, potom v druhom prípade sa povrch kozmickej lode nevyhnutne začne zrútiť v dôsledku neschopnosti materiály, ktoré odolávajú takýmto vysokým teplotám.

Z plynových oblastí s zvýšená teplota teplo sa prenáša na pohybujúce sa teleso a dochádza k a.n. Existujú dve formy A. n. - konvekčné a radiačné. Konvekčný ohrev je dôsledkom prestupu tepla z vonkajšej, „horúcej“ časti hraničnej vrstvy na povrch tela. Konvekčný tepelný tok sa určuje kvantitatívne zo vzťahu

q k = a(T e-T w),

Kde T e - rovnovážna teplota (maximálna teplota, na ktorú by sa mohol zahriať povrch telesa, ak by nedochádzalo k odberu energie), T w - skutočná povrchová teplota, a- koeficient prestupu tepla konvekciou v závislosti od rýchlosti letu a nadmorskej výšky, tvaru a veľkosti tela, ako aj iných faktorov. Rovnovážna teplota je blízka teplote stagnácie. Typ závislosti koeficientu A z uvedených parametrov je určený režimom prúdenia v hraničnej vrstve (laminárny alebo turbulentný). V prípade turbulentného prúdenia sa konvekčné vykurovanie stáva intenzívnejším. Je to spôsobené tým, že okrem molekulárnej tepelnej vodivosti sa na prenose energie začínajú výrazne podieľať turbulentné rýchlostné pulzácie v hraničnej vrstve.

So zvyšujúcou sa rýchlosťou letu sa zvyšuje teplota vzduchu za rázovou vlnou a v hraničnej vrstve, čo vedie k disociácii a ionizácii molekuly. Vzniknuté atómy, ióny a elektróny difundujú do chladnejšej oblasti – na povrch tela. Existuje reverzná reakcia (rekombinácia) , postupuje s uvoľňovaním tepla. To dodatočne prispieva ku konvekčnej atmosfére.

Po dosiahnutí rýchlosti letu okolo 5000 m/s teplota za rázovou vlnou dosahuje hodnoty, pri ktorých plyn začína vyžarovať. V dôsledku sálavého prenosu energie z oblastí so zvýšenou teplotou na povrch tela dochádza k sálavému ohrevu. V tomto prípade hrá najväčšiu úlohu žiarenie vo viditeľnej a ultrafialovej oblasti spektra. Pri lete v zemskej atmosfére rýchlosťou nižšou ako prvá kozmická rýchlosť (8.1 km/sek) sálavé vykurovanie je malé v porovnaní s konvekčným vykurovaním. Pri druhej únikovej rýchlosti (11.2 km/sek) ich hodnoty sa približujú a pri rýchlosti letu 13-15 km/sek a vyššie, čo zodpovedá návratu na Zem po preletoch na iné planéty, hlavný príspevok má radiačný ohrev.

Zvlášť dôležitú úlohu má A. n. hrá pri opätovnom vstupe do zemskej atmosféry kozmická loď(napríklad „Vostok“, „Voskhod“, „Union“). Do boja proti A. n. kozmické lode sú vybavené špeciálne systémy tepelná ochrana (Pozri Tepelná ochrana).

Lit.: Základy prenosu tepla v leteckej a raketovej technike, M., 1960; Dorrance W. H., Hypersonické toky viskózneho plynu, trans. z angličtiny, M., 1966; Zeldovich Ya. B., Raiser Yu. P., Fyzika rázových vĺn a vysokoteplotných hydrodynamických javov, 2. vydanie, M., 1966.

N. A. Anfimov.

Veľká sovietska encyklopédia. - M.: Sovietska encyklopédia. 1969-1978 .

