مباحث جذاب مربوط به گرمایش ایرودینامیک

[rohamavation]

گرمایش آیرودینامیکی جسم یک مشکل تو صنعت هوافضا ست . برای پرواز مافوق صوت پایدار، اکثر فلزات معمولی مورد استفاده در هواپیماهای امروزی به سرعت ذوب میشن. بنابراین مواد یا روش‌های جدیدی مورد نیاز ه که بتونه در برابر اثرات دمای بالا مقاومت کنه بر ااس ونچه خوندم گرمایش آیرودینامیکی یک سطح با شروع تلاطم به اوج خود می رسه. ظهور آن به طور قابل ملاحظه ای تنش های برشی را در هوای مجاور سطح افزایمیده، فرآیندی که انرژی جنبشی را به گرما تبدیل می کند.گرمایش آیرودینامیکی ناشی از جریان گاز بر روی یک فضاپیما است. همرفت باعث ایجاد بار گرمایی اضافی به آنچه از طریق اتلاف گرمای سیستم و تشعشعات محیطی رخ میده میشه. در سرعت های مافوق صوت، تاثیر دما به گونه ای است که محدودیت های عملکرد مواد را می توان تحت تاثیر قرار داد.
در آیرودینامیک، سرعت مافوق صوت سرعتی است که از پنج برابر سرعت صوت تجاوز کند، که اغلب در سرعت‌های 5 ماخ و بالاتر شروع می‌شه
سرعت های مافوق صوت هیچ کشش القایی وجود ندارد، . درگ القایی با کشش موج بالابر جایگزین می‌شود، و اتفاقی که می‌افتد این است که آیرودینامیک‌ها استفاده از دو نام متفاوت را برای اثر اساساً یکسان انتخاب می‌کنند: هوا به سمت پایین رانده می‌شود.
طبق معمول وقتی یک پاسخ طولانی پست می کنم،
اول، چرا بال مستقیم فقط در اعداد ماخ بسیار بالا (> 2.0) بهتر کار می کند؟ زیرا در سرعت مافوق صوت پایین تر، یک بال جارو شده عملکرد کلی بهتری را ارائه می دهد. زاویه رفت و برگشت ِ0
باید به اندازه کافی بالا باشد تا لبه اصلی مادون صوت را فراهم کند $\frac{1}{cos\varphi_0}$
). سپس جریان اطراف لبه جلویی مادون صوت است و هنگام شتاب گرفتن در اطراف کانتور بینی، ناحیه مکش ایجاد می کند. این مکش به کاهش درگ کمک می کند - بالاخره همین مکش به همین دلیل است که یک ایرفویل مادون صوت در جریان غیر لزج درگ ندارد.
هنگامی که شما سریعتر از 2 ماخ پرواز می کنید، زاویه جارو برای لبه جلویی مافوق صوت به سرعت برای پرواز زیر صوت قابل قبول بسیار زیاد می شود و یک بال جاروب نشده جایگزین بهتری می شود زیرا باید لبه جلویی مافوق صوت را بپذیرید.
اکنون برای کشیدن ایرفویل با سرعت مافوق صوت. از آنجایی که توضیح آن ساده‌تر است، من یک مقطع لوزی را انتخاب می‌کنم: ایرفویل لوزی در جریان مافوق صوت متقارن
ایرفویل لوزی در جریان مافوق صوت در زاویه حمله صفر (کار خود). علامت مثبت نشان دهنده فشار بیشتر و علامت منفی فشار کمتر از محیط است. با انتخاب یک ایرفویل لوزی شکل، تعیین جریان بسیار آسان است زیرا فشار تنها زمانی تغییر می کند که گرادیان کانتور محلی تغییر کند. دو شوک فشاری در هنگام رسیدن به زمین، بوم صوتی معمولی را ایجاد می کنند. توجه داشته باشید که این ایرفویل در حال حاضر حتی در حالت بالابر صفر فشار را ایجاد می کند. هر ضخامت ایرفویل بیشتر از صفر و هر ایرفویل کمبر باعث این نوع درگ می شود که در آن نواحی رو به جلو فشار بیشتری را مشاهده می کنند و نواحی رو به عقب مکش را تجربه می کنند. به این نوع درگ، کشش موج می گویند. تنها با به حداقل رساندن ضخامت نسبی هر چیزی که قرار است با سرعت مافوق صوت پرواز کند، می توان آن را به حداقل رساند.
هنگامی که زاویه حمله افزایش می یابد، این ایرفویل شروع به ایجاد بالابر می کند. در حال حاضر فشرده سازی توسط شوک رو به جلو پایین تر قوی تر و توسط شوک رو به جلو بالا ضعیف تر می شود. فن انبساط دوباره در هر دو طرف یکسان است، بنابراین نیمه عقب بالایی فشار کمتری نسبت به نیمه عقب پایینی دارد. من سعی کردم این را با مقدار علائم مثبت و منفی نشان دهم: ایرفویل لوزی در جریان مافوق صوت در یک زاویه

توجه داشته باشید که اختلاف فشار روی وتر ثابت است، بنابراین مرکز فشار در 50٪ طول وتر است. همچنین توجه داشته باشید که بردار لیفت عمود بر خط وتر است. از آنجایی که بالابر به عنوان نیروی عمود بر جهت هوای دست نخورده تعریف می شود، بالابر مافوق صوت همیشه دارای یک جزء درگ است که متناسب با زاویه حمله است - هیچ مکشی در دماغه برای کاهش این امر وجود ندارد! کشش موج ایرفویل در زاویه حمله صفر همچنان بالاست، $c_{{DW}_L} = c_L\cdot\alpha$
$c_{{DW}_L} = c_L\cdot\alpha$این به نظر چندان شبیه نیست، بنابراین اجازه دهید زاویه حمله ل را بیان کنیم
با ضریب بالابر تقسیم بر شیب منحنی بالابر:
$c_{{DW}_L} = \frac{c^2_L}{\frac{4}{\sqrt{Ma^2-1}}\cdot\left(1 - \frac{\lambda}{2\cdot AR\cdot\sqrt{Ma^2-1}}\right)}$ می‌شود.
حالا بیایید بال F-104 را که دارای نسبت ابعاد AR است مقایسه کنیم
2.45 و نسبت مخروطی ë از 0.385: اگر پارامترها را وصل کرده و ϵ را تنظیم کنیم
به طوری که هر دو ضرایب پسا وابسته به بالابر فرعی و مافوق صوت موافق هستند، ϵ باید در 1.2 ماخ 0.89، در 1.4 ماخ 0.58 و در 2.0 ماخ 0.31 باشد. افزایش چشمگیر درگ موج بالابر بر روی ماخ ناشی از کاهش شیب منحنی بالابر بر ماخ است.
برای اجسام های باریک شیب منحنی لیفت$c_{L\alpha} = \frac{\pi\cdot AR}{2}$است
و مولفه کشش موج بالابر $c_{{DW}_L} = 2\cdot\frac{c^2_L}{\pi\cdot AR}$ می شود
. برای اجسام باریک مافوق صوت ϵ بدون توجه به ماخ 0.5 است.نتایج مهم از این برای انتخاب بال عبارتند از:
هنگامی که لبه اصلی مافوق صوت باشد، Sweep دیگر کمکی نمی کند.
کشش موج بالابر در جایی که کشش القایی کاهش می یابد ادامه می یابد. بلند کردن همیشه باعث کشش می شود.
برای یک بال مافوق صوت، نسبت ابعاد اهمیت کمی دارد.
اکنون به سوال اصلی برگردیم: هنگامی که لبه اصلی مافوق صوت است، جارو کردن دیگر مفید نیست. اکنون بهترین بال مستقیم است، زیرا برای ایجاد بالابر مورد نیاز در سرعت مادون صوت به کمترین ناحیه بال نیاز دارد. در سرعت مافوق صوت، ناحیه پایین‌تر آن به کشش اصطکاک کمتری تبدیل می‌شود که آن را بهتر از بال‌های دلتا یا جاروب شده مشابه می‌کند.
اصطکاک هوا بعد از چه سرعتی شروع به گرم کردن جسم می کند
اصطکاک هوا شروع به گرم کردن یک جسم با سرعت هایی می کند که به عنوان محدوده "ترانسونیک" شناخته می شود، که معمولاً حدود 0 ماخ شروع می شود. 5 درجه سانتیگراد است.
من درک می کنم که اصطکاک هوا یک جسم را در سرعت های پایین خنک می کند. به عنوان مثال، اگر یک قاشق سوپ داغ را باد کنید، خنک می شود. یا اگر ماهیتابه داغ را در هوا بچرخانید، سریعتر خنک می شود.
اما در سرعت های بالاتر، وضعیت برعکس تغییر می کند. برای مثال، سقوط یک شهاب بر روی زمین را در نظر بگیرید. آنقدر سریع است که تا حدی گرم می شود که به خاکستر تبدیل می شود.
سرعت بحرانی که در آن یک جسم شروع به گرم شدن می کند چقدر است؟
برای مثال یک جسم کروی با شعاع 1 متر را در نظر بگیرید. در صورت نیاز بگذارید چگالی آن 1 گرم بر سانتی متر مکعب باشد. و بگذارید فشار هوا 1 atm باشد. دمای جسم را 400 کلوین و دمای هوا را 300 کلوین فرض کنید. همچنین ثابت گرمای ویژه ماده را 1 cal/(gr.K) فرض کنید. سرعت بحرانی این جسم که پس از آن دمای آن از 500 کلوین بالاتر می رود چقدر است؟
پاسخ جان جواب خوبی است، من فقط می خواستم چند معادله و فکر جمع اضافه کنم. بگذارید از اینجا شروع کنم:
گرمایش واقعاً زمانی مهم است که موج شوک دریافت کنید، یعنی بالاتر از سرعت صوت.
