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

Использование: в установках аэродинамического нагрева, преимущественно в камерных сушилках. Сущность изобретения заключается в том, что роторы могут размещаться произвольно в секциях, снабжены направляющими экранами в виде полуокружности или ломаной линии и установлены на поворотном диске с возможностью поворота вокруг оси на 180 o , в перегородке имеются отверстия с заслонками, а регулирующий орган установлен на выходе из нагревателя. 4 з. п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области теплотехники, а именно к воздухонагревателям, в частности к устройствам для нагрева и нагнетания воздуха, и может быть использовано в установках аэродинамического роторного нагрева, например в камерных сушилках для древесины. Наиболее близок по технической сущности к заявляемому устройству описанный в книге В.В. Сергеева "Аэродинамические лесосушильные камеры". М. 1981 г. аэродинамический нагревать, содержащий камеру с прямоугольным выходным отверстием в стенке и регулировочной заслонкой в нем, разделенную перегородкой на две секции, в каждой из которых размещен ротор аэродинамического теплогенератора. Устройство-прототип обслуживает лесосушильную камеру. Недостаток известного решения значительная неравномерность скоростей истечения потока из выходного отверстия. Из-за неорганизованного взаимодействия струй, выходящих с лопаток ротора и отраженных от стенок камеры, соотношение скоростей составляет в известном устройстве 1:0,6:0,3 (верх, середина, низ). Отсюда большой разброс скоростей в потоке воздуха, омывающего обрабатываемый материал, и в циркуляционном тракте. Такая аэродинамика отрицательно сказывается на качестве тепловой обработки, в частности, в сушилках, приводит к неравномерности конечной влажности в штабеле по высоте. Цель изобретения улучшение технико-экономических показателей работы установки, а именно качества продукции и экономичности за счет повышения равномерности подачи и расширения возможностей регулирования совместной работы роторов. Эта цель достигается тем, что в аэродинамическом нагревателе роторы в секциях камеры нагрева размещены произвольно, причем по одному сторону роторов установлены прилегающие к фронтальной и торцевой стенкам камеры направляющие экраны, а в разделительной перегородке между роторами выполнены отверстия, снабженные шарнирно закрепленными заслонками; направляющие экраны выполнены в виде полуокружности вокруг ротора в его плоскости с радиусом кривизны R, равным от 0,6 до 1,0 диаметра ротора D, и с эксцентриситетом Б относительно его оси, составляющим 0,1 0,3 диаметра ротора. Второй конструктивный вариант формы экранов в виде ломаной линии, отрезки которой расположены по касательной к полуокружности вокруг ротора с радиусом кривизны R от 0,6 до 1,0 D, ось которой расположена с эксцентриситетом Б относительно оси ротора от 0,1 до 0,3 D диаметра ротора. Роторы имеют возможность вращения в обоих направлениях. Разделительная перегородка между секциями камеры примыкает по касательной к направляющему экрану одного из роторов (нереверсивный нагреватель). В другом варианте каждый направляющий экран установлен на поворотном в плоскости ротора диске, имеющем возможность поворота на 180 o (реверсивный нагреватель). Предлагаемое техническое решение схематично представлено на чертежах, где показаны: на фиг. 1, 2, 6, 7 конструктивные варианты устройства, в двух проекциях фронтальной и в плане; на фиг. 3, 4, 5 схемы узлов нагревателя; на фиг. 8, 9, 10 варианты реализации устройства в промышленных установках на примерах печи для термообработки, сушильной камеры и отопительно-вентиляционной установки соответственно. Во всех вариантах конструктивного оформления устройства роторы 1 установлены в камере нагрева между верхней 2 и нижней 3 стенками; камера разделена на две секции перегородкой 4 с отверстиями 5 и заслонками 6 (фиг. 1, 2, 4, 6, 7). С одной стороны роторы закрыты направляющими экранами 7, они (экраны) перекрывают всю полость камеры, примыкая к нижней 3 и боковым ее стенкам торцевой (задней на чертежах) 8 и фронтальной (передней) 9 (фиг. 1-3, 6, 7). Стенки 2, 3, 8, 9 образуют выходной канал с отверстием 10 (фиг. 1, 2, 6, 7); в передней стенке 9 имеется входное отверстие 11. Канал 10 перекрывается регулировочной