Pozrite si, čo je „Aerodynamické vykurovanie“ v iných slovníkoch:

Zahrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. A. n. výsledok toho, že molekuly vzduchu dopadajúce na telo sú v blízkosti tela spomalené. Ak sa let uskutočňuje nadzvukovou rýchlosťou. rýchlosť, brzdenie prebieha predovšetkým pri náraze... ... Fyzická encyklopédia

Zahrievanie telesa pohybujúceho sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu (plyne). Znateľné aerodynamické zahrievanie sa pozoruje, keď sa teleso pohybuje nadzvukovou rýchlosťou (napríklad pri pohybe bojových hlavíc medzikontinentálnych balistických rakiet) EdwART.... ... Marine Dictionary

aerodynamické vykurovanie- Zahrievanie plynu prúdiaceho povrchu telesa pohybujúceho sa v plynnom prostredí vysokou rýchlosťou za prítomnosti konvekčnej a nadzvukovou rýchlosťou, sálavej výmeny tepla s plynným prostredím v hraničnej alebo rázovej vrstve. [GOST 26883... ... Technická príručka prekladateľa

Zvýšenie teploty telesa pohybujúceho sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. Aerodynamické zahrievanie je výsledkom brzdenia molekúl plynu v blízkosti povrchu tela. Keď teda kozmická loď vstúpi do zemskej atmosféry rýchlosťou 7,9 km/s... ... encyklopedický slovník

aerodynamické vykurovanie- aerodinaminis įšilimas statusas T sritis Energetika apibrėžtis Kūnų, judančių dujose (ore) dideliu greičiu, paviršiaus įšilimas. atitikmenys: angl. aerodynamické vyhrievanie vok. aerodynamische Aufheizung, f rus. aerodynamické vyhrievanie, m pranc.… … Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas- zvýšenie teploty telesa pohybujúceho sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. A. a. výsledok spomalenia molekúl plynu v blízkosti povrchu tela. Takže pri vstupe do vesmíru. aparátu do zemskej atmosféry rýchlosťou 7,9 km/s, tempo vzduchu pri povrchu... Prírodná veda. encyklopedický slovník

Aerodynamický ohrev konštrukcie rakety- Zahrievanie povrchu rakety pri jej pohybe v hustých vrstvách atmosféry vysokou rýchlosťou. A.N. - výsledok toho, že molekuly vzduchu napadajúce raketu sú v blízkosti jej tela spomalené. V tomto prípade dochádza k prechodu kinetickej energie... ... Encyklopédia strategických raketových síl

Concorde Concorde na letisku ... Wikipedia

Aerodynamické vykurovanie, zahrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. A. n. - výsledok toho, že molekuly vzduchu dopadajúce na telo sú v blízkosti tela spomalené.

Ak sa let uskutočňuje nadzvukovou rýchlosťou plodín, k brzdeniu dochádza predovšetkým v rázová vlna, objavujúce sa pred telom. K ďalšiemu brzdeniu molekúl vzduchu dochádza priamo na samotnom povrchu tela, v hraničná vrstva. Pri spomaľovaní molekúl vzduchu sa zvyšuje ich tepelná energia, t.j. teplota plynu pri povrchu pohybujúceho sa telesa, maximálna teplota, na ktorú sa dá zohriať plyn v blízkosti pohybujúceho sa telesa, je blízka tzv. . teplota brzdenia:

T 0 = T n + v 2 /2c p ,

Kde T n - teplota vstupujúceho vzduchu, v- rýchlosť letu tela, c p- merná tepelná kapacita plynu pri stálom tlaku. Napríklad, keď nadzvukové lietadlo letí trojnásobnou rýchlosťou zvuku (asi 1 km/sek) stagnačná teplota je asi 400 °C a keď kozmická loď vstúpi do zemskej atmosféry pri 1. únikovej rýchlosti (8,1 km/sek) teplota brzdenia dosiahne 8000 °C. Ak v prvom prípade počas dostatočne dlhého letu teplota plášťa lietadla dosiahne hodnoty blízke teplote stagnácie, potom v druhom prípade sa povrch kozmickej lode nevyhnutne začne zrútiť v dôsledku neschopnosti materiály, ktoré odolávajú takýmto vysokým teplotám.