سوال به طور خاص در مورد دمای 200 درجه سانتیگراد می پرسد
افزایش دما در جو این به عنوان گرمایش "قابل توجه" شناخته می شود، و این فرضیه که این فقط در سرعت های مافوق صوت اتفاق می افتد معتبر است، که در اینجا نشان خواهم داد.
هنگامی که چیزی در یک سیال حرکت می کند، گرمایش هم برای جسم و هم هوا اتفاق می افتد. به طور معمول، کل گرمایش خالص Fd است
، نیروی کشش ضربدر مسافت طی شده است. مشکل این است که ما نمی دانیم که شکست بین جسم و هوا چیست. این دوگانگی نسبتاً عجیب است، زیرا در نظر بگیرید که در حرکت حالت ثابت، تمام گرما به هوا می رود. جسم گرم می شود و اگر با همان سرعت به حرکت خود ادامه دهد (مثلاً با سرعت پایانی سقوط کند)، دقیقاً به همان میزانی که توسط هوا گرم می شود توسط هوا خنک می شود.
هنگام در نظر گرفتن مکانیسم های گرمایش دقیق، گرمایش ناشی از اصطکاک لایه مرزی بر روی سطح جسم وجود دارد و تلفاتی از گرداب ها وجود دارد که در نهایت با گرمایش ویسکوز از بین می رود. پس از فکر کردن در مورد آن، باید اعتراف کنم که فکر می‌کنم پیشنهاد جان قانع‌کننده‌ترین پیشنهاد است - اینکه فشردگی خود هوا مهمترین چیز است. از 1 متری
توپ در هوا مشخص شده است، این باید عدد رینولدز نسبتاً بالایی باشد، و اصطکاک پوست نباید به اندازه گرمایش به دلیل رکود در لبه جلویی مهم باشد.
اکنون، مقدار دقیق افزایش فشار در نقطه رکود ممکن است دقیقاً $1/2 \rho v^2$ نباشد
، اما به آن نزدیک است. محاسبات دقیق برای کشیدن باید عدد دقیقی را ارائه دهد، اما من آن را ندارم، بنابراین از آن عبارت استفاده خواهم کرد. ما هوا داریم، در 1atm، با فرض قبلی اندازه کره مهم نیست، من می گویم که هوای محیطی 293K است و چگالی آن $1.3 kg/m^3$است.
. ما باید به این به عنوان یک فشرده سازی آدیاباتیک یک گاز دیاتومیک نگاه کنیم که به این صورت است:
$\frac{T_2}{T_1} = \left( \frac{P_2}{P_1} \right)^{\frac{\gamma-1}{\gamma}}$
$\gamma=\frac{7}{5}$
از بیان فشار رکود استفاده کنید تا به دست آورید:
$\frac{P_2}{P_1} = \frac{P1+\frac{1}{2} \rho v^2}{P1} = 1+\frac{1}{2} \rho v^2 / P1$
اینها را کنار هم بگذارید تا به دست آورید:
$\frac{T_2}{T_1} = \left( 1+\frac{1}{2} \rho v^2 / P1 \right)^{2/7}$
اکنون، نیاز ما این است که $T2/T1\approx (293+200)/293 \approx 1.7$
. من این را در عبارت بالا با وصل کردن سرعت حدود 2000 مایل در ساعت دریافت می کنم
. با این حال، در آن نقطه، ممکن است به دلیل جریان مافوق صوت، فیزیک پیچیده تری وجود داشته باشد. برای توضیح بیشتر، فرآیند فشرده سازی در سرعت های مافوق صوت ممکن است انرژی بیشتری نسبت به فشرده سازی آدیاباتیک ایده آل هدر دهد. من در جریان مافوق صوت متخصص نیستم، و می توان گفت که محاسبات در اینجا جریان مافوق صوت را فرض کرده اند، و نتیجه نشان می دهد که این یک فرض منطقی نیست.
، می‌توانیم TAT (دمای کل هوا) را که دمایی است که در نقطه سکون 1 به دست می‌آید، از SAT (دمای استاتیک هوا) و عدد ماخ محاسبه کنیم:
$\frac{\text{TAT}}{\text{SAT}} = 1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2 = 1 + \frac{1}{5} M^2$
نمودار حاصل از TAT در مقابل عدد ماخ در SAT 56.5- درجه سانتیگراد (ISA tropopause) در زیر نشان داده شده است:
همانطور که می بینید، یک هواپیمای زیرصوت (من 0.85 ماخ را فرض کردم) همچنان دمای زیر صفر را تجربه خواهد کرد. با این حال کنکورد با سرعت 2.02 ماخ به دمای حدود 120 درجه سانتی گراد می رسید. این قبلاً به حد مجاز نزدیک شده بود:
حداکثر دمای کل (TMO): 127 درجه سانتیگراد (در دماغه)
چه مقدار گرمایش آیرودینامیکی می توانیم بدون خروج از جو ایجاد کنیم؟
به نظر می رسد این سوال در مورد مهندسی باشد، که کاربرد دانش علمی برای ایجاد راه حلی برای حل یک مشکل خاص است.
هنگامی که یک جسم از سرعت صوت در هوا فراتر می رود، به دلیل فشرده شدن هوای جلوی جسم، گرم می شود. این را می توان برای مثال در طول پروازهای مافوق صوت و در هنگام ورود مجدد جوی مشاهده کرد.

فضاپیماها عمدتاً تا سرعت مداری خارج از جو شتاب می گیرند، به همین دلیل است که در هنگام ورود مجدد گرم می شوند اما در هنگام بلند شدن گرم نمی شوند.
به استثنای اجسامی که شتاب گرفته اند یا نیروی رانش در خارج از جو دریافت کرده اند، بیشترین گرمایش آیرودینامیکی به دست آمده چه بوده است؟ و چقدر می توانیم به طور عملی به دست آوریم؟
شما باید در مورد سوال خود دقیق تر باشید: شما می توانید به بهای گرمایش کلی بالاتر به دمای اوج بالا یا پیک های پایین تر برسید. به طور معمول، لبه های رو به جلو هواپیمای مافوق صوت نشان می دهد که در اینجا گرمایش کلی کم مورد نظر است. با این حال، نوک‌های بی‌نقص سفینه‌های مافوق صوت نشان می‌دهد که اولویت برای بارهای اوج کمتر است.
فرمول دمای راکد نشانی از حداکثر دمای ممکن است که با مجذور سرعت هوا رشد می کند. اساساً انرژی جنبشی جریان به انرژی پتانسیل (فشار) تبدیل می شود که با افزایش دما همراه است. اگر هوا بیش از تقریباً گرم شود. 2000 K (PDF!)، افزودن انرژی بیشتر منجر به تفکیک گاز با افزایش حرارت بیشتر می شود. بیش از حدود 8000 کلوین، نیتروژن به آن می پیوندد و اکنون بیشتر انرژی به فرآیند تفکیک و گرمایش گاز می رود.
در زیر سطحی که تفکیک شروع می شود، افزایش دمای آدیاباتیک ؤT به دلیل کاهش سرعت از یک سرعت v به صفر است:
$∆T = \frac{v^2}{2\cdot c_p}$که در آن cp گرمای ویژه در فشار ثابت است (واحد $\frac{J}{kg\cdot K} = \frac{m^2}{s^2\cdot K}$
). توجه داشته باشید که این در حال حاضر با سرعت زیر صوت اتفاق می افتد! اگر فقط به درجه حرارت اوج علاقه دارید، در جوی که دمای ساکن می تواند تا 1700 درجه سانتیگراد برسد، بسته به فعالیت خورشیدی شروع کنید و تا جایی که مواد شما اجازه می دهند سریع بروید.
با حداکثر بار گرمایی، همه چیز پیچیده تر می شود. مقدار حرارت Q که به وسیله نقلیه ما منتقل می شود به افزایش دما و همچنین به چگالی هوا بستگی دارد.