заслонкой 12, например поворотной, выполняющей роль регулятора тепловой мощности нагревателя путем регулирования подачи ротора. Привод роторов 1 может быть реверсивным; вращение роторов в обоих направлениях дает двухступенчатое регулирование потребляемой мощности, а следовательно теплопроизводительности, от номинальной N ном при прямом вращении до 0,7 N ном при обратном. Расположение роторов может быть произвольным (фиг. 1, 2). На фиг. 6, 7 показан пример другого, промежуточного между крайними расположения роторов. При таком исполнении устройство легко встраивается в различные схемы, агрегаты, упрощаются компоновка, соединение с циркуляционным трактом. Направляющие экраны 7 согласно предложению могут быть выполнены в двух вариантах: в виде полуокружности в плоскости ротора (фиг. 3а) либо в виде описанного многоугольника относительно окружности (фиг. 3б) с радиусом кривизны R, равным от 0,6 до 1,0 D, и эксцентриситетом Б относительно оси ротора в пределах 0,1 0,3 D, где D наружный диаметр ротора. Экраны с прилегающими стенками камеры образуют как бы корпус ротора подобно устройству вентилятора, с проемом для подачи (выхода) потока. Указанные соотношения обеспечивают точность изготовления и контроль размеров экранов; эти соотношения выбраны как наиболее рациональные по опытным и расчетным данным и рекомендациям: значения радиуса кривизны R и эксцентриситета обеспечивают в сочетании компактность узла (ограничение верхнего значения R) с одной стороны и достаточно плавный профиль экрана (ограничение R снизу) с другой и тем самым невысокие аэродинамические сопротивление узла и потери энергии потока. В заявляемом объекте, в рамках одного общего технического решения, предусматриваются два технологических варианта устройства: нереверсивный (фиг. 1, 2) и реверсивный (фиг. 6, 7) нагреватели. В нереверсивном устройстве разделительная перегородка 4 установлена по одну сторону от плоскости, проходящей через оси вращения роторов, по касательной к экрану одного из роторов и служит продолжением экрана. Поток движется в одном направлении (на фиг. 1, 2 справа налево). Направление потока показано стрелками. Реверсирование потока, практикуемое иногда в сушильных камерах, улучшает аэродинамику, обеспечивает равномерный обдув материала и способствует повышению качества тепловой обработки (равномерность сушки, снижение перепадов температуры в материале). В реверсивном нагревателе (фиг. 6, 7) экраны 7 установлены на поворотном диске (площадке) 13, имеющем возможность поворота на 180 o (фиг. 5). Вал этого диска проходит наружу, к приводному устройству (рычагу) через стенку камеры, например, в то же отверстие, что и вал ротора (не показано). На фиг. 6 исходное положение экранов; на фиг. 7 положение после поворота экранов на 180 o . Направление движения воздуха меняется при этом на противоположное. В реверсивном нагревателе перегородка 4 расположена по обе стороны от проходящей через оси роторов плоскости. На фиг. 4 показано устройство перегородки 4 с гравитационным приводом заслонок, как вариант, в виде груза 14, прижимающего заслонку 6, которая закрывает отверстие 5. Конструкция перегородки в сочетании с экраном 7 позволяет получить равномерное распределение потока по высоте. Как показали испытания опытного образца, соотношение скоростей в выходном отверстии по высоте составляет 0,95:1:0,95. Регулировочная заслонка или регулятор мощности 12 может быть выполнена секционной или сплошной, как показано на чертежах для простоты. Заслонка устанавливается в канале 10 на выходе потока из камеры нагрева и имеет выведенный наружу привод ручной, механический, дистанционный, автоматический (не показан). Работа заслонки улучшает распределение потока по всему выходному сечению за счет дросселирования, регулируя мощность при открытии заслонки до 90 o от 0,35 N ном до 1,0 N ном (из-за неплотностей). Для управления потоком в условиях реверса нагреватель снабжен двумя регулировочными заслонками 12 и двумя клапанами 15, установленными под углом 90 o друг к другу (фиг. 6, 7). Нижняя и верхняя стенки камеры снабжены технологическими выступами 16 для выравнивания потока, по высоте камеры установлен продольный экран 17. Конструкция работает следующим образом. При малой потребности в энергии в работе находится один ротор, например левый на фиг. 1. Поток