Коллекция заблуждений: входящий в атмосферу космический корабль нагревается от трения об воздух. Коллекция заблуждений: входящий в атмосферу космический корабль нагревается от трения об воздух Смотреть что такое "Аэродинамический нагрев" в других словарях

7.1.7. ЛАЗЕРНЫЙ НАГРЕВ Начальный период. Лазер (сокращение английского Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation) создан во второй половине XX в. и нашел определенное применение в электротехнологии.Идею процесса вынужденного излучения высказал еще А. Эйнштейн в 1916 г. В 40-х годах В.А.

Использование: в теплотехнике, в частности в устройствах для нагревания и нагнетания воздуха в рециркуляционных нагревательных установках, а именно, в камерных сушилках для древесины. Сущность изобретения: аэродинамический нагреватель имеет ротор 1, расположенный в камере 2, у которой в передней стенке 5 выполнены круглое соосное с ротором 1 входное отверстие 6 и примыкающее к боковой стенке выходное отверстие 7. Камера 2 имеет боковые стенки 3 шириной 2,0-2,5 ширины ротора 1 и внутри камеры параллельно торцевой стенке 4 размещена перегородка 8 с высотой, равной высоте камеры, шириной не менее 1,5 диаметра ротора. Ротор 1 в камере 2 располагается в двух вариантах: между перегородкой 8 и передней стенкой 5 или между торцевой стенкой 4 и перегородкой 8. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области теплотехники, в частности к устройству для нагревания и нагнетания воздуха, и может быть использовано в рециркуляционных установках аэродинамического нагрева, в особенности в камерных сушилках для древесины. Наиболее близким по технической сущности к заявленному устройству является аэродинамический нагреватель лесосушильной камеры, в котором ротор расположен в камере, образованной сплошными торцевой и боковыми стенками, передней стенкой с соосным ротору входным отверстием и расположенным около боковой стенки выходным отверстием. Достоинство конструкции ее простота. Такие нагреватели с однонаправленным воздушным потоком и узким протяженным отверстием для выхода воздуха имеют большое распространение. Однако указанное устройство создает поток нагретого воздуха с большой неравномерностью скорости истечения из выходного отверстия. Это происходит из-за неорганизованного взаимодействия струй, выходящих из лопаток ротора по касательной к нему, с потоками, отраженными от стенок камеры. Соотношение скоростей в потоке по высоте выходного отверстия составляют 1,0:0,7:0,4 (верх, середина, низ). В лесосушилках это приводит к неравномерности сушки штабеля пиломатериалов по высоте. Цель изобретения повышение эффективности работы нагревателя посредством повышения равномерности распределения скоростей потока в выходном отверстии. Цель достигается тем, что в аэродинамическом нагревателе, имеющем ротор, расположенный в камере, ограниченной сплошными боковыми и торцевой стенками и параллельной торцевой стенке передней стенкой, имеющей соосное ротору круглое входное и примыкающее к боковой стенке выходное отверстия, согласно изобретению боковые стенки имеют ширину в пределах 2,0-2,5 ширины ротора, а в камере установлена перегородка, расположенная параллельно торцевой стенке на расстоянии от нее не менее ширины ротора. При этом перегородка имеет высоту, равную высоте камеры, и двумя кромками примыкает к ее боковым стенкам. Ширина перегородки не менее 1,5 диаметра ротора, а ее свободные кромки расположены параллельно стенкам камеры на расстоянии не менее ширины ротора от них. Ротор в камере располагается или между перегородкой и передней стенкой соосно с круглым входным отверстием, или между торцевой стенкой и перегородкой. Во втором случае в перегородке выполнено круглое отверстие, равное входному отверстию в передней стенке, и эти отверстия соединены цилиндрическим патрубком. Предлагаемое конструктивное решение схематично пояснено на чертежах, где на фиг.1,2,3 схематично показано заявляемое устройство; на фиг.4,5,6,7,8 некоторые варианты его промышленного применения в установках аэродинамического нагрева. Ротор 1 