و سرعت جریان:
$Q = v\cdot\rho\cdot c_p\cdot∆T$
هوای متراکم حاوی انرژی گرمایی بیشتری است، بنابراین تناسب با چگالی باید منطقی باشد. اما چرا سرعت؟ اگر هوای گرم با سرعت بیشتری دوباره پر شود، گرمای بیشتری را می توان در واحد زمان به سطح خودرو منتقل کرد. اکنون یک جریان گرمایی داریم که با مکعب سرعت جریان رشد می کند، اما این همه ماجرا نیست. ما هنوز باید درک کنیم که چگالی چگونه تحت تأثیر قرار می گیرد. هنگامی که هوا گرم می شود، چگالی کاهش می یابد، اما جریان در قسمت های رو به جلو خودرو نیز فشرده می شود، بنابراین چگالی در پایان افزایش می یابد:
$\frac{\rho}{\rho_{\infty}} = \left(1 + \frac{\kappa}{2}\cdot Ma^2\cdot c_p\right)^{\frac{1}{\kappa}}$
با ê به عنوان نسبت گرمای ویژه و Ma
عدد ماخ جریان اکنون همه چیز به هم ریخته است زیرا همه پارامترها با دما تغییر خواهند کرد، بنابراین اجازه دهید به گزارش NACA 1381 که گرم کردن مجدد کره ها را پوشش می دهد، کوتاه بیاورم. در اینجا سرعت انتقال حرارت متناسب با مکعب سرعت است، بنابراین پرواز سریعتر در فشار دینامیکی ثابت باعث افزایش درجه دوم دمای هوای اطراف و افزایش سرعت انتقال حرارت با مکعب سرعت به دلیل همرفت می شود.شناخته شده ترین نمونه گرمایش آیرودینامیکی Concorde است که با سرعت 2 ماخ و بالاتر از آن پرواز کرد. اگرچه این هواپیما مطمئناً سریعترین هواپیمای ساخته شده نیست، ترکیبی از اصطکاک پوستی (و بنابراین درگ)، مشخصات آیرودینامیکی و موارد دیگر عوامل، به این معنی است که دمای بیرونی آن در طول پرواز به قدری افزایش می‌یابد که خود هواپیما به گونه‌ای طراحی شده بود که چندین اینچ از انبساط را در هنگام حضور در هوا، تا یک فوت کامل نشان دهد. (شایان ذکر است که این تنها حدود 5 درصد از طول کامل کنکورد است)
آیا گرمایش آیرودینامیکی دیوار به مواد خود دیوار بستگی دارد؟
$(dT/dy)_{y=0}$
به عنوان گرادیان دما در دیوار تعریف شود. سپس نرخ گرمایش آیرودینامیکی (انرژی در ثانیه در واحد سطح) در دیوار با استفاده از:
$q_{w} = -k\left(\frac{dT}{dy} \right)_{y = 0}$
که در آن k رسانایی گرمایی گاز است و علامت منفی نشان می دهد که گرما از یک منطقه گرم به یک منطقه سردتر در جهت مخالف گرادیان دما هدایت می شود. توجه می کنیم که k یک ویژگی فیزیکی سیال است و تابعی از دما است.این فقط شار گرما و گرادیان دما در سمت هوای چاه را توصیف می کند. همچنین رسانایی گرما در سمت جامد دیوار رخ می دهد (و معادله مشابهی را می توان برای آن نوشت)، و شار گرما و دما باید در سطح مشترک مطابقت داشته باشند (یعنی پیوسته باشند).
رابطه بین سرعت هوا و گرمای تولید شده در درگ ثابت چیست؟
من سرعت بالاتر و درگ بیشتر به معنای فشرده سازی آدیاباتیک بالاتر است که منجر به گرم شدن هوا و در نتیجه هواپیما می شود. X-15 برای جلوگیری از گرمای بیش از حد نیاز به پوشش فرسایشی داشت. در ورود مجدد وسایل نقلیه فضایی، محافظ حرارتی بحرانی ترین مشکل است. این کاملاً قابل درک است زیرا سرعت بالاتر با تراکم هوای ثابت یا در حال رشد به معنای کشش بیشتر است - و این منجر به سرعت بالاتر می شود.من می خواهم بدانم این ارزش ها چگونه به هم مرتبط هستند.
[برای این سوال، از مسائل راندمان موتور غافل شویم. ما یک موتور موشک جادویی دارم که هیچ وزنی ندارد و برای تولید نیروی رانش نیازی به هوا و سوخت ندارد. این فقط یک سوال آیرودینامیک است.
در فشار معین، کشش مستقیماً با بالابر متناسب است (هر دو نسبت درجه دوم با سرعت هوا و خطی با چگالی هوا هستند). این بدان معناست که سرعت هوای بیشتر باعث افزایش ارتفاع، کاهش چگالی هوا و در نتیجه کاهش نیروی کشش تا زمانی که نیروی برآمدگی و گرانش یکسان شود، می‌شود.
بیایید چنین پروازی را حفظ کنیم: ما دائما در حال شتاب (آهسته) هستیم. و بالا رفتن با چنین سرعتی که بالابر ثابت می ماند و با گرانش یکنواخت می شود (منهای یک دلتا حداقل برای حفظ صعود). افزایش بالابر ناشی از افزایش سرعت هوا با کاهش تراکم هوا با بالا رفتن کشتی جبران می شود.
با بالا بردن ثابت، و کشیدن مستقیماً متناسب با لیفت، کشیدن نیز ثابت می ماند.
با حفظ کشش ثابت از طریق صعود مانند آن، چگالی هوا با مربع سرعت هوا نسبت معکوس دارد.
با این حال، ایجاد گرما در این شرایط چگونه رفتار می کند؟شما تمایل دارید که کارها را با فرض یک موتور موشک بدون وزن ساده کنید، بنابراین من یک وسیله نقلیه بدون وزن را دنبال می کنم که فقط برای غلبه بر مقاومت آیرودینامیکی نیروی کشش ایجاد می کند.
این مقاومت دارای دو بخش است: یکی تراکم آدیاباتیک هنگامی که هوای جلوتر از وسیله نقلیه نزدیک فشرده می شود و دومی اصطکاک است. اصطکاک در ضربه های قوی و در لایه ای با تنش برشی بالا در اطراف وسیله نقلیه که لایه مرزی نامیده می شود خود را نشان می دهد. بیایید از دیگر منابع گرمایی مانند تابش خورشیدی که با افزایش ارتفاع شدیدتر می شود غافل شویم.
اگر به تغییرات کوچک نگاه کنیم، افزایش دمای آدیاباتیک ΔT در اثر کاهش سرعت v به صفر برابر است با:
$∆T = \frac{v^2}{2\cdot c_p}$
جایی که $c_p$ گرمای ویژه در فشار ثابت است ($\frac{J}{kg\cdot K} = \frac{m^2}{s^2\cdot K}$
). مقدار گرمای Q که به وسیله نقلیه ما منتقل می شود به این افزایش دما و همچنین به چگالی هوا بستگی دارد.
و سرعت جریان$Q = v\cdot\rho\cdot c_p\cdot∆T$
هوای متراکم حاوی انرژی گرمایی بیشتری است، بنابراین تناسب با چگالی باید منطقی باشد. اما چرا سرعت؟ اگر هوای گرم با سرعت بیشتری دوباره پر شود، گرمای بیشتری را می توان در واحد زمان به سطح خودرو منتقل کرد. اکنون یک جریان گرمایی داریم که با مکعب سرعت جریان رشد می کند، اما این همه ماجرا نیست. ما هنوز باید درک کنیم که چگالی چگونه تحت تأثیر قرار می گیرد. هنگامی که هوا گرم می شود، چگالی کاهش می یابد، اما جریان در قسمت های رو به جلو خودرو نیز فشرده می شود، بنابراین چگالی در پایان افزایش می یابد:
$\frac{\rho}{\rho_{\infty}} = \left(1 + \frac{\kappa}{2}\cdot Ma^2\cdot c_p\right)^{\frac{1}{\kappa}}$با κ
به عنوان نسبت گرمای ویژه و Ma
عدد ماخ جریان اکنون همه چیز به هم ریخته است زیرا همه پارامترها با دما تغییر خواهند کرد، بنابراین اجازه دهیدب در اینجا سرعت انتقال حرارت متناسب با مکعب سرعت است، بنابراین پرواز سریعتر در فشار دینامیکی ثابت باعث افزایش درجه دوم دمای هوای اطراف و افزایش سرعت انتقال حرارت با مکعب سرعت به دلیل همرفت می شود.

[rohamavation]

چرا هوای متحرک سردتر می شود؟من در کلاس دینامیک سیالات محاسباتی پیشرفته شرکت می کنم و سوال زیر را داشتم. قرار بود مستقیماً از استادم بپرسم، اما به نظر می رسد یک سوال احمقانه با یک پاسخ ساده، بنابراین فکر کردم از ترس خجالت جدا گانه و دور از بچه ها بپرسم و اینجا هم شانس خود را امتحان کنم.
هنگامی که هوا از طریق یک لوله جریان می یابد، آنتالپی رکود آن تغییر نمی کند. برای یک گاز کامل از نظر کالری، آنتالپی به طور خطی با دما تغییر می کند.
$h_0 = \text{constant}= h + \frac12u^2$
$h = c_pT$
بیایید به هوا نگاه کنیم. هوا در فشار ثابت$1000\ \mathrm{\frac{J}{kg\cdot K}}$ گرمای ویژه دارد
. دمای هوای اتاق حدود 300 کلوین است
. سرعت باد معمولاً کمتر از $15\ \mathrm{\frac{m}{s}}$ است
.با بازنویسی معادلات خود می توانیم بگوییم:$c_p T_0 = c_pT + \frac12u^2$و$1000\ \mathrm{\frac{J}{kg \cdot K}} \cdot 300 \text{ K} = 1000\ \mathrm{\frac{J}{kg \cdot K}} \cdot T + \frac12(15\ \mathrm{\frac{m}{s}})^2$
$300000 \frac{J}{kg} = 1000T\ \mathrm{\frac{J}{kg}} + 112.5\ \mathrm{\frac{J}{kg}}$
$T = 299.9 \text{ K}$
بنابراین، سرعت باد متوسط اصلاً دما را تغییر نمی دهد. پس چرا هوای متحرک بیرون به طور قابل توجهی سردتر از هوای راکد است؟
حرکت سریع‌تر هوا از فن، هوای گرم‌تری را که در تماس مستقیم با پوست ما است، جابه‌جا می‌کند. این امر سرعت انتقال حرارت همرفتی را افزایش می دهد، به این معنی که ما احساس خنکی می کنیم. رطوبت به شکل عرق روی پوست ما نیز در حضور هوای سریع با سرعت بیشتری تبخیر می شود
اگر دما فقط میانگین انرژی جنبشی ذرات است، چرا هوای متحرک سردتر به جای گرمتر احساس می شود؟فقط تا اثر همرفت خاص محدود شده است. وقتی جلوه های همرفت متوقف می شود، تصور کنید با سرعت 300 متر در ثانیه حرکت می کنید. دستیابی به این سرعت چندان دشوار نیست. هوای اطراف شروع به "گرم کردن" شما می کند.