Z oblastí plynu so zvýšenou teplotou sa teplo prenáša na pohybujúce sa teleso a dochádza k atomizácii. Existujú dve formy A. n. - konvekčné a radiačné. Konvekčný ohrev je dôsledkom prestupu tepla z vonkajšej, „horúcej“ časti hraničnej vrstvy na povrch tela. Konvekčný tepelný tok sa určuje kvantitatívne zo vzťahu

q k = a(T e-T w),

Kde T e - rovnovážna teplota (maximálna teplota, na ktorú by sa mohol zahriať povrch telesa, ak by nedochádzalo k odberu energie), T w - skutočná povrchová teplota, a- koeficient prestupu tepla konvekciou v závislosti od rýchlosti letu a nadmorskej výšky, tvaru a veľkosti tela, ako aj iných faktorov. Rovnovážna teplota je blízka teplote stagnácie. Typ závislosti koeficientu A z uvedených parametrov je určený režimom prúdenia v hraničnej vrstve (laminárny alebo turbulentný). V prípade turbulentného prúdenia sa konvekčné vykurovanie stáva intenzívnejším. Je to spôsobené tým, že okrem molekulárnej tepelnej vodivosti sa na prenose energie začínajú výrazne podieľať turbulentné rýchlostné pulzácie v hraničnej vrstve.

So zvyšujúcou sa rýchlosťou letu sa zvyšuje teplota vzduchu za rázovou vlnou a v hraničnej vrstve, čo má za následok disociácia A ionizácia molekuly. Vzniknuté atómy, ióny a elektróny difundujú do chladnejšej oblasti – na povrch tela. Existuje spätná reakcia ( rekombinácia ), postupuje s uvoľňovaním tepla. To dodatočne prispieva ku konvekčnej atmosfére.

Po dosiahnutí rýchlosti letu okolo 5000 m/s teplota za rázovou vlnou dosahuje hodnoty, pri ktorých plyn začína vyžarovať. V dôsledku sálavého prenosu energie z oblastí so zvýšenou teplotou na povrch tela dochádza k sálavému ohrevu. V tomto prípade hrá najväčšiu úlohu žiarenie vo viditeľnej a ultrafialovej oblasti spektra. Pri lete v zemskej atmosfére rýchlosťou nižšou ako prvá kozmická rýchlosť (8.1 km/sek) sálavé vykurovanie je malé v porovnaní s konvekčným vykurovaním. Pri druhej únikovej rýchlosti (11.2 km/sek) ich hodnoty sa približujú a pri rýchlosti letu 13-15 km/sek a vyššie, čo zodpovedá návratu na Zem po preletoch na iné planéty, hlavný príspevok má radiačný ohrev.

Špeciálny prípad A. n. je zahrievanie telies pohybujúcich sa v horných vrstvách atmosféry, kde je režim prúdenia voľnomolekulový, t.j. voľná dráha molekúl vzduchu je primeraná alebo dokonca presahuje veľkosť telesa (bližšie viď. Aerodynamika riedkych plynov ).

Zvlášť dôležitú úlohu má A. n. hrá pri návrate kozmických lodí do zemskej atmosféry (napríklad Vostok, Voskhod, Sojuz). Do boja proti A. n. kozmické lode sú vybavené špeciálnymi systémami tepelná ochrana.

Lit.: Základy prenosu tepla v leteckej a raketovej technike, M., 1960; Dorrance W. H., Hypersonické toky viskózneho plynu, trans. z angličtiny, M., 1966; Zeldovich Ya. B., Raiser Yu. P., Fyzika rázových vĺn a vysokoteplotných hydrodynamických javov, 2. vydanie, M., 1966.

