Методические указания к расчетно-графическим работам - Теплообмен на поверхности летательных аппаратов (1015575)
Текст из файла
АИЛЩС ТЕРС ТВО ВЫСШЕГО И СРЕДНЕГО СПЕЦИАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ СССР ЫОСКОВСКВИ ОРДЕНА ЛЕНИНА И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОМ РЕВОЛЗПИИ АВИАЦИОННЫИ ИНСТИТУТ имени СЕРГО ОРДЖОНИКИДЗЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ К РАСЧЕТНО-ГРАФИЧЕСКИМ РАБОТАМ «ТЕПЛСОВПН НА ПОВЕРЛНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ" Под редакпией 'доц, В.П. Солнцева 1Для дневной и вечерней йори обучения) Угверидено на заседании редсовега 29 сенгябрн 1986 г.
МОСКВА 1987 А 18 ~075) М 545 УЛК 629.7.02.015.3ю536.25 (075.8) ПРЕЛИС ЛОВИЕ Авторы-составители: В.П. Солнцев, Б.М. Гвлицейский, Г.А. Глебов, Б.М. Калмыков, И.И. Шкарбан, А.Е. Пирогов Методические указаНия к расиетпо-грайнческим рабо~ам "Теплообмен нв поверхности летательных аппаратов" / Авт,-сост.: В.П, Солнцев, Б.М. Галицейскнй, Г.А. Глабов, Б.М. Калмыков, И.И. Шкарбан, А.Е, Пирогов; Под ред. В.П. Солнцева. — Ы.: МАИ, 1987. 47 с., Ил. Рассмотренные н работе методики и алгоритмн поэвоапог рассчитывать. тепловые процессы н влеменгвх конструкций летательных аппаратов нак граФоаналитическнми методами, так и с нспольэованнем ЭВМ. В прилоиении приведены необходимые теплс$нэнческне данные воздуха, таблицы и номограммы вспомогательных параметрон, ~ оторые существенно облегчают студентам ныполненне конкретной расчетно- граФической работы.
Рецензенты: Б.В. Лзюбенко, Б.П, Юлаев © Московский аввацнонный институт, 1987 г. В пннной работе приводагся Методическвз укаэанпя дла студеитоз 1, 6, 11 и 16 Факультетов, выполняющих Раочетно-Гра$вческне работы па курсу "Теплоперепача". Излагаются методы расчета ионвективного теплообмена прп обтекании элементов конструкции летательных аппаратов сверхзвуковым потоком воздуха.
Привозятся методики и алгоритмы Решения конкретных инкенерных запэч: Расчет времени прогрева элементов констРукции соловой установки; определение температуры поверхности летательного аппарата; Расчет теплового потока на лобовой поверхности .летательного аппарата ооесныметричкой Формы; Расчет поля температур в головной части летательного зппа- Рата. Раздел 1 написан В.П. Солнцевым, раздел 2 — Б .Ы. Галицейским, раздел 3 — Г.А . Глебовым, раздел 4 — Б.М. Калмыковым, Раздел 5— И.И.
Шкарбаном, Распек 6 — А Е. Пврогозым. УОЛОНННЕ ОБОж(АЧЕНИЯ д- Р- а рер Яр ° р'ер ер 4- М- е М- р м с~— Л- Б- АйЯ АРе- ра- Ь- Индексы координата вдоль образующей теле; радиус звтуплания теле; давление торможения з рассматриваемом сечении; скорость потока на границе пограничного слоя (скорость внешнего потока); плотыосгь газа по заторможенным параметрам н рассматриваемом сечении; температура торможения газа; давление окружающей среди; число Маха полета; число М в расчетном сечении; скорость звука, коэф(ыциенг температуро- проводности; показатель адиабагы; газовая постоянная; коэффициент дивамической вязкости; коэф(вциент геплоотдачи; удельный тепловой ноток; теплоемкость газа; коэффяциенг геплопРонодзости; степень черноты; критерий Нуссельта; критерий Прандтля; критерий Рейнольдса; КРИТЕРИЙ ФУРЪЕ> критерий Бно.
параметры газа на внешней границе пограничного слоя в рассматриваемОм сечении; параметры газа при температуре стенки; физические параметры материала конструкции. 1. РАСЧЕТ КОНВрК)У)ННОГО Т(й(НОВОГО ПОТОКА В првдлвгаеыых Расчетно-графических работах конвектинннй тепловой поток определяется по форщуле Ньютона )у .«('т - т ). (1.1) гпе м - коэфпициент теплоотдачи; г - температура газа около неохлаждаемой (теплоизолированной, адиабатнойр'поверхности; 7, температура охлаждаемой поверхности.
Расчет конвективного теплообмена сводится к определению коэчбшцнента теплоотпачи. Методика определения м для разных задач конвективного тепло- обмена практически одинакова: 1. Рвосчвтываюгся (или задаются) параметры потока з рассматриваемом сечении — скорость потока и , давление г" , температуРа 7 н др.
2. Определяется режим течвния в пограничном слов (лвминарный или турбулентный). Лля заданного закона Распределения давления н потоке и определенного Режима течения з пограничвом слое выбирается критериальное уравнение, с помощью которого рассчитывается коэффициент тепло- отдачи. В предяагаемэх работах Расспатриэаетсн расчет кснвективиого теплообменв нв повеохноств конуса и з окрестности критической точки звтупленных тел. Принимается,' Жраничннй что передняя кромка элементов летательных аппаратов ввпол- форме осесапв~етрпчного ~~К (сфернческого) затупления.