در مرز بین سرعت صوت C=330m/s و سرعت جنبشی V=1000 m/s هوا (با فرمول نظریه جنبشی$V = \sqrt{2 kT/m}$بدن شما هیچ سنسوری ندارد که بتواند مستقیماً دمای هوا را اندازه گیری کند - تنها چیزی که می توانید حس کنید، دما (و تغییر نسبی آن) در پوست شما است.
این ممکن است فنی به نظر برسد - هرچه باشد، یک دماسنج استاندارد نیز نه دمای هوا، بلکه دمای دماسنج را اندازه گیری می کند - اما یک تفاوت اساسی وجود دارد زیرا انتظار می رود دماسنج با دمای بیرون مطابقت داشته باشد و بدن شما مطابقت ندارد.
علاوه بر این، بدن شما به طور مداوم گرما را از طریق پوست شما می ریزد. و از آنجایی که این یک عملکرد مهم بدن است (اگر نتواند این کار را انجام دهد می میرید)، "حسگرهای گرما" ما برای تخمین سرعت از دست دادن گرما و اینکه آیا این میزان نیاز به تغییر دارد بسیار خوب هستند. از طریق تنظیم تعریق یا انقباض عروق خونی.
بنابراین آنچه شما به طور موثر از طریق "احساس دما" خود اندازه گیری می کنید، دما نیست، بلکه میزان از دست دادن گرما از طریق پوست شما است. همه چیزهای دیگر برابر هستند، با دما همبستگی دارد زیرا در محیط سردتر گرمای بیشتری نسبت به محیط گرمتر از دست می دهید. اما به محض اینکه هر چیزی به طور قابل توجهی هدایت گرمایی معمول را از پوست شما افزایش دهد، مانند تفاوت بین هوای ساکن و متحرک، یا تفاوت بین لمس کردن چوب یا فلز در همان دما - باعث ایجاد احساس اغراق آمیز دما می شود. هوای سرد در حال حرکت سردتر از هوای سرد خواهد بود. هوای گرم متحرک گرمتر از هوای گرم است. فلز سرد بسیار سردتر از چوب سرد و فلز داغ بسیار گرمتر از چوب داغ احساس می شود - همه اینها به این دلیل است که شما دمای هوا یا چیزهایی را که لمس می کنید احساس نمی کنید، فقط تأثیر آنها را بر دمای داخلی بدن خود احساس می کنید. پوست. دمای شما در حال افزایش خواهد بود.
با سرعت بیش از Vذرات هوا به شما برخورد می‌کنند، سپس با سرعت بیشتری منعکس می‌شوند و باعث می‌شوند حتی بیشتر گرم شوید. دمای شما تا جایی افزایش می‌یابد که شروع به درخشیدن می‌کنید و تابش ساطع می‌کنید تا خود را خنک کنید. شما تبدیل به یک شهاب سنگ خواهید شد.
پاسخ های زیادی وجود دارد که از نظر فیزیکی درست هستند. توضیح کامل با این حال کمی پیچیده تر است، زیرا فقط یک چیز فیزیک نیست.
شما نه سرما را به خودی خود احساس می کنید و نه انتقال گرما را احساس می کنید
در شرایط عادی، به دلیل توضیحاتی که در پاسخ متفاوت داده شده است، پوست گرمتر از آستانه است: یک لایه عایق نازک از هوا وجود دارد که کمی گرمتر است (و همچنین، هوا به هر حال در جذب گرما خیلی خوب نیست). اگر غلظت اطراف بالا باشد (که همینطور است) عرق نیز به خوبی تبخیر نمی شود. جریان خون گرمای جدید را به آرامی اما پیوسته (بیشتر) ارائه می کند و محیط فقط مقدار زیادی از آن را جذب می کند که منجر به تعادل در محدوده طبیعی "بی تفاوت" می شود.
هوای متحرک ("باد") تمام موارد فوق را از بین می برد. لایه عایق محافظ را مختل می کند، هوای جدید (معمولا، اما نه لزوماً کمی سردتر) وارد می کند، بنابراین گرادیان کمی بزرگتر است (اتلاف گرما متناسب با سطح، عامل ماده و گرادیان دما است!)، و آن هوا. احتمالاً (نه لزوما!) در آب نیز کمتر اشباع شده است.
به عبارت دیگر، باد در واقع خنک کننده است (تا زمانی که دمای هوا کمتر از دمای چیزی است که باید خنک شود). هه، تعجب می کنم که چرا کامپیوترها طرفداران دارند. همچنین، باید تعجب کنید که چرا وقتی حوله را به جای سردتر می‌چرخانید، در سونا گرم‌تر می‌شود (حداقل ظاهرا!). این همان چیزی است، فقط برعکس.
باد همچنین به ندرت یک جریان ثابت و آرام است، بلکه یک جریان متغیر، ناپایدار و آشفته است. این ممکن است به خوبی باعث شود که تحمل گیرنده بسیار کندتر از حد معمول باشد (گیرنده نسبت به تغییرات بسیار حساس تر است و گیرنده های مختلف در لحظات مختلف تحریک می شوند).
بنابراین، دمای پوست به زیر آستانه می‌رسد و نورون شروع به شلیک می‌کند. در بعضی مواقع، بدتر نمی‌شود، یعنی زمانی که به آستانه پایین‌تر می‌رسد (20 درجه سانتی‌گراد بسیار سرد است - به نظر نمی‌رسد، اما در نظر بگیرید که دمای هوای اطراف نیست، دمای بافت زنده است!) .
در نهایت، اگر دما به اندازه کافی پایین باشد و هنوز حیاتی در درون وجود داشته باشد، گیرنده‌های نوزی (ساطع کننده درد) وارد می‌شوند و کنترل می‌شوند، به همین دلیل است که سرمای شدید می‌تواند (اما اگر اندام بی‌حس باشد نیازی نیست) به همان اندازه گرما دردناک باشد در حالی که شما این کار را نمی‌کنید. در واقع دیگر احساس سرما می کنید، فقط درد. این یکی از دلایلی است (که دلیل دیگر جریان خون مجدد است) که گرم کردن مجدد بدن نیز می تواند بسیار دردناک باشد.
استناد کنیدن ممکن است فنی به نظر برسد - هرچه باشد، یک دماسنج استاندارد نیز نه دمای هوا، بلکه دمای دماسنج را اندازه گیری می کند - اما یک تفاوت اساسی وجود دارد زیرا انتظار می رود دماسنج با دمای بیرون مطابقت داشته باشد و بدن شما مطابقت ندارد.
علاوه بر این، بدن شما به طور مداوم گرما را از طریق پوست شما می ریزد. و از آنجایی که این یک عملکرد مهم بدن است (اگر نتواند این کار را انجام دهد می میرید)، "حسگرهای گرما" ما برای تخمین سرعت از دست دادن گرما و اینکه آیا این میزان نیاز به تغییر دارد بسیار خوب هستند. از طریق تنظیم تعریق یا انقباض عروق خونی.
بنابراین آنچه شما به طور موثر از طریق "احساس دما" خود اندازه گیری می کنید، دما نیست، بلکه میزان از دست دادن گرما از طریق پوست شما است. همه چیزهای دیگر برابر هستند، با دما همبستگی دارد زیرا در محیط سردتر گرمای بیشتری نسبت به محیط گرمتر از دست می دهید. اما به محض اینکه هر چیزی به طور قابل توجهی هدایت گرمایی معمول را از پوست شما افزایش دهد، مانند تفاوت بین هوای ساکن و متحرک، یا تفاوت بین لمس کردن چوب یا فلز در همان دما - باعث ایجاد احساس اغراق آمیز دما می شود. هوای سرد در حال حرکت سردتر از هوای سرد خواهد بود. هوای گرم متحرک گرمتر از هوای گرم است. فلز سرد بسیار سردتر از چوب سرد و فلز داغ بسیار گرمتر از چوب داغ احساس می شود - همه اینها به این دلیل است که شما دمای هوا یا چیزهایی را که لمس می کنید احساس نمی کنید، فقط تأثیر آنها را بر دمای داخلی بدن خود احساس می کنید. پوست.
چرا یک پنکه باعث می شود در اتاق سرد به جای گرمتر احساس سردی کنیم؟
در یک اتاق دربسته سرد بمانید، پنکه ای را که به سمت شما هدایت می شود روشن کنید، این کار باعث می شود به جای گرم شدن بیشتر احساس سرما کنید. چرا؟
در اینجا تعریف گرمارا آوردم
ماده در اشکال مختلف فیزیکی - جامدات، مایعات و گازها وجود دارد. تمام مواد از ذرات ریزی به نام اتم، مولکول و یون ساخته شده اند. این ذرات ریز همیشه در حرکت هستند – یا به یکدیگر برخورد می کنند یا به جلو و عقب می ارتعاند. این حرکت ذرات است که شکلی از انرژی به نام انرژی گرمایی (یا گرمایی) ایجاد می کند که در همه مواد وجود دارد ...