N. A. Anfimov.

Veľká sovietska encyklopédia M.: "Sovietska encyklopédia", 1969-1978

Použitie: vo vykurovacej technike, najmä v zariadeniach na ohrev a čerpanie vzduchu v recirkulačných vykurovacích jednotkách, a to v komorových sušiarňach dreva. Podstata vynálezu: aerodynamický ohrievač má rotor 1 umiestnený v komore 2, v ktorej predná stena 5 má kruhový vstup 6 koaxiálny s rotorom 1 a výstup 7 priľahlý k bočnej stene. steny 3 so šírkou 2,0-2,5 šírky rotora 1 a vo vnútri komory rovnobežne s čelnou stenou 4 je priečka 8 s výškou rovnajúcou sa výške komory a šírkou aspoň 1,5 násobok priemeru rotora. Rotor 1 v komore 2 je umiestnený v dvoch verziách: medzi prepážkou 8 a prednou stenou 5 alebo medzi čelnou stenou 4 a prepážkou 8. 2 s.p. f-ly, 8 chorých.

[0001] Vynález sa týka oblasti tepelnej techniky, najmä zariadenia na ohrev a čerpanie vzduchu, a môže byť použitý v recirkulačných aerodynamických vykurovacích zariadeniach, najmä v komorových sušiarňach dreva. Technickou podstatou je nárokovanému zariadeniu najbližší aerodynamický ohrievač pre lesnú sušiareň, v ktorom je rotor umiestnený v komore tvorenej pevnými čelnými a bočnými stenami, prednou stenou so vstupným otvorom koaxiálnym s rotorom a výstupný otvor umiestnený v blízkosti bočnej steny. Výhodou dizajnu je jeho jednoduchosť. Rozšírené sú také ohrievače s jednosmerným prúdením vzduchu a úzkym, dlhým otvorom na výstup vzduchu. Toto zariadenie však vytvára prúd ohriateho vzduchu s veľkým nerovnomerným prietokom z výstupu. K tomu dochádza v dôsledku neorganizovanej interakcie prúdov vystupujúcich z listov rotora tangenciálne k nim s prúdmi odrazenými od stien komory. Pomer rýchlostí v prúdení po výške výtoku je 1,0:0,7:0,4 (horný, stredný, spodný). V lesných sušiarňach to vedie k nerovnomernému vysychaniu stohu reziva na výšku. Účelom vynálezu je zvýšiť účinnosť ohrievača zvýšením rovnomernosti rozloženia prietokov vo výstupe. Cieľ je dosiahnutý skutočnosťou, že v aerodynamickom ohrievači s rotorom umiestneným v komore ohraničenej pevnými bočnými a koncovými stenami a prednou stenou rovnobežnou s koncovou stenou, s kruhovým vstupným otvorom koaxiálnym s rotorom a výstupným otvorom priľahlým k bočnej stene, podľa vynálezu majú bočné steny šírku v rozsahu 2,0 až 2,5 násobku šírky rotora a v komore je inštalovaná prepážka, umiestnená rovnobežne s koncovou stenou vo vzdialenosti nie menšej ako je šírka rotora. V tomto prípade má priečka výšku rovnajúcu sa výške komory a susedí s jej bočnými stenami dvoma okrajmi. Šírka prepážky je aspoň 1,5-násobok priemeru rotora a jej voľné okraje sú umiestnené rovnobežne so stenami komory vo vzdialenosti aspoň šírky rotora od nich. Rotor v komore je umiestnený buď medzi prepážkou a prednou stenou súosovo s kruhovým vstupom, alebo medzi koncovou stenou a prepážkou. V druhom prípade je v priečke vytvorený okrúhly otvor, ktorý sa rovná vstupnému otvoru v prednej stene a tieto otvory sú spojené valcovou rúrkou. Navrhované konštrukčné riešenie je schematicky znázornené na výkresoch, kde na obr. 1, 2, 3 schematicky znázorňuje zariadenie podľa vynálezu; Obrázky 4,5,6,7,8 znázorňujú niektoré varianty jeho priemyselného využitia v aerodynamických vykurovacích zariadeniach. Rotor 1 je umiestnený v komore 2 ohraničenej bočnými stenami 3, koncovou stenou 4 a prednou stenou 5 so vstupným otvorom 6 koaxiálnym s rotorom a výstupným otvorom 7 priľahlým k bočnej stene. inštalovaný vo vnútri komory 2, priliehajúci na oboch stranách k protiľahlým bočným stenám, a jeho voľné okraje sú umiestnené rovnobežne s ďalšími dvoma stenami komory. Rozmery bočných stien 3, priečky 8 a výstupu 7 sú zvolené podľa nároku 1 vzorca. Obrázok 1 znázorňuje pohľad spredu na aerodynamický ohrievač. Obrázok 2 ukazuje prierez zariadenie, v ktorom je rotor 1 umiestnený medzi prepážkou 8 a prednou stenou 5 (podľa nároku 2 patentových nárokov). Obrázok 3 zobrazuje priečny rez zariadením podľa nároku 3 vzorca: rotor 1 je umiestnený medzi koncovou stenou 4 a prepážkou 8 a otvory v