При полете летательного аппа- — ° й Рата такой формы со сверхззу- Т~ новой скоростью перед ним возникает отсоепиненный скачок уплотнения (рис. 1.1). За скачком уплотнения в критической точке сгорость псРнс. Рн . 1.1 тока рвана нулю, а давление имеет ввкснмальное значевве, равное дазлению торможения р' эа прямнм скачком уплотнения.
По мере удаления от критической точки скорость потока унелачнвается, а давление уменьшается. Нблгэи крнти- ческой гочки на поверхности гела образУэтся лампнарный пограничный слой. При удалении от критической тсчкз с ростом чпсла рей нольдоа ламинарное течение в пограничном слое моиет перейти и турбулентное. Рассмотрим, в соответствии с общей метом~кой опраделензя и Расчет паРаметров потока зпе поГРанпчного слоя в выбранных сечаппях.
Параметры цотока могут быть рассчитаны с пспользозаниеи газодинамических соотношений (1.2) — (1.4), (1.6) - (1.10) или с помощью таблиц Работы (83 , часть которых прпзепепа в прплоыевпп (табл. 3). Нике язлвгвется порядок Расчета параматров потока с попользсваннем газодинамических ссотношенлй для сферической повегхноств в области изменения скорости потока от 0 до сксростп звУка. Расчет па амет ов потока в к втической ~очке Давление Р, в критической точне, равное давлеаие тормоиенпя за прямым скачком уплотнения, определяется пз соотношения Ц ~+ — '=~ — "Г~ ' Г Ри 2 1-у ~1~~ ~г )и- Я-/ ш #ля воздуха ,4 = 1,4 и, соответственно, Р =Р "(те'-Л" ТемператУра воздуха з крпгвчеокой точке Равна теешературе тормокения: (1.2) (1.5) (1.3) Плотность газа определится нз уравнения состоянпя (1А) где Я вЂ” газовая постоянная.
Для воздуха 4' =287 Пч/(кг.К). параметры воздуха для Разных высот полета (Р 7 л пр.) проз ° неданы в таблицах стандартном атносшеры (сн. прслононке) . Граднент скорости в крттичоской точке и = ( Йс-) олово.з ~=о делается пз выракения где и — скорость потока на внешней границе погразлчного слоя; .г - ксордзната вДОЛь ОбРазующей тела (см. Рнс.
1.1); ~~ - Ралиус затупления тела. В случаа сйерпческого нли цилиндрического затуплепия приблыенно =~Я7 Рассмотрим Расчет параметров потока в сечениях. находящихся на расстоянии г ог критической тон~а . На некотором рвсстоннии от првткчестой точки увеличение скорости потока и~ происходит по линейыоыу закону: т/ ° .я,и, (1,8) Приблнкенно мокино считать, что линейный закон изменения скорости имеет место вплоть до критического сечения, в котором скорость потока становится равной скорости звука.
при сферическом загуплении скорость потока достигает скорости звука примерно при р = 45 . Такам образом, при РасЧете параметров по~ока Нэ сфернческсй ПОвеРхностн в сечэнпях, Располокенных макну прзтнческой точкой (,ш = О) з коитнческвм сечением (в = -т,— ), скорость потока определится ш Ею пз (1А). В рассьштриваеиом сечении (1.7) где ,4 - показатель адиабаты, для воздуха ,4 = 1,4; а — скоРость звука в критической точке су,р~ = )/ф д' 7~~ Павленко," , тетшератуРУ ~~ , плотность о УДОбно определять l''к' к с по,;ощью гэзопзнаквческнх таблйц, приведенных в Работе (2~, по найденному значению г'~ илп с использованием соотношений: (1.8) ('у - — гу ~4-~ г -~- У/ (1.9) Ф-/ — Л' л (1.10) Рассчитав параметры потока, можно перейти к определению теплового погона в расслшгриваемых сечениях.
В критической точке л~~ = О, 7 Т и тепловой поток У.="('.л- 7. ). Каэ4йициент теплоотдачи рассчитывается с помашем крнтериального уравнения (1.П) ф~г« й . ~Руле. уи —.)(' — '"'""') гЯ,~ ~ Ю~' Разрешая его относительно лч с учетом соотношений гг = уж и ««лш г«~щ Рг = — — Л вЂ” —, ПОЛУЧавы ~ъл„. Ф г1%г7~Фу~у -Х вЂ” ~~~-) г «е Е с,+ч~ где «г; гл,; гт- неходятся из табл. 1 (см. приложение) по м ' л~е температуре стенка; ~~ — по температуре газа н критической точке; Ргл м У7м При удалении от критической точки изменение параметров дотока зависит ог форин тела, а так как она может быть различной, то н общем случае приходится Рассчитывать геылоной потоК при Праизвольном распределении парзметров по образующей гела.
Произвольное распределение параметров патока встречается при решевни многих технических задач. В этом случае дле определения теплового потока необходимо решать систему уравнений пограничного слоя в частных производных лли проводить экспериыентальные исследования. В настоящее время Разработаны численвые методы расчета о использовением вычислительных машин.
Характеристики
Тип файла PDF
PDF-формат наиболее широко используется для просмотра любого типа файлов на любом устройстве. В него можно сохранить документ, таблицы, презентацию, текст, чертежи, вычисления, графики и всё остальное, что можно показать на экране любого устройства. Именно его лучше всего использовать для печати.
Например, если Вам нужно распечатать чертёж из автокада, Вы сохраните чертёж на флешку, но будет ли автокад в пункте печати? А если будет, то нужная версия с нужными библиотеками? Именно для этого и нужен формат PDF - в нём точно будет показано верно вне зависимости от того, в какой программе создали PDF-файл и есть ли нужная программа для его просмотра.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
