Тепловая защита Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. (1013698), страница 6
Текст из файла (страница 6)
Кроме того, в отличие от систем пористого Охлаждение на счет гадвевых ирена охлаждения они обладают высокой степенью надежности, саморегулиро ванием расхода вещества в зависимости от интенсивности теплообменй не требуют применения вспомогательных систем (насосов, трубопрово дов, клапанов, распределителей и т. д.).
Разрушающиеся теплозащит ные материалы используются для защиты космических аппаратов, кз мер сгорания ракетных двигателей и т. д. рнс. 1-Е. Сравнение разлмчвых методов тепловой защиты [л. 1-141. кди)мт не 1ой а,' же кагГ'мт Бакаистичссхие ракеты , дальие"с дейстакя, с а 1ао 1ааа Заканчивая обзор методов тепловой защиты, можно построить диаграмму (рис.
1-6, а), иллюстрирующую области их применения. Системы с накоплением тепла имеют ограничения как по суммарному количеству подведенного тепла, так и по максимальному удельному тепловому потоку (из-за ограниченности коэффициента теплопроводности). о — область применения различных методов защиты в зависимости от суммарного количества подведенно. го тепла О и удельного тепловою потока Еа; б — относительная весовая вффективность различных мего. дов тепловой защиты в зависимости от времени теплового воздействия тк- и 'а .й с к о. ъъ ъ ъ ъъ ъ ъ фъ ъз ъ ъ+ ъъ чъ ъ ъъ ъъ ъь Ф,о чрч ~е Методы тепловой защиты Системы радиационного охлаждения ограничены по максимальному удельному тепловому потоку, но практически могут работать при произвольном суммарном теплоподводе Яа. Вся область справа и вверх от предельных кривых может быть реализована лишь прн пористом и разрушающемся принципах тепловой защиты.
Что касается весовой эффективности теплозащитной системы, под которой мы понимаем величину, обратно пропорциональную ее массе, необходимой для поддержания нормальных условий работы под единичной площадью поверхности тела, то ее можно проиллюстрировать рнс.
1-6, б. Для всех космических аппаратов, время спуска которых менее 500 с, разрушающиеся теплозащитные материалы обладают абсолютными преимуществами перед другими возможными методами, Так, масса тепловой защиты головной части баллистической ракеты дальнего действия из меди оказывается в 50 раз больше, чем нз стеклопластика. Для очень продолжительных, а следовательно, и менее теплонапряженных спусков в атмосфере на первое место выходят последовательно массообменная, а затем радиационная система тепловой защиты.
Это связано с тем, что увеличение времени спуска в атмосфере, без снижения суммарного количества тепла Яз, пропорционально уменьшает тепловой поток до. Поэтому равновесная температура поверхности понижается настолько, что радиационная система охлаждения может быть построена без сложных мер по защите от окисления и мощной теплоизоляции. Глава вторая КОНВЕКТИВНЫЙ ТЕПЛООБМЕН ПРИ ВЫСОКИХ СКОРОСТЯХ И ТЕМПЕРАТУРАХ ГАЗОВОГО ПОТОКА Газодииамическая картина обтекания тела высокоскоростным потоком Прежде чем перейти к анализу механизма блокирования и отражения тепла, целесообразно остановиться на основных закономерностях конвективного теплообмена на неразрушающейся и непроницаемой поверхности в высокотемпературном химически активном газовом потоке. Попутно будет кратко описана газодинамика течения около затупленного тела при больших скоростях набегающего потока г' .
Течения с большими числами Маха (М .= 'г' ~а, а — скорость звука) в отличие от дозвуковых течений сопровождаются рядом газодинамических и физико-химических эффектов. Первые приводят к тому, что при обтекании затупленного тела образуется ударная волна, которая отходит от тела, оставаясь в окрестности лобовой точки практически эквидистантной его поверхности. Распределение давления вдоль поверхности тела при больших М становится автомодельным, т.