prepážke 8 a prednej stene 5 sú spojené rúrka 9. V komore 2 sú naznačené dutiny a a b. Na obr. Obrázok 4 zobrazuje vykurovacie zariadenie využívajúce navrhovaný aerodynamický ohrievač s jedinou cirkuláciou vzduchu. Vzduchové potrubie 10 spája ohrievač s procesnou nádobou 11; Je tu potrubie 12 na odvod vzduchu. Na obr. 5 a 6 znázorňujú priečne a pozdĺžne rezy sušiarňou lesa s aerodynamickým ohrievačom s elektromotorom 13, s vonkajším plotom 14 a dverami 15. Obr. 7 a 8 je znázornená schéma pece na tepelné spracovanie materiálu, v ktorej je aerodynamický ohrievač vybavený elektromotorom 13 a plot 14 má dvierka 15. Ohrievaný materiál 16 je umiestnený vo vnútri. nasledujúcim spôsobom. Keď sa rotor 1 otáča, vzduch je nasávaný vstupom 6 (a potrubím 9 podľa nároku 3 vzorca podľa vynálezu), ohrievaný v medzilopatkových kanáloch rotora a pumpovaný vo všetkých smeroch po obvode rotora. V komore 2 je nútený vzduch rozdelený na dva prúdy a je smerovaný v opačných smeroch cez kanály tvorené prepážkou 8 a stenou 5 (obr. 2) alebo stenou 3 (obr. 3). Jeden prúd vstupuje do dutiny a komory. Ďalší prúd smeruje do dutiny b, kde sa otočí o 180° a kanálom medzi prepážkou 8 a stenou 4 (obr. 2) alebo stenou 5 (obr. 3) tiež vstupuje do dutiny a komory. V dutine a sú oba prúdy zmiešané, otočené o 90° a ohriaty vzduch prúdi pod tlakom z výstupu 7. Smer prúdenia vzduchu v aerodynamickom ohrievači je znázornený šípkami. Navrhovaný aerodynamický ohrievač umožňuje rozdeliť prúdenie vzduchu vynútené rotorom na dve časti, eliminovať ich kolíziu a spojiť ich v jednom smere. Pridanie rýchlostných diagramov dvoch prúdov poskytuje vysoko rovnomerné rozloženie rýchlostí prúdenia vzduchu na výstupe. Podľa testov v teréne je pomer rýchlostí vzduchu na výstupe (horný, stredný, spodný) 1,05:1,0:0,95. Tým je zabezpečená vysoká rovnomernosť tepelno-vzduchového spracovania materiálu. Preto je možné navrhované zariadenie použiť aj pri konštrukcii bežných radiálnych ventilátorov. Nárokované geometrické vzťahy navrhovaného zariadenia: šírka bočných stien (2-2,5-násobok šírky rotora), vzdialenosť od priečky ku koncovej stene (nie menšia ako šírka rotora), šírka priečky (pri aspoň 1,5 násobok priemeru rotora), otvor medzi voľnými okrajmi prepážky až po steny komory (nie menší ako šírka rotora) sú charakteristickými znakmi vynálezu a spoločne zabezpečujú dosiahnutie cieľa. Boli získané na základe rozsiahlych praktických skúseností s návrhom a prevádzkou rotačných ohrievačov v aerodynamických vykurovacích zariadeniach, ako výsledok analýzy a syntézy údajov z mnohých testov a priemyselná prax. Zariadenie so zadanými konštrukčnými parametrami zabezpečuje umiestnenie kanálov a dutín dostatočného objemu na oddelenie celého množstva vzduchu z rotora na prúdy v opačných smeroch, s ich obrátením a následným splývaním v dutine pred výstupom, stabilizáciu a vyrovnanie otáčok zvýšenie statického tlaku v dôsledku dynamiky a v dôsledku toho rovnomernosť rýchlosti prúdenia opúšťajúceho komoru ohrievača; Tým je vyriešená úloha zlepšiť kvalitu teplovzdušného spracovania. 4, keď je rotor v prevádzke, vzduch z ohrievača sa čerpá cez vzduchové potrubie 10 do zásobníka 11, kde sa nachádza spracovávaný materiál, a potom sa odvádza potrubím 12. Obrázky 5-8 znázorňujú schémy prevádzky ohrievača počas recirkulácie. Napríklad v lesných sušiarňach (obr. 5, 6) rovnomerný prúd vzduchu z výstupu ohrievača prechádza cez stoh materiálu 16, je nasávaný do vstupu a opäť smerovaný do cirkulačného okruhu (s malou výmenou vzduchu ). Vo vykurovacích peciach (obr. 7, 8) je rovnomerné prúdenie vzduchu z výstupu ohrievača distribuované do celého objemu a ohrievaný materiál 16 premýva zo všetkých strán, potom je nasávaný ohrievačom cez vstup. a cyklus sa opakuje. Prúdenie vzduchu v sušičke (obr. 6) a peci (obr. 7) je znázornené šípkami. Použitie nárokovaného zariadenia vo všetkých prípadoch vyrovnáva rýchlosť prúdenia na výstupe z ohrievača a tým zlepšuje rovnomernosť a homogenitu tepelno-vzdušného spracovania materiálu.

