книги из ГПНТБ / Гофман М.Л. Аэродинамика гиперзвуковых скоростей и супераэродинамика

Вследствие сильного аэродинамического нагрева, возникающего при гиперзвуковых скоростях, повысился интерес к проблемам теп­ лопередачи и теплозащиты.

Вслед за первоначальными конструкциями с поглощением всего тепла, что требовало компромисса между суммарным количеством тепла и максимальным значением теплового потока, последовало изучение конструкций с оплавлением и испарением материала по­ верхности, что позволяет совершать полет по более лучшим траекто­ риям. В связи с этим аэродинамика столкнулась с проблемой иссле­ дования течений диссоциированных и ионизированных газовых сме­ сей и позднее с оплавлением, испарением или абляцией 1 материала поверхности, которые сопровождаются химическими реакциями в пограничном слое [140]. Заметим, что химические реакции явились объектом изучения «аэротермохимии». /

Проблемы, связанные с аэродинамическим нагревом, решаются различными способами.

Так, для баллистического снаряда можно применить поглощение тепла материалом конструкции или специальным охладителем; мож­ но внешнюю часть носка снаряда изготовить из материала, обладаю­ щего плохой теплопроводностью, так что будет происходить оплав­ ление и сублимация только внешней поверхности, в то время как внутренняя поверхность не нагревается.

В работе [141] на основе анализа процессов теплопередачи пока­ зано, как с помощью применения сублимирующих покрытий на лета­ тельных аппаратах, входящих в плотные слои атмосферы с большой скоростью, можно обеспечить теплозащиту.

Однако продолжительность действия охлаждения в случае при­ менения этих методов кратковременна.

Теплоизоляция и охлаждение за счет оплавления или испарения материала поверхности не могут применяться для гиперзвукового планера, так как он находится под действием больших температур в течение длительного времени.

Использование метода выпотевания и пленочного метода охлаж­ дения, основанных на подаче жидкого охладителя на внешнюю по­ верхность обшивки аппарата, затруднено, так как в этом случае на большой части поверхности планирующего аппарата необходимо поддерживать ламинарный характер течения в погранично,м слое.

При простом добавлении массы, достаточной для того, чтобы по­ глощалось все поступающее тепло, диаметр передней кромки должен быть большим, что означает увеличение сопротивления и веса.

Для планирующих летательных аппаратов охлаждение может быть проведено путем подачи охладителя через пористую стенку ап­ парата или за счет создания на поверхности теплозащитной пленки из охладителя (охлаждение за счет излучения). Последний тип ох­

1 Абляция (ablation) — процесс поглощения тепловой энергии путем уноса материала с поверхности тела. Термин «абляция» часто заменяется термином «сублимация», хотя абляция может происходить не только за счет сублимации, а также за счет оплавления и последующего уноса материала.

122

лаждения является для планера наиболее целесообразным; однако успех применения охлаждения за счет излучения зависит от того, насколько высокой может быть температура внешней поверхности летательного аппарата. 1 Следует отметить, что для рикошетирую­ щего аппарата этот метод менее эффективен, чем' для планирую­ щего.

Проблема теплозащиты при использовании охлаждения за счет радиационного отвода тепла с поверхности планирующего летатель­ ного аппарата рассматривается в работе [142].

Большой удельный вес в способах теплозащиты занимают аэро­ динамические методы уменьшения теплопередачи. К этим методам можно отнести использование собственно аэродинамической подъ­ емной силы, а также изменение формы летательного аппарата.

Использование аэродинамической подъемной силы во время входа летательного аппарата в атмосферу Земли с первой или даже со второй2 космической скоростью позволяет значительно увеличить диапазон допустимых углов входа при заданном максимальном зна­ чении перегрузки. При этом общее количество тепловой энергии, по­ ступающее на летательный аппарат, можно сохранить примерно в тех же пределах, как и в случае снижения баллистического сна­ ряда [143].

Как уже указывалось ранее (§ 2.2), в качестве другого средства уменьшения нагрева летательных аппаратов применяется притупле­ ние носовых частей и передних кромок летательных аппаратов.

При движении тупоносого тела с гиперзвуковой скоростью обра­ зуется отсоединенный скачок уплотнения, слой за скачком уплотне­ ния (обстоящий из_ нагретого, частично диссоциированного и ионизи­ рованного газа между скачком и поверхностью тела) и пограничный слой, в котором температура газа быстро понижается до значения температуры на поверхйости тела. Этот пограничный (вязкий) слой обеспечивает эффективную теплозащиту и значение конвективного удельного теплового потока, поступающего на поверхность летатель­ ного аппарата, составляет лишь незначительную часть от макси­ мального значения удельного потока, которое было бы в свободно­ молекулярном потоке.

