Тепловая защита Полежаев Ю.В., Юревич Ф.Б. (1013698), страница 60
Текст из файла (страница 60)
Это связано с существенной неадиабатично- рнс. 10-3. Модели лучистого переноса в сжатом свое. а — прозрачный газ; б — свмопогло. щвющий газ; в — прозрачный с высвечиванием; г — самопоглощающий с высвечиванием. стью поля течения за ударной волной, вызванной «высвечиванием» части энергии движущихся частиц газа (рис. !0-3, в, г). При этом происходит охлаждение сжатого слоя, профиль температуры становится неоднородным, что в свою очередь влияет на интенсивность радиацнонтзз ного теплового потока.
Радиационный тепловой поток П Самопоглощение несерого газа можно учесть, вводя в выражение для радиационного теплового потока эффективную степень черноты газа 1Л, 10-7): сса — — е, аТ',. (10-1) Данные по эффективной степени черноты воздуха в зависимости от температуры, давления и толщины изотермического сжатого слоя 1 представлены в работах 1Л. 4-16, 10-7]. Учет высвечивания газа за ударной волной также можно осуществить достаточно простым методом. Сначала рассмотрим случай прозрачного газа. Без учета высвечивания радиационный тепловой поток к поверхности тела от сжатого слоя толщиной 1 равен: ссл —— Е 112, (10-2) с т, = ~К, (х) с(х< 0,01„0<Х(оо, о где Кх — спектральный объемный коэффициент поглощения, который является физической характеристикой данного газа и зависит от темпе.
ратуры и плотности. На практике столь малые оптические толщины в сжатом слое воздуха достигаются при скоростях полета У (9 км/с, когда влияние излучения только начинает проявляться. Поскольку толщина сжатого слоя при заданной скорости гиперзву. кового полета прямо пропорциональна размеру тела Я (см. гл. 1), то формула (10-2), соответствующая модели прозрачного газа, приводит к линейной зависимости радиационного теплового потока от радиуса кривизны затупленного тела (кривая 1 на рис. 10-4).
Заметим, что сжатый слой перед затупленными моделями, испытываемыми в ударных тру бах и на установках баллистического типа, можно считать прозрачным уже потому, что мала его геометрическая толщина. 19 — 104 где Еа=4КнаТ, определяет лучистую энергию, испускаемую в единицу времени единичным объемом газа при температуре, соответствующей равновесным условиям за прямым скачком уплотнения. Параметр К„ характеризует средний планковский коэффициент поглощения газа. Для заданного состава газа в условиях местного термодинамического и химического равновесия К является функцией локальной плотности и темп пературы. Заметим, кстати, что предположение о прозрачности газа позволяет получить правильные результаты лишь в случае малой оптической толщины сжатого слоя: 'ащита от совместного теплового воздействия Оставаясь в рамках модели прозрачного газового слоя, в некоторых случаях приходится учитывать возможную неадиабатичность излучающего объема, которая связана с выносом части энергии (высвечиванием).
Эффект высвечивания сжатого слоя, приводящий к падению температуры единичного газового объема, тем сильнее будет влиять на радиационный тепловой поток дя, чем выше отношение излучения адиабатического слоя (г)и)ад к полной энергии газового потока: где О,бр у'з — полная кинетическая энергия потока, приходящаяся на единицу площади поверхности тела. При этом радиационный тепловой поток к телу может быть вычислен с помощью простого соотношения Рис. 1а-з. Зависимость рааиаИионного теплевого потока от размеров тела нрн расчете по моделвм излучение рис. 1а-з. 1 — прозрачный газ; У вЂ” самопаглощающий несерый тазг 3— прозрачный газ с учетам высвечивания; а — самопоглощающай иесеаый газ с высвечиванием; 5 — то же с учетом Излучения атомов в линиях.
(10-4) кот /мт мо 20 ОО Вид функции радиационного охлаждения 1'(Г) представлен на рис. 10-5. Численные расчеты показали, что она не зависит от излучательных характеристик газа, более того, 1(Г) оказывается практически одинаковой для различных газовых смесей [Л. 10-19). Важно также отметить, что расчеты для во обоснования универсальности такого пред! ставления фактора радиационного охлаж- дения (высвечивания) проведены для нессво рого самопоглошаюшего газа при изменении 2 произведения толщины сжатого слоя на давление торможения на несколько порядков.