NÁROK

1. AERODYNAMICKÝ OHRIEVAČ pre sušičky, obsahujúci rotor inštalovaný v komore ohraničenej pevnou hornou, spodnou, bočnou a koncovou stenou, ako aj prednou stenou, v ktorej je kruhový vstupný otvor koaxiálny s rotorom a obdĺžnikový výstupný otvor priľahlý k bočnej stene, vyznačujúci sa tým, že bočná stena je vyrobená so šírkou rovnajúcou sa 2,0 ± 2,5 šírky rotora a v dutine komory rovnobežne s čelnou stenou a s medzerou voči bočným stenám je obdĺžnikový priečka susediaca s hornou a spodnou stenou komory a so šírkou aspoň 1,5 priemeru rotora, pričom vzdialenosť od priečky ku koncovej stene, ako aj medzera medzi voľným okrajom priečky a bočnou stenou steny komory, nie je menšia ako šírka rotora. 2. Ohrievač podľa nároku 1, vyznačujúci sa tým, že rotor je umiestnený medzi prepážkou a prednou stenou komory. 3. Ohrievač podľa nároku 1, vyznačujúci sa tým, že rotor je umiestnený medzi čelnou stenou a prepážkou, pričom táto má kruhový otvor koaxiálny s rotorom s priemerom rovným priemeru vstupného otvoru a koncami otvory sú spojené valcovou rúrkou.

Iný plyn. Aerodynamické zahrievanie je neoddeliteľne spojené s aerodynamickým odporom, ktorý telesá zažívajú pri pohybe v atmosfére; energia vynaložená na jeho zdolanie sa čiastočne prenáša do karosérie vo forme aerodynamického ohrevu. Keď sa teleso pohybuje, blížiaci sa prúd plynu sa v blízkosti jeho povrchu spomalí. Ak sa teleso pohybuje nadzvukovou rýchlosťou, k brzdeniu dochádza najskôr v rázovej vlne, ktorá sa objaví pred telesom, potom priamo na jeho samotnom povrchu, kde je brzdenie spôsobené viskóznymi silami, ktoré nútia molekuly plynu „prilepiť“ sa k povrchu. tvoriaci takzvanú hraničnú vrstvu. Keď sa tok spomaľuje, jeho kinetická energia klesá a podľa toho sa zvyšuje vnútornej energie plyn a jeho teplota. Keď teda lietadlo letí rýchlosťou trojnásobkom rýchlosti zvuku (asi 1 km/s), teplota vzduchu na jeho povrchu je asi 400 K, pri vstupe do zemskej atmosféry 1. únikovou rýchlosťou (asi 8 km/s). ) dosahuje 8000 K a pri 2. únikovej rýchlosti (11,2 km/s) - asi 11 000 K. Z oblastí plynu so zvýšenou teplotou sa teplo prenáša na pohybujúce sa teleso a dochádza k aerodynamickému zahrievaniu. Existujú dve formy aerodynamického vykurovania – konvekčné a sálavé.

