Экспериментальные данные о температуре обшиики самолетов, вызванной аэродинамическим нагревом

ется температура удлинительной трубы и факела. На рис. 3.37 представлены изотермы факела турбовентиляторного реактивного двигателя самоле1а БОИНГ-707-320В для максимальной тяги 82 кН (8200 кгс) на уровне моря.

Излучение прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) подобно излучению ТРД. Максимальная температура стенок удлинительной трубы лежит в пределах 1600 ... 1800 К. Благодаря высоким степеням сжатия, выхлопные газы ПВРД на высоких скоростях имеют меньшую температуру, чем выхлопные газы ТРД.

Излучение обшивки самолета. При полете самолета со сверхзвуковой скоростью начинает сказываться излучение обшивки самолета, вызванное ее аэродинамическим нагревом. Интенсивность аэродинамического нагрева становится особенно заметной при скоростях, соответствующих М > 2.

В наихудших в отношении нагрева условиях находятся носок фюзеляжа, передние кромки крыла и оперения и лобовые поверхности выступающих частей самолета. В этих точках происходит почти полное торможение сверхзвукового потока и воздух нагревается до температуры

(1 + 0,2 М2). (3.13)

где Го и Мд - соответственно температура и отношение скорости самолета к скорости звука для невозмущенного потока воздуха.

В первом приближении можно считать, что температура острых передних кромок и носка составляет 0,9 от температуры полного торможения Гторм. а температура затупленных кромок и носка - (0,7 ... 0,8) Гторм-

. Плоскость Вент Оляпгвра .Срез сопла.

а>ис. 3.37. Изотермы факела турбовентиляториого реактивного двигателя на уровне моря.

3 38 Графин устаиовившеяся температуры обшивни самолета при различных зиа-исниях коэффициента излучения е.

иа высоте кромка крыла и кромка крыла

Due 3 39 Установившаяся температура за счет аэродинамического нагрева II км 113 6 - поверхность крыла самолета Х-15; 4, 5 - передняя кроы 1Х^ лп кабины самолета ХВ-70А (полет в течение 21 мии); 7 - передняя Kt ямолета Боииг-733 : -поверхность крыла самолета Конкорд , (м - длина волиы соответствующая максимуму плотности излучения.)

Рис. 3.39

Рис. 3.38 , W/k

е

Установившиеся значения .xf*<?

температуры обшивки самолетов с 2/о \ \-1-1-1-1 - 10

различными коэффициентами излучения материала обшивки, ха-ракгеризуются графиками на рис. 3.38. Некоторые экспериментальные данные о температуре обшивки сверхзвуковых американских самолетов приведены в табл. 3.31 и на рис. 3.39, где показана также теоретическая кривая зависимости температуры от числа М [36].

По сообщениям открытой печати, сила излучения в переднюю полусферу американского бомбардировщика В-70 Валькирия (вдоль продольной оси) при скорости полета, соответствующей М = 3. на высоте 30 км равна 4 . 10 Вт/ср.

Аэродинамический нагрев обшивки самолета при его сверхзвуковом полете приводит к тому, что индикатриса излучения самолета теряет свою направленную форму (рис. 3.40).

Баллистические ракеты и искус-ствеииые спутники Земли. Баллистическая ракета в полете представляет мощный источник инфракрасного излучения. Ее корпус нагревается до высокой температуры за счет тепла, выделяемого при работе ракетного двигателя, аэродинамического нагрева и солнечной радиации. На начальном участке полета кратковременным источником излучения является факел раскаленных продуктов сгорания топлива.

За счет работы двигателя корпус ракеты, особенно хвостовая часть.

ШО Ет/ср

Рис. 3.40. Индикатрисы энергетнческо& силы света: а - самолета С-47 с двумя поршневыми двигателями; 6 - бомбардировщика В-66 с двумя турбореактивными двигателями; в - сверхзвукового истребителя F-104 с турбореактивным двигателем.

нагреваются до значительной температуры, так как температура в камере сгорания достигает 2000 ... 3000° С, однако наиболее интенсивный нагрев корпуса происходит вследствие трения о воздух при полете ракеты в плотных слоях атмосферы. Так, известно, что головная часть немецкой баллистической ракеты V-2 при полете в плотных слоях атмосферы со скоростью около БОСО км/ч разогревалась до красного каления, что соответствует температуре около 950° С. Головной конус американской баллистической ракеты Юпитер при движении в плотных слоях атмосферы разогревался до белого каления и был хорошо виден невооруженным глазом [22].

При входе в атмосферу головного конуса баллистической ракеты создается фронт ударной волны, форма которого показана на рис. 3.41. Между фронтом ударной волны и пограничным слоем расположен высокотемпературный слой, в котором воздух интенсивно ионизируется. Этот слой является источником излучения видимых и инфракрасных лучей. При экспериментальных запусках баллистической ракеты Юпитер яркость свечения высокотемпературного ионизированного слоя превышала более чем в 1000 раз яркость планеты Юпитер, находившейся при испытаниях в одном направлении с баллистической ракетой.

Скорости и температуры обшивок ракет при прохождении в плотных слоях атмосферы составляют в среднем: для ракет с дальностью 1600 км - 3500 м/с и 3700 К, для ракет с дальностью 8000 км - 6700 м/с и 7400 К и для ракет ИСЗ с высотой орбиты 480 км - 7600 м/с и 8900 К соответственно.

На рис. 3.42 показана индикатриса излучения обшивки американской баллистической ракеты Редстоун при полете на высоте 20 км со скоростью, соответствующей М = 5 [22]. Подавляющая часть энергии излучения обусловлена аэродинамическим нагревом; доля энергии излучения, обусловленная нагреванием обшивки солнечной радиацией и теплопередачей от дви-

5-10 i Вт/ср

Рнс. 3.41

Рис. 3.42

Рис. 3.41. Источники инфракрасного излучения головного конуса баллистической ракеты при входе его в атмосферу. / - фронт ударной волны; 2 - пограничный слой; 3 - критическая точка; 4 - направление движения конуса; 5 - слой ударной волны; 6 - ионизированный и светящийся воздух, имеющий высокую температуру; 7 - полоса ионизированного газа; S - кильватерный след; 9 - металлическая оболочка; Ю -боевая Часть ракеты; J/- слоистая пластмасса; /2 - асбесто-пластмассовая прослойка.

тоун ** излучения обшивки американской баллистической ракеты *Ред-