Таким образом, притупление носовых частей и передних кромок фактически переносит основную часть выделяемого тепла в отсоеди­ ненный скачок уплотнения.

Тупоносая форма тела выгодна независимо от того, является ли поток в пограничном слое ламинарным или турбулентным.

Однако при больших числах Рейнольдса интенсивность теплопе­ редачи вблизи критической точки при турбулентном течении в по­ граничном слое больше, чем при ламинарном, поэтому желательно возможно дольше сохранить в пограничном слое ламинарное тече­

123

ние. Даже незначительная шероховатость может вызвать переход ламинарного течения в турбулентное в условиях очень сильного ох­ лаждения. Средством уменьшения нагрева в турбулентном' слое мо­ жет быть массообмен.

Следует иметь в виду, что когда течение в пограничном слое на передней части тупоносого тела является полностью ламинарным, максимальная интенсивность нагрева имеет место в критической точке.

В случае ламинарного пограничного слоя тепловая энергия пере­ дается за счет обычной теплопроводности и путем массовой диффу­ зии атомов и молекул. В то же самое время в пограничном слое про­ исходят реакции рекомбинации и компоненты воздуха могут всту­ пать в химические реакции с испаряющимся материалом поверх­ ности.

При снижении космического летательного аппарата числа Рей­ нольдса на том участке траектории, где тепловые потоки достигают больших значений, обычно достаточно малы. Поэтому здесь можно считать, что пограничный слой является полностью ламинарным. Однако в случае снижения баллистических снарядов переход лами­ нарного течения в турбулентное представляет очень важное явление. Теплопередача в турбулентном пограничном слое при изменяющей­ ся температуре поверхности рассмотрена в [144].

Как мы видим, наличие отсоединенного скачка перед носовой частью осесимметричного или цилиндрического тела существенно понижает скорость вблизи поверхности тела, что приводит к умень­ шению и числа Re на границе пограничного слоя. Помимо стабили­ зации пограничного слоя вследствие благоприятного градиента дав­ ления в окрестности критической точки, притупление способствует и удлинению участка, занятого ламинарным слоем, протяженность которого обратно пропорциональна отношению чисел Рейнольдса притупленного и остроносого тел. При указанных предположениях притупление приводит к увеличению длины участка, занятого лами­ нарным слоем, в 2 раза при М = 3, в 10 раз при М= 8 и в 30 раз при М = 15.

Притупление приводит также к уменьшению напряжения трения и потока тепла по сравнению с теми же величинами для остроносо­ го тела при ламинарном слое. Благоприятное влияние притупления кромок на переход ламинарного слоя в турбулентный наблюдалось и, в экспериментах; .небольшое притупление кромки вызывало замет­ ное увеличение числа Re перехода.

На рис. 4.41 представлены некоторые вычисленные температуры' передней кромки в зависимости от ее радиуса. Определение действи­ тельного радиуса передней кромки зависит от условий полета и до­ пустимой температуры равновесного излучения.

Максимальная температура сильно зависит от формы носовой части, потому что от формы носовой части зависит расположение точки максимального удельного теплового потока на теле, и величи­ ны участка тела, прогреваемого за счет теплопроводности.

124

Действительно, при использовании более тупых, чем полуци­ линдр, носовых частей несущих поверхностей не только уменьшается суммарный тепловой поток, но и увеличивается длина прогреваемо­ го за счет теплопроводности уча­ стка. Так, например, в результа­ те использования носовой части, контур которой описывается сте­ пенной зависимостью с показате­

лем степени, равным Vio, макси­ мальная температура снижается на 120 °С по сравнению с ее зна­ чением для полуцилиндра [142].

Для того чтобы планирующий летательный аппарат имел наи­ большую дальность, аэродинами­ ческое качество его должно быть максимальным. Это в свою оче­ редь означает, что передние кромки и носовая часть должны быть наибольшими, чтобы избе­ жать увеличения волнового* со­ противления.

Опасность сильного возрастания сопротивления в связи со скруг­ ленными кромками в значительной степени устраняется применени­ ем стреловидных передних кромок. Кроме того, в случае цилиндри­

125

да сдвигается ближе к передней кромке. Температура, при которой нагрев от трения уравновешивается тепловым излучением, значи­ тельно выше при турбулентном пограничном слое. Следовательно, для аппарата должен быть выбран оптимальный угол стреловид­ ности.

вает, что оторвавшийся вследствие наличия иглы поток остается ламинарным и после отрыва. Этот оторвавшийся ламинарный по­ ток у передней части тела понижает равновесную температуру те­ ла до малой величины по сравнению с той температурой, которая имеет место при отсутствии отрыва. Если вдувать газ в простран­ ство между телом и оторвавшимся ламинарным слоем, теплопере­

127