Konvekčný ohrev je dôsledkom prenosu tepla tepelnou vodivosťou z vonkajšej, „horúcej“ časti hraničnej vrstvy na povrch tela; závisí od rýchlosti letu a nadmorskej výšky, tvaru a veľkosti telesa, charakteru prúdenia (laminárneho alebo turbulentného) v hraničnej vrstve. V prípade turbulentného prúdenia sa konvekčné vykurovanie stáva intenzívnejším. S ďalším zvyšovaním rýchlosti letu sa zvyšuje teplota vzduchu za rázovou vlnou a v hraničnej vrstve, čo má za následok disociáciu resp. ionizácia molekuly plynu. Vzniknuté atómy, ióny a elektróny difundujú do chladnejšej oblasti prúdenia – na povrch telesa, kde dochádza k spätnej reakcii (rekombinácii) sprevádzanej uvoľňovaním tepla. To dodatočne prispieva ku konvekčnému aerodynamickému vykurovaniu.

K žiareniu dochádza v dôsledku prenosu sálavej energie z oblastí plynu so zvýšenou teplotou na povrch tela. Najväčšiu úlohu zohráva žiarenie vo viditeľnej a UV oblasti spektra. Pri rýchlosti letu asi 5 km/s dosahuje teplota plynu za rázovou vlnou hodnoty, pri ktorých plynu začne vyžarovať. Pri lete v zemskej atmosfére rýchlosťou pod 1. kozmickou rýchlosťou je sálavý ohrev v porovnaní s konvekčným ohrevom malý; pri 2. únikovej rýchlosti sa ich hodnoty približujú a pri rýchlostiach 13-15 km/sa vyšších (zodpovedajúcich návratu kozmickej lode na Zem) zdieľam aerodynamický ohrev patrí k radiačnej zložke.

Aerodynamický ohrev zohráva významnú úlohu aj pri prúdení nadzvukových plynov v kanáloch, predovšetkým v dýzach raketových motorov. V hraničnej vrstve na stenách dýzy môže byť teplota plynu blízka teplote v spaľovacej komore raketový motor(do 4000 K). V tomto prípade fungujú rovnaké mechanizmy prenosu energie ako v hraničnej vrstve na povrchu lietadla, výsledkom čoho je aerodynamický ohrev stien trysky raketového motora.

S aerodynamickým ohrevom je spojený problém „tepelnej bariéry“, ktorá vzniká pri vytváraní nadzvukových lietadiel, nosných rakiet a kozmických lodí. Ak sa však pri dostatočne dlhom nadzvukovom lete zahreje plášť lietadla na teplotu blízku teplote stagnácie (asi 400 K), potom povrch kozmickej lode pri vstupe do atmosféry Zeme alebo inej planéty rýchlosťou vyššou ako 10-11 km/s nevyhnutne začne kolabovať z dôvodu neschopnosti bežné materiály odolávať takým vysokým teplotám (asi 6000-8000 K). Preto sa na kozmických lodiach používa tepelná ochrana, ktorá pôsobí proti aerodynamickému zahrievaniu.

Lit.: Základy teórie letu kozmických lodí. M., 1972; Základy prenosu tepla v letectve a raketovej a kozmickej technike. 2. vyd. M., 1992.