بنابراین قبل از روشن کردن فن، مولکول های هوا نسبتا ساکن هستند و حرکت زیادی ندارند. بعد از روشن کردن فن خیلی سریعتر حرکت می کنند بنابراین حرکت ذرات بیشتر می شود و باید گرما ایجاد کند اما چرا وقتی جلوی پنکه می ایستیم گرما را روی بدن و پوست خود احساس نمی کنیم؟ (حداقل در تجربه من)اول از همه، این یک تعریف از گرما نیست. گرما تنها به دلیل اختلاف دما انتقال انرژی است. آنچه در پست شما توضیح داده شده است بیشتر شبیه تعریفی از انرژی داخلی (انرژی جنبشی و پتانسیل در سطح میکروسکوپی) است.
دلیل اینکه با روشن بودن فن احساس سردی می کنید این است که حرکت هوا بر روی پوست باعث افزایش سرعت انتقال حرارت از پوست شما با افزایش ضریب انتقال حرارت همرفتی می شود. معادله مربوطه قانون سرمایش نیوتن است
$\dot Q=hA(T_{s}-T_{∞})$
جایی که Q˙
نرخ انتقال حرارت، Ts دمای پوست، T∞ دمای هوای توده هوا از پوست، A سطح مقطع پوست و h ضریب انتقال حرارت همرفتی است. هرچه هوا سریعتر حرکت کند h بزرگتر است
یعنی همه چیزهای دیگر برابر هستند. در واقع، حرکت هوا، هوای نزدیک به پوست را مجبور می‌کند تا گرما را دور کند و راندمان انتقال حرارت از پوست به هوا را افزایش می‌دهد.
احتمالاً نام "عامل سرماخوردگی باد" را شنیده اید. برای یک دمای هوا، باد باعث افزایش اتلاف گرما از پوست می شود و هوا سردتر از زمانی است که باد وجود ندارد.
به خاطر داشته باشید که فن "گرما" ایجاد نمی کند. گرما انتقال انرژی ناشی از اختلاف دما است. من فکر می‌کنم آنچه شما واقعاً می‌پرسید این است که آیا فن می‌تواند دمای مولکول‌های هوا را افزایش دهد، زیرا فن سرعت مولکول‌های هوا را افزایش می‌دهد. این امکان وجود دارد که فن بتواند کمی، اما نه به طور قابل اندازه گیری، دمای هوا را با "به هم زدن" مولکول های هوا افزایش دهد، زیرا دمای هوا معیاری از میانگین انرژی جنبشی انتقالی مولکول های هوا است. اما فن موتور کویل که هنگام کار موتور داغ می شود، احتمالاً تأثیر بیشتری بر دمای هوا خواهد داشت.
امیدوارم این کمک کن
چرا سفینه های فضایی هنگام ورود به زمین گرم می شوند اما در هنگام خروج گرم نمی شوند؟اخیرا در مورد فضاپیماهایی که با استفاده از سپر حرارتی وارد زمین می شوند مطالبی را مطالعه کردم. با این حال، هنگام خروج از جو زمین، گرم نمی شود، بنابراین هنوز در آن نقطه از زمان نیازی به سپر حرارتی ندارد. چرا اینطور است؟ من می دانم که پس از ورود به زمین، فضاپیما به دلیل نیروهای مختلف مانند گرانش، کشش و اصطکاک وارد بر آن گرم می شود و در نتیجه باعث گرم شدن آن می شود. به همین دلیل است که فضاپیمایی که وارد جو زمین می شود به یک سپر حرارتی نیاز دارد. چرا یک فضاپیمای در حال خروج نیز این را تجربه نمی کند؟ بچه های هوپا از هر گونه کمکی قدردانی خواهد شد.نظر خودم گرمایش آیرودینامیکی به چگالی جو و سرعت حرکت شما در آن بستگی دارد. هوای متراکم و سرعت بالا به معنای گرمایش بیشتر است. هنگامی که موشک پرتاب می شود، از سرعت صفر در آن قسمت از جو که متراکم ترین است شروع می شود و به تدریج به هوای کم چگال شتاب می گیرد. بنابراین در طول پروفیل پرتاب مقدار گرمایش اتمسفر کم است. پس از ورود مجدد، در حال نزول به اتمسفر است که نه با سرعت صفر، بلکه با سرعت مداری خود شروع می شود، و همانطور که به سمت زمین می افتد، با کاهش شعاع مدارش سرعت خود را افزایش می دهد. زمانی که به هوای متراکم وارد می شود که باعث گرم شدن شود، با سرعت فوق العاده ای حرکت می کند و بسیار بسیار گرم می شود.اخیرا در مورد فضاپیماهایی که با استفاده از سپر حرارتی وارد زمین می شوند مطالبی را مطالعه کردم. با این حال، هنگام خروج از جو زمین، گرم نمی شود، بنابراین نیازی به سپر حرارتی ندارد. چرا اینطور است؟
یک فضاپیما در حال پرتاب گرم می شود، نه به اندازه ای که هنگام ورود مجدد گرم می شود. و به همین دلیل گرم می شود - کشش اتمسفر، که شامل فشرده سازی هوای آدیاباتیک و اصطکاک اتمسفر است. تفاوت اصلی بین پرتاب و ورود مجدد در این است که آنها دو پروفایل پرواز متفاوت هستند که برای بهینه سازی متغیر درگ (کشش کمتر هنگام پرتاب، کشیدن بیشتر در هنگام ورود مجدد) طراحی شده اند. (این یک بیانیه ساده برای پاسخگویی به سؤال OP در مورد گرمایش وسیله نقلیه است - پرتاب موشک واقعی و دینامیک ورود مجدد بهینه سازی های چند متغیره است.)
هنگام پرتاب، موشک بخش اولیه پرواز را صرف تلاش برای دستیابی به ارتفاع برای رفتن به اتمسفر فوقانی می کند که در آن هوا چگالی کمتری دارد. سپس به یک رژیم سرعت جانبی تبدیل می شود تا سرعت جانبی لازم را برای بدست آوردن مدار بدست آورد. پروفیل موشک در تلاش است تا نیروی کشش را به حداقل برساند زیرا باعث هدر رفتن سوخت می شود. کشش کمتر = گرمایش کمتر.
. می بینید که در لحظات اولیه پرتاب، موشک نسبت به ارتفاع خود زیاد به سمت پایین حرکت نمی کند. در بخش های بعدی پرواز است که وقتی از قسمت متراکم و پایین جو خارج شد شروع به حرکت جانبی می کند. شما حتی می توانید ببینید که حداکثر نیروهای آیرودینامیکی، Max-Q (درگ)، در جو بسیار کم تجربه می شود، بیشتر به دلیل چگالی هوا.

من می دانم که پس از ورود به زمین، فضاپیما به دلیل نیروهای مختلف مانند گرانش و کشش و اصطکاک وارد بر آن گرم می شود و در نتیجه باعث گرم شدن آن می شود.
هنگام ورود مجدد، نمایه پرواز بهینه شده است تا در عین حال سطح کاهش سرعت و بار حرارتی قابل دوام را حفظ کند. آنها این کار را به این دلیل انجام می دهند که وسیله نقلیه باید سرعت مداری خود را کاهش دهد (در حدود 16000 مایل در ساعت) و ارزان ترین راه برای انجام این کار این است که اجازه دهید کشش اتمسفر سرعت شما را کاهش دهد. به این روش ترمز هوا گفته می شود. از آنجایی که آنها مشخصات پرواز را طوری طراحی کرده اند که نیروی کشش بیشتری ایجاد کند (در مقایسه با پرتاب) و به دلیل سرعتی که در جو نفوذ می کند، گرمای بسیار بیشتری را نسبت به هنگام پرتاب تجربه می کند. کشش بیشتر، سرعت بیشتر = گرمایش بیشتر.
گرمای تولید شده صرفاً از پایستگی انرژی حاصل می شود. سرعت وسیله نقلیه به عنوان گرما از طریق فرسایش (سپر ورود مجدد)، فشرده سازی هوای آدیاباتیک و سایر اثرات خارج می شود. انرژی جنبشی وسیله نقلیه به انرژی حرارتی تبدیل می شود و در نتیجه سرعت آن کاهش می یابد. درست مانند خودروی شما، وقتی نوبت به توقف می رسد، ترمزها بسیار داغ می شوند زیرا KE خودرو را به انرژی حرارتی تبدیل می کنند.
اکنون به نمایه های ورود مجدد در زیر نگاه کنید. متوجه می شوید که آنها یک قسمت نزدیک به سطح در وسط دارند. مانور ترمز هوا در آنجا انجام می شود.


اگر از ترمز هوا استفاده نمی‌کردند، خودرو باید سوخت موشکی کافی برای شلیک در جهت حرکت حمل کند تا زمانی که سرعت نسبی به اندازه کافی کند شود و بدون گرم کردن و/یا متلاشی شدن وسیله نقلیه پایین بیاید. بنابراین این روش فرود، بدون ترمز هوا امکان پذیر است (این نحوه فرود آمدن ما در قمرهای بدون هوا است)، اما بسیار ناکارآمد است.
