вектилного теплового потока можно определить по формуле
где ?к0 ≈ конвективны тепловой ноток к эквивалентной непроницаемо!! поверхности, G ≈ уд. массовый расход вдуваемого газа через поверхность, а ∙у ≈ ко^ф. ндува, зависящий от режима течения в пограничном с,юет а также свойств набегающего и вдуваемого га;юь. Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей с повышенной темп-рой к поверхности тела. При этом наибольшую роль играет излучение в УФ- и видимой областях спектра. Для тсоретич. расч╦та радиац, нагрена необходимо решать систему интегродиффсронциальных ур-ний радиан,, газовой динамики, учитывающих собств. излучение газа, поглощение излучения средой и перенос лучистой энергии но всем направлениям в окружающей тело высокотемпературной области течения. Интегральны)! но спектру радиац. поток <?РО к поверхности тела может быть рассчитан с помощью Стефана≈Болъц-мана закона излучения:
где Г 2 ≈ темп-pa газа между ударной волной и телом,
0 = 5,67-К)"8 Вт (м2-К4) ≈ постоянная Стефана, е ≈ эфф- степень черноты излучающего объема газа, к-рый в первом приближении может рассматриваться как плоский изотермнч. слон. Величина е определяется совокупностью элементарных процессов, вызывающих излучение газов при высоких темп-pax. Она зависит от скорости и высоты пол╦та, а также от расстояния между ударной волной и телом.
Если относит, величина радиац. А. н. велика, то существ, роль начинает играть радиац. охлаждение газа за ударной волной, связанное с выносом энергии из излучающего объ╦ма в окружающую среду и понижением его темп-ры. В этом случае при расч╦те радиац. А. Е, должна быть введена поправка, величина к-роп определяется параметром высвечивания:
где v ≈ скорость пол╦та. рн ≈ плотность атмосферы. При пол╦те в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической радиац. А. и. мал но сравнению с кон-вективыым. При второй космич. скорости они сравниваются но порядку величины, а при скоростях пол╦та 13≈1.Г» км/с, соответствующих возвращении) на Землю после полета к др. планетам, осн. вклад да╦т радиационным А. п.
Частный случай А. н.≈ нагрев тел, движущихся в верх, слоях атмосферы, где режим обтекания является спободпомолокулярным, т. е. длина свободного пробега молекул газа соизмерима или даже превышает размеры тела. В этом случае образования ударно it волны не происходит и при больших скоростях полети (порядка первой космической) для расчета А. н. может быть использована простая ф-ла
и3 cos
ГДР ≈ угол между нормалью к поверхности тела и вектором скорости набегающего потока, а ≈ коэф. аккомодации, к-рый зависит от свойств набегающего газа и материала поверхности и, как правило, близок к единице.
С А. н. связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самол╦тов и ракет-носителей. Важную роль А. н. играет при коз-вращений космич, аппаратов в атмосферу Земли, а также при входе в атмосферу планет со скоростями порядка второй космической и выше. Для борьбы с А, и, применяются спец. системы теплозащиты.
Лит.' Радиационные свойства газов при высоких температурах, М., 1971; Оспины т«ории полета космических аппаратов, М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-кос-мической технике, М., 107Г). П. А. Анфимов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ФОКУС ≈ точка летат. аппарата или его частей (напр., органов управления),
к-рая характеризуется тем, что является точкой приложения одной из аэродинамич. сил (напр., подъ╦мной силы), вызывающих «ращение летат. аппарата относительно к.-л. оси, А. ф. но углу атаки определяется для дкижония летат. аппарата только в плоскости угла атаки. Он расположен на линии пересечения плоскости OXZ связанной системы координат (рис. 2 к ст. Аэродинамические сила и момент) с плоскостью симметрии летат. аппарата. Аэродинамич. момент тангажа относительно фокуса оста╦тся постоянным при малых углах атаки, т. е. с£лпг/^а=0, где mz ≈ коэф. аэроди-памич. момента тангажат a ≈ угол атаки. Л. ф. для движения летат, аппарата только и плоскости угла скольжения р наз. фокусом по углу скольжения и определяется условиями dmyJd$≈Q и dmx/d$= О, где ту> тх ~~ коэф. аэродинамич. моментов рысканья и крена (см. Аэродинамические коэффициенты).
Взаимное расположение А. ф. и центра масс летат, аппарата позволяет судить о его статич. устойчивости при его движении в рассматриваемой плоскости (напр., в плоскости угла атаки), т. к. расстояние хр от центра масс до А. ф. является плечом соотв. аэродинамич. силы. Если А. ф. лежит позади центра масс, то аппарат статически устойчив при движении его в рассматриваемой плоскости. Положение А. ф. зависит от формы тела и критериев аэродинамич. подобия,
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ≈ научно поставленный опыт, задача к-рого ≈ исследование течения газа, а также силового, теплового и др. форм воздействия газа на поверхность движущегося в н╦м тола, Большинство задач, к-рьте ставят перед аэро- и газодинамикой авиация, ракетная техника, турбостроение, пром. произ-во и строительство, требуют для решения эксперим. исследований. Конечная цель этих исследований ≈ определение сил, действующих на обтекаемое тело, с целью расч╦та траектории его движения, требуемой мощности двигателей и прочности элементов конструкции, тепловых потоков к элементам поверхности тела для выбора методов теплозащиты, параметров газа в областях точения, возмущ╦нных движущимся телом, что необходимо для расч╦та воздействия потока газа на др. тела.
А. а. проводится на спец. установках ≈ аэродинамических трубах или стендах, где моделируется рассматриваемое движение (напр., движение снаряда, самол╦та или космич. спускаемого аппарата в атмосфере заданного состава). Если моделирование процесса обеспечивает соблюдение равенства безразмерных критериев подобия в соответствии с требованиями подобия теории, то безразмерные значения сил, моментов сил, тепловых потоков к поверхности и течения в области возмущения при моделировании и в реальном течении будут совпадать.
Осн. критериями динамич, подобия для установившегося обтекания тела газом являются: Маха число М^~-≈ via. Рейнолъдса число Re^vl/v И h≈cfcy, где и и
а ≈ скорости потока и звука в газе перед моделью, I ≈ характерный линейный размер модели, v ≈ коэф. кинематич. вязкости газа, ср и су ≈ коэф. тепло╦м-
кости при ноет, давлении и объ╦ме. Равенство этих чисел для модели и натуры обеспечивает равенство аэродинамических коэффициентов. Обеспечить полное подобие по числам М и Re затруднительно, а во мн. случаях и невозможно, поэтому часто ограничиваются приближ╦нным подобием. Напр., для течений с малой скоростью, когда сжимаемостью среды можно пренебречь, ограничиваются подобием но числу Ле, а для течений с большой скоростью, когда сжимаемость газа становится существенной, обтекание модели исследуется при число М, равном ожидаемому числу М для натурного объекта. Если при этом числа Пе модели и натуры неодинаковы, то влияние его и а величину
и
ш
Г
о
а
167
")
}