е. не зависит от конкретного значения числа Маха. Физико-химические эффекты обусловлены ростом температуры, вызванным торможением газа за ударной волной. При этом происходит переход кинетической энергии набегаю~пего потока в тепловую, возбуждаются колебательные степени свободы молекул газа, начинается его диссоциация и даже ионизация. Рассматривая газодннамические и физико-химические эффекты в совокупности, обычно разделяют область течения с числами М )! на две: сверхзвуковую 1<М <6 и гнперзвуковую М )6.
Границу Конвектнвныа теплообмен в газовом потоке между этими двумя областями обычно устанавливают по началу диссоциации набегающего потока. Заметим, что в атмосферах других планет нижний предел гиперзвукового течения может оказаться иным, Так, на Венере, атмосфера которой представлена в основном СОм течение следует считать гиперзвуковым при М ~)10. На практике приходится встречаться с самыми разнообразными случаями обтекания поверхностей, однако для анализа целесообразно выделить два характерных предельных варианта: течение в окрестности точки торможения затупленного тела и обтекание плоской пластины.
В первом случае интенсивность теплообмена очень велика, скорость. обтекания, давление и трение сильно изменяются вдоль поверхности, при этом течение в пограничном слое остается ламинарным. Помимо конвективного теплообмена при больших скоростях полета (свыше 8 км/с) важную роль играет излучение сжатого слоя газов. Во втором случае скорость обтекания поверхности постоянна, изменения в тепловом потоке и трении вдоль пластины достаточно малы, хотя возможен переход от ламинарного режима течения к турбулентному, сопровождающийся изменениями теплового потока и трения. Решения, полученные для плоской пластины, могут быть приближенно использованы для расчета нагрева боковых поверхностей крыла или корпуса ракеты, лопаток газовых турбин, стенок камеры сгорания, расширяющейся части сопла, а также во всех других случаях с малыми ускорениями потока.
2-2, Течение в окрестности точки торможения Рассмотрим течение в окрестности точки торможения затупленного тела, движущегося в атмосфере с гиперзвуковой скоростью. В этом случае в первом приближении можно считать, что скачок близок к поверхности тела и приблизительно эквидистантен ей (рис.
2-1). Газ, проходя через ударную волну, замедляется и резко меняет свои параметры. Образуется так называемый сжатый (ударный) слой газа с повышенной плотностью. Скорость, давление и температура также изменяются. С физической точки зрения мгновенное скачкообразное изменение параметров при переходе через ударную волну следует рассматривать только как идеализированную схему быстропротекающего процесса непрерывного изменения состояния.
Течение между поверхностью тела и ударной волной дозвуковое, но по мере движения вдоль тела поток вновь разгоняется и по прохождении так называемой звуковой линии становится сверхзвуковым. Заметим, что после перехода через скачок в течение газа вдоль поверхности ~ела редко достигаются первоначальные значения чисел Маха, имевшие место в набегающем гиперзвуковом потоке, однако в отличие от обычных сверхзвуковых течений мы имеем здесь дело с высокотемпературным зв газом. В этом плане течение за ударной волной близко по своим пара- Течение в окрестности точки торы метрам к течениям в различных энергетических установках: МГД-ге!Те раторах, камерах сгорания ракетных двигателей и т.
п. Таким образом, течение в окрестности точки торможения носит слож ный характер: оно бывает как дозвуковым, так н сверхзвуковым, поло жение скачка уплотнения и звуковой линии заранее неизвестны и тре буют специальных численных расчетов. Не останавливаясь на детальной анализе газодинамических аспектов проблемы, приведем лишь некото рые характерные газодинамические параметры, которые помогут най при анализе теплообмена в этой области. Таких параметров два; 1) толщина сжатого слоя газа, характеризуемая расстоянием отход: фронта ударной волны от тела, й; 2) угол 0о между осью тела и радиусом, проведенным в точку пересе чения звуковой линии с контуром тела. При обтекании сферы радиусом /г толщину сжатого слоя приближен но можно оценить с помощью следующей формулы: с!Я=0,66з/(1 — е) где в=1(/е- -1)/(й+1)1+2/((/с+1)М2 ) равен отношению плотносте! газа до н после ударной волны; /б=ср/с„— показатель аднабаты (длу воздуха при нормальных условиях /2 =1,4).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