چرا جنگنده های جت مانند فضاپیماها گرم نمی شوند؟
پس از خواندن پاسخ این سوال: اصطکاک هوا پس از چه سرعتی شروع به گرم کردن جسم می کند؟
فهمیدم که فشردگی گاز همان چیزی است که گرمایی تولید می کند که وقتی یک فضاپیما یا شهاب سنگ وارد جو می شود، می بینیم.
و اینکه فقط زمانی ممکن است که جسم بالاتر از سرعت صوت حرکت کند
اما من تعجب می کنم که چرا یک جت فایتر گرم نمی شود؟ حتی با سرعت مافوق صوت؟
آیا به این دلیل است که جت فایتر آیرودینامیک بهتری دارد؟ اگر چنین است، چرا فضاپیماهایی با چنین آیرودینامیک ایجاد نمی کنید؟
دلیلش این است که آنها می خواهند فضاپیما از سرعت خود کم کند. تمام این گرما از انرژی جنبشی خود فضاپیما می آید. اگر تمام KE را قبل از تماس با زمین از دست نمی داد، محل فرود شبیه یک دهانه شهاب سنگ می شد.
وسایل نقلیه بازگشتی به گونه ای طراحی شده اند که از نیروی کشش جوی برای کاهش سرعت از مداری به سرعت مطمئن برای فرود استفاده کنند.هر جسمی که در یک سیال حرکت می کند، هم در اثر اصطکاک و هم با فشرده سازی آن سیال در نقطه ایستایی و اطراف آن، گرم می شود. جنگنده های جت از قبل به اندازه ای گرم می شوند که نیازی به قرار دادن وسایل یخ زدایی روی بال هایشان نیست. دما در نقطه سکون با مجذور سرعت بالا می رود، بنابراین گرمایش برای مواد معمولی هوافضا مانند آلومینیوم به سرعت مشکل ساز می شود، زمانی که حداکثر سرعت بالاتر از 2 ماخ باشد. MiG-25 از فولاد و تیتانیوم SR-71 برای فعال کردن آنها استفاده کرد. ساختار برای تحمل گرمایش از سرعت 3+ ماخ.
در جریان مافوق صوت، هوا هیچ نشانه ای از نزدیک شدن وسیله نقلیه ندارد. اولین تماس باعث تغییر جهت ناگهانی می شود که شوک نامیده می شود. برای کاهش درگ مهم است که شوک را تا حد امکان ضعیف کنید، به این معنی که تغییر جهت باید تا حد امکان کوچک باشد. این بهترین حالت را می توان با یک نوک باریک و نوک تیز به دست آورد.
در جریان مافوق صوت (Mach > 5) اگر مواد دماغه حد بالایی برای گرمایش آیرودینامیکی ایجاد کنند، ممکن است یک دماغه صاف دوباره ترجیح داده شود. یک نوک نوک تیز یک شوک متصل ایجاد می کند که نوک را تا چیزی نزدیک به دمای راکد جریان گرم می کند. با این حال، بینی بلانت باعث ایجاد شوک جدا می شود. این امر به طور کلی باعث کشش بیشتر و بارهای گرمایی بیشتر می شود، اما اجازه می دهد گرما را در یک منطقه بزرگتر پخش کند و بارهای اوج کمتری تولید می کند. شاتل فضایی چنین دماغه‌ای داشت، زیرا به حداقل رساندن درگ اولویت برای وسیله نقلیه‌ای که دوباره وارد می‌شود نیست.
جنگنده های جت در واقع آیرودینامیک بهتری دارند زیرا گرمایش آنها هنوز به اندازه کافی کم است که می توانند نوک های نوک تیز را داشته باشند و آیرودینامیک ضعیف تر وسایل نقلیه ورودی مجدد به دلیل نیاز به محدود کردن بارهای گرمایی اوج است. هنگامی که شاتل طراحی شد، ارتش می خواست مسافتی را که کشتی می تواند در حین ورود مجدد طی کند (به نام برد متقاطع) به حداکثر برساند و آیرودینامیک به اندازه کافی خوب فقط با کاشی های حرارتی جدید توسعه یافته امکان پذیر بود.
دمای معمولی بدنه هواپیما در طول پرواز چقدر است؟
برخی از هواپیماهای نظامی پرسرعت مانند SR-71 مشکلات گرمایشی واقعی داشتند، اما هواپیماهای مسافربری نیز تقریباً با سرعت صوت حرکت می‌کنند و بیشتر سوخت خود را برای جبران تلفات ناشی از اصطکاک مصرف می‌کنند، بنابراین تصور می‌کنم بدنه آنها گرم می‌شود. آنها همچنین توسط جریان هوا خنک می شوند، اما تعادل در طول کروز در چه دمایی برقرار می شود؟ به یاد دارم که هواپیماهای خطوط هوایی پس از فرود، وقتی آنها را لمس می کنید، خیلی گرم به نظر نمی رسند، اما آنها وقت داشته اند در هنگام فرود در بادهای آرام خنک شوند.
دو عامل اصلی وجود دارد که بر دمای پوست هواپیما در حین پرواز تأثیر می گذارد: دمای هوا و سرعت هواپیما.
دمای هوای مسافرت هواپیماهای مسافربری نسبتاً سرد است، حدود -54 درجه سانتیگراد در 35000 فوت.
هنگامی که جسمی مانند هواپیما در هوا حرکت می کند، هوا را فشرده می کند که باعث افزایش دمای هوا می شود. حداکثر افزایش دما در صورتی خواهد بود که هوا به طور کامل متوقف شود، مثلاً در لبه جلویی. به این درجه حرارت کل هوا می گویند و به مقداری که دما افزایش می یابد افزایش قوچ می گویند.
با استفاده از یک فرمول ساده برای پیدا کردن افزایش قوچ:
$RR = \frac{V^2}{87^2}$… جایی که RR
در کلوین است و V سرعت واقعی هوا در گره است.
با استفاده از یک هواپیمای معمولی با سرعت 500 گره هوایی، دمای 33 درجه به دست می آید. با این کار دمای کل هوا به 22- درجه سانتی گراد می رسد که هنوز کاملا سرد است. در نقاطی غیر از لبه جلو، افزایش دما کمتر خواهد بود. به همین دلیل است که انبارهای بار برای ایمن بودن برای حیوانات زنده، حتی عایق و تحت فشار، به بخاری نیاز دارند. هواپیماهای مسافربری به اندازه کافی سریع پرواز نمی کنند تا مقدار قابل توجهی گرمایش تولید کنند.
از سوی دیگر، SR-71 می‌توانست با بیش از 1910 kts پرواز کند که باعث افزایش دمای 482 درجه سانتی‌گراد می‌شود. با صعود به ارتفاعاتی که SR-71 در آنجا پرواز می کرد، هوا خیلی سردتر نمی شود، بنابراین دمای هوای کل بیش از 400 درجه سانتی گراد است. سرعت تفاوت زیادی ایجاد می کند.در هواپیماهای سریع، حداکثر گرمایش در نقطه سکون است. در اینجا انرژی جنبشی جریان به طور کامل به فشار تبدیل می شود که باعث گرم شدن هوا و در نتیجه سازه می شود. با توجه به سرعت کم محلی و فشار زیاد در و نزدیک به نقطه رکود، سرعت انتقال حرارت نیز بالا است و به بار حرارتی می‌افزاید.
فرمول دمای نقطه رکود $T_s$
یک گاز ایده آل با دمای $T_{\infty}$ ضربه زدن به یک جسم با عدد ماخ Ma است
$T_s = T_{\infty} + T_{\infty}\cdot\frac{(\kappa-1)\cdot Ma^2}{2}$برای هوا نسبت گرمای ویژه κ
1.4 است. نوک دماغه هواپیمای مسافربری که با سرعت 0.85 ماخ پرواز می کند، دمای هوا را 14.45 درصد افزایش می دهد. اگر دمای هوا در ارتفاع 220 درجه کلوین (53.15- درجه سانتیگراد) باشد، دمای هوا در نقطه رکود 251.8 درجه کلوین (-21.36 درجه سانتیگراد) خواهد بود.
اما با گذشتن از نقطه رکود، هوا شتاب می گیرد و سریعتر از سرعت پرواز می شود. اکنون فشار و در نتیجه دما باید به اندازه کافی کاهش یابد تا جریان را تشویق کند که متصل بماند و انحنای بدنه جلویی را دنبال کند. این شتاب هوا را خنک می کند، بنابراین جریان درست بالای شیشه جلو خنک تر از هوای محیط خواهد بود.
در امتداد بخش استوانه‌ای بدنه، تقریباً سرعت پرواز را دوباره پیدا می‌کنیم، اما اکنون اصطکاک دمای نزدیک به دیوار را تغییر می‌دهد. دوباره انرژی جنبشی تبدیل می شود، اما گرمایش ناشی از اصطکاک است. نمودارهای لایه مرزی را در زیر ببینید:
لایه مرزی اصطکاکی و حرارتی
دمای نزدیک به دیوار در حال حاضر دمای بازیابی نامیده می شود و با دمای نقطه رکود متفاوت است زیرا یک جزء سرعت کوچک نرمال به سطح وجود دارد که مقداری از گرما را می برد. دمای هوا به نسبت بین انتشار ویسکوز و انتشار حرارتی بستگی دارد که با عدد پراندتل Pr بیان می شود. اگر Pr>1، دمای هوا در دیوار بالاتر از دمای راکد و برای Pr<1، سردتر است. عدد پراندتل هوا 0.72 است، بنابراین هوای اطراف بدنه کمی سردتر از دمای رکود است.