от ротора направляется экраном 7 и распределяется перегородкой 4 равномерно по выходному сечению. Потоком воздуха заслонки 6 прижимаются к перегородке и закрывают отверстия 5. Регулятором 12 изменяют проходное сечение выходного канала 10, регулируя тем самым подачу и связанную с ним мощность ротора. При увеличении нагрузки включают второй ротор, например верхний, фиг. 2. Потоком воздуха от этого ротора заслонки 6 в перегородке 4 открываются, потоки от обоих роторов сливаются и образуют общий поток с относительно равномерным распределением скоростей в выходном отверстии 10. Требуемую тепловую мощность устанавливают регулятором 12. Реверсивный нагреватель работает с одним ротором аналогично нереверсивному по схеме на фиг. 1: на фиг. 6 в работе нижний ротор, на фиг. 7 верхний, только в этом случае все заслонки 6 закрыты. На фиг. 6, 7 показаны варианты работы обоих роторов, но с различным направлением потока. По схеме на фиг. 6 воздух засасывается справа между передней стенкой 9 и продольным экраном 17 во входные отверстия 11; поток выходит из роторов под напором, формируется и направляется под воздействием экранов 7 и выступов 16, разворачивается влево и через выходной канал 10 и регулятор 12 выходит из нагревателя; направление потока справа налево. Реверсирование потока производят поворотом направляющих экранов 7 на 180 o с помощью поворотных дисков 13 (фиг. 5, 7). В исходном положении (фиг.6) отверстия 5 в верхней части перегородки 4 открыты, а в нижней закрыты. После поворота экранов на 180 o (фиг. 7) отверстия верхней половины перегородки закрыты, а нижней открыты. Направление потока - обратное. Для ступенчатого регулирования мощности нагревателя меняют направление вращение ротора, включают в работу один или оба ротора. В результате имеют ступени мощности, от номинальной: 1:0,7:0,5:0,35: оба ротора прямого и обратного вращения и один ротор в тех же режимах соответственно. Плавное регулирование обеспечивают регулятором мощности 12 от 1 до 0,35 N ном ротора В реверсивном нагревателе используют два регулятора мощности 12 попеременно: один из них закрыт, другим регулируют поток на выходе (фиг. 6, 7). Два клапана 15 в приточном канале также находятся попеременно в позициях "открыто-закрыто" одновременно с регулятором 12. Эти клапаны 15 изменяют направление потока воздуха к входным отверстиям 11, идущего по всасывающему каналу между стенкой 9 и экраном 17. Фиг. 8-10 иллюстрируют применение нагревателя в промышленных установках. Так, в печи с нереверсивным нагревателем для тепловой (термической) воздушной обработки материала установке типа ПАП (фиг. 8) роторы установлены в корпусе печи 18 под сводом, а их приводы электродвигатели 19 на своде. Обрабатываемый материал 20 размещают на тележке 21 и закатывают в печь, закрывая корпус дверью 22. Для притока свежего и выброса отработанного воздуха имеются приточно-вытяжные трубы 23. Предлагаемый нагреватель обеспечивает нагрев и циркуляцию воздуха в рабочем объеме по замкнутому контуру, тепловую обработку материала с высокой равномерностью и регулированием тепловой нагрузки в широких пределах 0,35 - 1,0 N ном. Установка (термическая печь, сушильная камера и т.п.), показанная на фиг. 9, оборудована реверсивным нагревателем. Реверс потока осуществляют поворотом направляющих экранов 7 на 180 o , перестановкой регуляторов мощности и клапанов. На фиг. 10 показано применение устройства как отопительно-вентиляционного агрегата. Воздух всасывается по каналу 24 с клапаном 15 и нагнетается через выходной канал 10 и регулятор 12 в помещение 25. На выходе установки предусмотрена заслонка 26, с помощью которой обеспечивают рециркуляцию потока в корпусе установки с целью интенсификации нагрева и повышения тепловой мощности. Таким образом, отличительные признаки описывают объект изобретения, удовлетворяющий требованиям существенной новизны, и дают новый эффект по сравнению с известными решениями, а именно: многоступенчатое и плавное регулирование в больших пределах, большие равномерность скоростей потока на выходе и в контуре, однородность тепловой обработки, лучшее качество продукции, большие возможности и лучшие условия регулирования нагрузки электродвигателей и тем самым экономичность их работы за счет повышения значений КПД и cos при включении одного или двух роторов. 2 4