Тем самым показано, что изменение оптической толщины излучающего объема не приводит к нарушению установленной зависимости. й Итак, можно утверждать, что учет песео м 2 РОГО СаМОПОГЛОщЕННя (Крнная 2 На рИС. 10-4) н радиационного высвечивания как прозрачного (кривая 3), так и несерого само- поглощающего газа (кривая 4) приводит к существенному уменыпению радиационного теплового потока к поверхности тела по сравнению с расчетами по формуле (10-2) для прозрачного адиабатического сжатого слоя При этом все указанные эффекты существенно увеличиваются по мере возрастания размеров тела (радиуса кривизны йг). Радиационный тепловой поток ! Задача инженерного расчета прежде всего сводится к достаточно строгому расчету адиабатического радиационного теплового потока, т.
е, интенсивности излучения от сжатого слоя толщиной 1 в предположении постоянства температуры и давления поперек него. Коэффициенты поглощения Кк для воздуха необходимо рассчиты; вать с учетом их спектрального распределения, при этом, как показане( в работе 1Л. 10-1], можно ограничиться ступенчатой аппроксимацией этого распределения с числом ступеней от трех до девяти. Результать( численных расчетов (дн), могут быть затабулированы в виде функциг( от температуры, давления и толщины слоя. Действительное значение радиационного теплового потока будет меньше адиабатического значения (дн)ад в ((Г) раз. В работе (Л. 10-8) приведена зависимость функции 1(Г) от скорости полета к' . Эта зависимость характерна для случая несерого самопоглощающего газа. Отклонение кривых работы 1Л.
10-8) от универсальной кривой (рис. 10-5) достаточно мало, чтобы нм пренебречь в инженерных расчетах. Интересно отметить, что все перечисленные выше эффекты оказыва. ют сильное влияние на зависимость радиационного теплового потока дн от скорости полета. Если расчеты по модели прозрачного сжатого слоя с постоянными параметрами показывали, что радиационный поток дн возрастает пропорционально скорости полета в десятой степени: дн- Р" то согласно последним данным, учитывающим несерое самопо. глошение и радиационное охлаждение, показатель степени при скорости полета лежит между 3 и 5. Результаты численных расчетов зависимости радиационного теплового потока от скорости полета космического аппарата с диаметром лобового щита 4,25 м на высоте Н= =60 км для окрестности точки за торможения описываются (Л.
10-101 зависимостью: О,з йга ~ан Коэффициент сн может быть рассчитан, например, по следующей аппроксимацнонной формуле с = 0*074( Р 1 (Š— 10 3)~'~' Ре I где ро — плотность воздуха иад уровнем моря; и' выражено в км/с. Защита от совместного теплового воздействия До сих пор мы не касались вопроса о спектральном распределении радиационного теплового потока. Однако этот вопрос играет большое значение прн выборе способа тепловой защиты.
К тому же исследования спектров натолкнули на проблему излучения в атомных линиях, которая оказалась важной для суммарного теплового потока. При численных расчетах обычно учитывается непрерывное излучение и излучение в молекулярных полосах высокотемпературного воздуха. Основными механизмами, определяющими сплошное излучение, являются рекомбинация ионов атомарного азота и кислорода (свободно-связанные переходы) и ускорение свободных электронов вблизи ионов и нейтральных атомов (свободно-свободные переходы) . Концентрация молекул в высокотемпературном днссациированном и частично ионизированном воздушном сжатом слое над поверхностью спускаемых аппаратов достаточно мала, и излучением в полосах можно пренебречь.
В относительно холодном пограничном слое на поверхности аппарата будут присутствовать молекулы Оз, 1чз, ХО, однако практически их наличие не оказывает влияния на радиационный тепловой поток в окрестности точки торможения, обусловленный континуальным (сплошным) излучением (излучение в молекулярных полосах инородных компонент и продуктов разрушения может играть существенную роль, этот вопрос будет обсуждаться ниже).
Однако существует еще один механизм излучения, который не учитывался в предыдущих результатах, а именно излучение в линиях атомов, обусловленное сотнями различных связанно-связанных переходов атомарных компонент. Результаты расчетов, проведенных в подтверждение этого явления 1Л. 10-2), 1Л. 10-3), показали, что излучение в линиях атомов в действительности может вносить примерно такой же вклад в радиационный тепловой поток от сжатого слоя, что и континуальное излучение. Более поздние исследования позволили точнее указать область и степень влияния излучения в линиях атомов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