دمای بدنه توسط تعادل بین هدایت حرارتی، تابش و همرفت تعیین می شود.
سانایی: در اینجا مهم است که دمای داخلی بدنه چقدر می تواند پوست را گرم کند. دمای کابین احتمالاً حدود 20 درجه سانتیگراد است، بنابراین می توان مقداری گرمایش را انتظار داشت. با این حال، از آنجایی که اکثر هواپیماهای مسافربری دارای تشک های ایزوله بین پوسته بیرونی و پانل های دیوار داخلی هستند، هدایت از داخل غالب نیست و احتمالا دمای پوست را چند درجه یا کمتر افزایش می دهد. هدایت حرارتی کم هوا (0.0204 وات بر متر مربع و کلوین) به این معنی است که گرمایش از داخل بر هدایت غالب است.
تشعشع: از آنجایی که قسمت بالای بدنه به سمت فضا است، بودجه تابش میدان دور آن در شب و جایی که از خورشید دور است منفی است، بنابراین تابش آن را خنک می کند. با این حال، بدنه پایینی یا رو به زمین یا ابرهای زیر است که هر دوی آنها احتمالاً گرمتر از هوای محیط هستند. تابش زیاد آن را خنک نمی کند و به احتمال زیاد آن را گرم می کند. بخشی از بدنه در زیر نور مستقیم خورشید بسته به رنگ آن دوباره به میزان قابل توجهی گرمتر خواهد شد.
همرفت: این عامل غالب به دلیل سرعت بالای هوا در اطراف بدنه است. در اینجا هوا و بدنه با تابش میدان نزدیک به تبادل گرما می پردازند و از آنجایی که لایه هوا به سرعت و به طور مداوم دوباره پر می شود، دمای هوا بر روی بدنه تأثیر می گذارد.
من به تلاش برای محاسبه نتیجه نهایی نرفتم، بلکه سعی کردم عوامل اصلی و بزرگی آنها را فهرست کنم. به طور کلی، دمای بدنه کمی کمتر از دمای راکد است و یک بدنه تیره در زیر نور شدید خورشید یا یک بدنه با عایق کم و فضای داخلی گرم چندین درجه گرمتر از دمای راکد خواهد بود.

[rohamavation]

هواپیماهای جت چقدر گرمایش آیرودینامیکی را تحمل می کنند؟
در ارتفاع کروز (~ 33000 فوت) و سرعت هوای کروز (~ 500 مایل در ساعت) هواپیماهای مسافربری امروزی به دلیل اصطکاک هوا در طول سفر چقدر گرم می شوند؟ احتمالاً زیاد نیست زیرا وقتی در ارتفاع کروز هستید هنوز روی پنجره بیرون یخ وجود دارد، اما بدنه هواپیما چند درجه گرمتر از حالتی است که هواپیما در آن ارتفاع ایستاده باشد (بنابراین، در مقایسه با منفی 56 درجه سانتیگراد در تروپاپوز)؟
من همچنین در مورد کنکورد کنجکاو هستم که تا ارتفاع 60000 فوتی و بیش از 1300 مایل در ساعت پرواز کرد. اصطکاک هوا گرمایش ناشی از پرواز مافوق صوت نیز وجود دارد، بنابراین در مجموع کنکورد در طول سفر مافوق صوت خود چقدر گرمتر شد؟
می‌توانیم TAT (دمای کل هوا) را که دمایی است که در نقطه سکون 1 به دست می‌آید، از SAT (دمای استاتیک هوا) و عدد ماخ محاسبه کنیم:$\frac{\text{TAT}}{\text{SAT}} = 1 + \frac{\gamma - 1}{2} M^2 = 1 + \frac{1}{5} M^2$
نمودار حاصل از TAT در مقابل عدد ماخ در SAT 56.5- درجه سانتیگراد (ISA tropopause) در زیر نشان داده شده است:

همانطور که می بینید، یک هواپیمای زیرصوت (من 0.85 ماخ را فرض کردم) همچنان دمای زیر صفر را تجربه خواهد کرد. با این حال کنکورد با سرعت 2.02 ماخ به دمای حدود 120 درجه سانتی گراد می رسید. این قبلاً به حد مجاز نزدیک شده بود:
حداکثر دمای کل (TMO): 127 درجه سانتیگراد (در دماغه)
دما می تواند در 3.2 ماخ به 400 درجه سانتیگراد برسد (سرعت واقعی SR-71 چقدر است؟)، اما توجه داشته باشید که SR-71 از سوخت برای خنک کردن پوست استفاده می کرد (شیشه جلو در دمای 316 درجه سانتیگراد داغ ترین قسمت
چگونه دمای لبه و پوست مافوق صوت را محاسبه/تخمین می‌زنید؟
در سرعت های پایین تر (زیر 5 ماخ)، دمای رکود (TAT) یک پروکسی بسیار دقیق برای دمای پوست است. اما در سرعت‌های مافوق صوت متوسط/بالا (مخصوصاً در اتمسفر نازک فوقانی که جریان جرم کم است)، تشعشعات حرارتی مقدار قابل‌توجهی گرما را از بین می‌برد، به‌ویژه زمانی که دما به هزاران کلوین می‌رسد.
من یک فرمول بسیار خام برای تخمین دمای پوست ارائه کرده ام. فرض بر این است که قدرت $P_{absorbed}$
راکد کردن [توسط ناحیه ای معادل ناحیه کشش $C_DA_{ref}$قطع می شود
] در کل سطح پوست $A_{rad}$ آراد تابش می شود
:هوای مقابل در کل سطح پوست خودرو آراد تابش می شود
$P_{absorbed} = P_{radiated}$
$\frac{1}{2} \dot{m} v^2 = A_{rad} \sigma \epsilon T^4$
$\frac{1}{2} \left(\rho v C_D A_{ref} \right) v^2 = A_{rad} \sigma \epsilon T^4$
(σ ثابت استفان بولتزمن است، گسیل ϵ واحد برآورد می شود، T دمای پوست است)
چقدر دورم؟ چگونه دمای پوست مافوق صوت (بدون CFD) را برآورد می کنید؟برای جریان های مافوق صوت چسبناک، گرمایش به شکل زیر است:داده های واقعی

#	Airframe	Mach	Speed	Altitude	Drag area	T (DATA)	T (stag)	T (rad)
4.	HTV-2	Mach 20.	5,812 m/s	125k ft?	0.05 m^2	2,200 K	21,000 K	2,771 K
8.	X-43A #3	Mach 9.6	3,000 m/s	109k ft	0.10 m^2	2,255 K	4,900 K	2,143 K
8.	X-43A #2	Mach 6.83	2,123 m/s	109k ft?	0.10 m^2	1,700 K	2,514 K	1,650 K
3.	X-51A	Mach 5.1	1,500 m/s	64k ft	0.10 m^2	2,200 K	1,355 K	2,058 K
13.	SR-71	Mach 3.2	930 m/s	79k ft	m^2	,640 K	,651 K	, K

$q_w = \rho_\infty^N V_\infty^M C$جایی که پارامترهای Nو$M$و$C$، همچنن به $q_w$
گرمایش در$W/cm^2$
(این همه از Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics است و من این کتاب را به شدت توصیه می کنم).
برای نقطه رکود (مانند لبه جلوی جسم
$M = 3;~N=0.5;~C=1.83\times 10^{-8}R^{-1/2}\left(1-\frac{h_w}{h_0}\right)$جایی که R
شعاع، $h_w$است آنتالپی دیواره و $h_0$ است
آنتالپی کل است.برای یک صفحه تخت آرام در زاویه محلی ϕ
به جریان در موقعیت x متر از لبه جلو:
$M = 3.2;~N=0.5;~C=2.53\times10^{-9}\left(\cos\phi\right)^{1/2}\left(\sin\phi\right)x^{-1/2}\left(1-\frac{h_w}{h_0}\right)ش$و برای یک صفحه تخت متلاطم:
$N = 0.8$و اگر $V_\infty \leq 3962 m/s$
:$M=3.37;~C=3.89\times10^{-8}\left(\cos\phi\right)^{1.78}\left(\sin\phi\right)^{1.6}x_T^{-1/5}\left(\frac{T_w}{556}\right)^{-1/4}\left(1-1.11\frac{h_w}{h_0}\right)$جایی که $T_w$
دمای دیوار و $x_T$ است
فاصله بدنه است که از شروع لایه مرزی متلاطم اندازه گیری می شود.
برای$V_\infty > 3962 m/s$
$M=3.7;~C=2.2\times10^{-9}\left(\cos\phi\right)^{2.08}\left(\sin\phi\right)^{1.6}x_T^{-1/5}\left(1-1.11\frac{h_w}{h_0}\right)$، من فکر می کنم همه آن ها را درست تایپ کردم. اینها تقریبی هستند اما در واقع ساده ترین روش برای دریافت پاسخ بدون نیاز به شبیه سازی یا اندازه گیری داده ها هستند. برای برآورد اولیه عالی است.