Формула изобретения

1. Аэродинамический нагреватель, преимущественно для сушильной установки, содержащий камеру нагрева с параллельными фронтальной и торцевой стенками, выходным каналом и регулировочным дроссельным органом, направляющими экранами, и разделенную перегородкой на две секции, в каждой из которых размещен ротор аэродинамического теплогенератора, установленный с возможностью вращения в двух направлениях, отличающийся тем, что направляющие экраны выполнены криволинейной формы, размещены с частичным обрамлением каждого ротора и установлены в камере по всей ее ширине от фронтальной до торцевой стенки, а в перегородке выполнены отверстия, дополнительно снабженные шарнирно закрепленными заслонками. 2. Нагреватель по п.1, отличающийся тем, что направляющие экраны имеют в сечении форму полуокружностей с радиусом кривизны, равным от 0,6 до1 диаметра ротора, оси которых размещены с эксцентриситетом относительно оси ротора, составляющим 0,1-0,3 диаметра ротора. 3. Нагреватель по п.1, отличающийся тем, что направляющие экраны выполнены в виде ломаной линии, отрезки которой расположены по касательной к полуокружности вокруг ротора с радиусом кривизны от 0,6 до 1,0, ось которой расположена с эксцентриситетом относительно оси роторов от 0,1 до 0,3 диаметра ротора. 4. Нагреватель по пп.1-3, отличающийся тем, что разделительная перегородка между секциями камеры установлена по одну сторону от плоскости, проходящей через оси вращения роторов, и примыкает по касательной к направляющему экрану одного из роторов. 5. Нагреватель по пп.1-4, отличающийся тем, что направляющие экраны установлены каждый на поворотном в плоскости ротора диске с возможностью поворота на 180 o .

Ином газе. Аэродинамический нагрев неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, которое испытывают тела при движении в атмосфере; энергия, затрачиваемая на его преодоление, частично передаётся телу в виде аэродинамического нагрева. При движении тела встречный поток газа тормозится вблизи его поверхности. Если тело движется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит сначала в ударной волне, возникающей перед телом, затем непосредственно у самой его поверхности, где торможение вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы газа «прилипать» к поверхности, образуя так называемый пограничный слой. При торможении потока его кинетическая энергия уменьшается, и соответственно увеличиваются внутренняя энергия газа и его температура. Так, при полёте ЛА со скоростью, втрое превышающей скорость звука (около 1 км/с), температура воздуха у его поверхности составляет около 400 К, при входе в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (около 8 км/с) достигает 8000 К, а со 2-й космической скоростью (11,2 км/с) - около 11 000 К. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся движущемуся телу, происходит аэродинамический нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагрева - конвективный и радиационный.

Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты теплопроводностью из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела; зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, характера течения (ламинарное или турбулентное) в пограничном слое. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. При дальнейшем увеличении скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходят диссоциация и ионизация молекул газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область потока - к поверхности тела, где происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это вносит дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.

Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей газа с повышенной температурой к поверхности тела. Наибольшую роль играют излучения в видимой и УФ-областях спектра. При скорости полёта порядка 5 км/с температура газа за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным; при 2-й космической скорости их значения становятся близкими, а при скоростях 13-15 км/с и выше (соответствующих возвращению космического аппарата на Землю) основная доля аэродинамического нагрева принадлежит радиационнрй составляющей.

Аэродинамический нагрев также играет существенную роль при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла температура газа может быть близкой к температуре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии, что и в пограничном слое на поверхности ЛА, в результате чего и возникает аэродинамический нагрев стенок сопла ракетного двигателя.

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолётов, ракет-носителей и космических аппаратов. Но если при достаточно длительном сверхзвуковом полёте обшивка самолёта нагревается до температуры, близкой к температуре торможения (порядка 400 К), то поверхность космического аппарата при входе в атмосферу Земли или другой планеты со скоростью более 10-11 км/с неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности обычных материалов выдерживать столь большие температуры (порядка 6000-8000 К). Поэтому для противодействия аэродинамическому нагреву на космических аппаратах применяют тепловую защиту.

Лит.: Основы теории полёта космических аппаратов. М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. 2-е изд. М., 1992.

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 , возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в пограничном слое . 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.

Частным случаем А. н. является нагрев тел, движущихся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры тела (подробнее см. Аэродинамика разреженных газов ).

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 .

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