، سپس مقادیر C .n.m رو پیدا کنید که ریشه های سیستم هستند.ببینید کتاب دینامیک گازهای مافوق صوت و دمای بالا، ویرایش دوم دکتر جان اندرسون رو میگم * قسمت اول: جریان مافوق صوت نامرغوب
* شوک مافوق صوت و روابط موج گسترش
* روش های شیب سطح محلی
* میدان های جریان غیر لزج مافوق صوت: روش های تقریبی
*فیلدهای غیر لزج مافوق صوت: روشهای دقیق
* قسمت دوم: جریان مافوق صوت چسبناک
* جریان چسبناک: جنبه های اساسی، نتایج لایه مرزی، و گرمایش آیرودینامیکی
* تعاملات چسبناک مافوق صوت
* راه حل های دینامیکی سیالات محاسباتی جریان های ویسکوز مافوق صوت
* قسمت سوم: دینامیک گاز با دمای بالا
* دینامیک گاز در دمای بالا: برخی ملاحظات مقدماتی
* برخی از جنبه های ترمودینامیک گازهای واکنش دهنده شیمیایی (شیمی فیزیک کلاسیک)
* عناصر ترمودینامیک آماری
* عناصر نظریه جنبشی
* عدم تعادل ارتعاشی شیمیایی
* جریان های تعادلی در دمای بالا
* جریانهای غیرتعادلی در دمای بالا
* تئوری جنبشی مورد بازبینی قرار گرفت: ویژگی های حمل و نقل در گازهای با دمای بالا
* جریان های چسبناک با دمای بالا
* مقدمه ای بر دینامیک گازهای تابشی.
خلاصه مطالبم

گرمایش مافوق صوت
چه چیزی برای دو پیک گرمایش جداگانه به حساب می آید؟ سه مکانیسم انرژی مکانیکی را در یک جریان مافوق صوت به انرژی حرارتی تبدیل می کند. اولین مورد، اتلاف ویسکوز انرژی جنبشی توسط تنش های برشی مجاور یک سطح است. دومی نیز اتلاف ویسکوز است اما نتیجه تنش های معمولی است که بر روی هوای فشرده وارد می شود. و سوم کار انجام شده توسط تغییرات فشاری است که بر روی هوای فشرده اعمال می شود.دو مکانیسم تبدیل انرژی ویسکوز یک طرفه هستند - از انرژی مکانیکی به انرژی حرارتی - بنابراین همیشه انرژی جنبشی را به گرما تلف می کنند. بنابراین، تنش های برشی بالا که همراه با شروع تلاطم هستند، همیشه گرم می کنند
شنایی با پرواز Introduction to Flight
مبانی آیرودینامیک Fundamentals of Aerodynamics
طراحی و عملکرد هواپیما Aircraft Performance and Design
جریان تراکم‌پذیر نوین Modern Compressible Flow
دینامیک گاز مافوق صوت و دما بالا Hypersonic and High Temperature Gas Dynamics
دینامیک سیالات محاسباتی Computational Fluid Dynamics
اینا برخی کتابهای اندرسون هست که ما میخونیم
یک سوال جالب قدرت امواج شوک
سوال من در مورد امواج شوک و قدرت آنها در هنگام ایجاد است / چگونه قدرت خود را از دست می دهند؟
فرض کنید که 10 گرم TATPپراکسید استون داریم. سرعت انفجار TATP 5300 متر بر ثانیه است. چگونه می‌توانیم فشاری که ایجاد می‌کند و قدرت موج ضربه‌ای هنگام انفجار را محاسبه کنیم. همچنین، چگونه می توانیم محاسبه کنیم که امواج شوک با چه سرعتی قدرت را از دست می دهد؟تری استون تری پراکسید (TATP) یک ماده منفجره خودساخته است که از ماده شیمیایی رایج استون (C3H6O) و پراکسید هیدروژن (H2O2) سنتز شده استTATP همچنین به عنوان "مادر شیطان" شناخته می شود و دلیل خوبی دارد - انفجارهای آن تقریباً 80٪ به اندازه TNT قوی هستند، اما کنترل این ماده بسیار سخت تر است.
آنچه شما در مورد آن صحبت می کنید در واقع یک موج انفجاری است.
پارامتر مربوطه موقعیت موج ضربه ای در r=R(t) است.
، ارائه شده توسط:
$R\left( t \right) = k \left( \frac{ E_{o} }{ \rho_{up} } \right)^{1/5} \ t^{2/5} \tag{1}$ در $t$زمان از انتشار اولیه انرژی، Eo است
، از یک منبع نقطه ای$\rho_{up}$
چگالی جرمی گاز محیط و k یک پارامتر بدون بعد است که برای مقیاس بندی استفاده می شود. این راه حل ها بر اساس دو فرض به شرح زیر است:
انفجار ناشی از آزاد شدن ناگهانی انرژی E بود
از یک منبع نقطه ای و E تنها پارامتر ابعادی معرفی شده توسط انفجار است.
این اختلال به قدری قوی است که فشار هوا/گاز محیط و سرعت صوت را می توان در مقایسه با موج انفجار نادیده گرفت.
فرض دوم حاکی از حد شوک قوی است، یعنی پارامترهای پایین دست با (در قاب شوک) داده می شوند:
$\begin{align}
U_{dn} & = \left( \frac{ 2 }{ \gamma + 1 } \right) U_{up} \tag{2a} \\
\rho_{dn} & = \left( \frac{ \gamma + 1 }{ \gamma - 1 } \right) \rho_{up} \tag{2b} \\
P_{dn} & = \left( \frac{ 2 }{ \gamma + 1 } \right) \rho_{up} \ U_{up}^{2} \tag{2c}
\end{align}$که در آن اشتراک (dn) مربوط به میانگین های بالادستی (پایین دست)، $\gamma$ نسبت گرمای ویژه است،$U_{j}$ سرعت جریان حجیم در منطقه j است
(یعنی $up$ یا dn) و Pj فشار (در اینجا فقط با استفاده از فشار دینامیک یا فشار قوچ) در ناحیه j است
.از معادله 1 می توان مشاهده کرد که تنها پارامتر مربوط به هوا/گاز محیط، چگالی، ρup است.
. توجه داشته باشید که سرعت ضربه، $U_{up} \rightarrow U_{shn}$، سپس توسط$dR/dt$داده می شود
(یعنی مشتق زمانی معادله 1)، یا:
$\begin{align}
U_{shn}\left( t \right) & = \frac{ 2 \ k }{ 5 } \left( \frac{ E_{o} }{ \rho_{up} } \right)^{1/5} \ t^{-3/5} \tag{3a} \\
& = \frac{ 2 \ k^{5/2} }{ 5 } \sqrt{ \frac{ E_{o} }{ \rho_{up} } } \ R^{-3/2} \tag{3b}
\end{align}$از آنجایی که چگالی و فشار بالادست ثابت در نظر گرفته می شود، پس سرعت صدای بالادست، $C_{s,up}$ است
، باید ثابت نیز باشد.
... چگونه قدرت خود را از دست می دهند؟
ایده پشت موج انفجار این است که یک ناحیه نازک از گاز فشرده (یا شاید یک ماده جامد از قطعه ای از یک وسیله انفجاری)، که در این سناریو پیستون است، در برابر گاز محیط سریعتر از سرعت محلی صوت حرکت می کند. از آنجایی که پیستون موج ضربه ای تولید می کند، طبق تعریف، آنتروپی ایجاد می کند. آنتروپی به دلیل تبدیل برگشت ناپذیر چگالی انرژی جنبشی جریان فله ای در سراسر شوک ایجاد می شود (در قاب شوک بالادست "سریع و خنک" است در حالی که پایین دست "آهسته و داغ" است). همانطور که از معادله 3b در بالا مشاهده می شود، عملاً مانند داشتن نیروی کشش و/یا اصطکاک روی موج ضربه ای است که باعث کند شدن آن در طول زمان می شود.چگونه می توانیم فشار وارد شده را محاسبه کنیم ...
معادله 2c را در بالا ببینید.
و قدرت موج شوک در هنگام منفجر شدن...
توان انرژی در واحد زمان یا dE/dt است، بنابراین بفهمید هنگام احتراق 10 گرم TATP چه مقدار انرژی آزاد می شود.
اگر حدس ساده ای بزنیم که انرژی به عنوان تابعی از زمان به صورت زیر است:
$E\left( t \right) = \frac{ 1 }{ 2 } \ \rho_{dn} \ U_{shn}^{2}\left( t \right) \tag{4}$سپس می‌توانیم تخمین‌های معادله 2b و 3a را جایگزین $\rho_{dn}$ و $U_{shn}\left( t \right)$، به ترتیب، برای پیدا کردن:$E\left( t \right) = \frac{ 2 \ \left( \gamma + 1 \right) \ k^{2} }{ 25 \ \left( \gamma - 1 \right) } \ \rho_{up}^{3/5} \ E_{o}^{2/5} \ t^{-6/5} \tag{5}$
از آنجایی که همه چیز در معادله 5 نسبت به زمان ثابت است، می توانیم آن را ببینیممن تخمین آزادسازی انرژی$ ~3.6 kJ cm−3
at$ را پیدا کردم
در
$\frac{ dE }{ dt } \sim -\frac{ 6 }{ 5 \ t } \ E\left( t \right) \tag{6}$توان اولیه با تعیین Eo تخمین زده می شود
و Δt، یا مقدار زمان لازم برای انرژی Eo منتشر خواهد شد. سپس فقط نسبت را برای بدست آوردن توان یا$P \sim E_{o}/\Delta t$می گیرد
.همچنین، چگونه می توانیم محاسبه کنیم که امواج شوک با چه سرعتی قدرت را از دست می دهد؟
معادله 6 را ببینید.