расположен в камере 2, ограниченной боковыми стенками 3, торцевой стенкой 4 и передней стенкой 5 с соосным ротору входным отверстием 6 и примыкающим к боковой стенке выходным отверстием 7. Внутри камеры 2 установлена перегородка 8, примыкающая двумя сторонами к противоположным боковым стенкам, а ее свободные кромки расположены параллельно двум другим стенкам камеры. Размеры боковых стенок 3, перегородки 8 и выходного отверстия 7 выбраны по п.1 формулы изобретения. На фиг.1 показан вид спереди аэродинамического нагревателя. На фиг.2 показано поперечное сечение устройства, в котором ротор 1 расположен между перегородкой 8 и передней стенкой 5 (в соответствии с п.2 формулы изобретения). На фиг.3 изображено поперечное сечение устройства в соответствии с п.3 формулы изобретения: ротор 1 расположен между торцевой стенкой 4 и перегородкой 8, а отверстия в перегородке 8 и передней стенке 5 соединены патрубком 9. В камере 2 обозначены полости а и б. На фиг. 4 показана нагревательная установка с применением предлагаемого аэродинамического нагревателя при однократной циркуляции воздуха. Воздуховод 10 соединяет нагреватель с технологической емкостью 11; предусмотрен патрубок 12 для выброса воздуха. На фиг. 5 и 6 изображены поперечное и продольное сечения лесосушильной камеры с аэродинамическим нагревателем с электродвигателем 13, имеющей наружное ограждение 14 и дверь 15. На фиг. 7 и 8 приведена схема печи для термообработки материала, в которой аэродинамический нагреватель снабжен электродвигателем 13, а ограждение 14 имеет дверь 15. Внутри размещен нагреваемый материал 16. Устройство работает следующим образом. При вращении ротора 1 воздух засасывается через входное отверстие 6 (и патрубок 9 по п.3 формулы изобретения), нагревается в межлопаточных каналах ротора и нагнетается во все стороны по окружности ротора. В камере 2 нагнетаемый воздух разделяется на два потока и по каналам, образованным перегородкой 8 и стенкой 5 (фиг.2) или стенкой 3 (фиг.3), направляется в противоположные стороны. Один поток попадает в полость а камеры. Другой поток направляется в полость б, где он разворачивается на 180 о и через канал между перегородкой 8 и стенкой 4 (фиг.2) или стенкой 5 (фиг.3) также попадает в полость а камеры. В полости а оба потока смешиваются, поворачиваются на 90 о и нагретый воздух под напором истекает из выходного отверстия 7. Направление потока воздуха в аэродинамическом нагревателе показано стрелками. Предложенный аэродинамический нагреватель позволяет разделить нагнетаемый ротором поток воздуха на две части, исключить их столкновение и совместить в одном направлении. Сложение эпюр скоростей двух потоков дает высокую равномерность распределения скоростей потока воздуха в выходном отверстии. По данным натурных испытаний соотношение скоростей воздуха в выходном отверстии (верх, середина, низ) составляет 1,05:1,0:0,95. Это обеспечивает высокую равномерность тепловоздушной обработки материала. Поэтому предложенное устройство может быть использовано также при конструировании обычных центробежных вентиляторов. Заявляемые геометрические соотношения предлагаемого устройства: ширина боковых стенок (2-2,5 ширины ротора), расстояние от перегородки до торцевой стенки (не менее ширины ротора), ширина перегородки (не менее 1,5 диаметра ротора), проем между свободными кромками перегородки до стенок камеры (не менее ширины ротора) являются отличительными признаками изобретения и в совокупности обеспечивают достижение поставленной цели. Они получены на основании большого практического опыта конструирования и эксплуатации роторных нагревателей в установках аэродинамического нагрева, в результате анализа и обобщения данных многочисленных испытаний и производственной практики. Устройство с указанными конструктивными параметрами обеспечивает размещение каналов и полостей достаточного объема для разделения всего количества воздуха от ротора на потоки в противоположные стороны, с их разворотом и последующим слиянием в полости перед выходом, стабилизацию и выравнивание скоростей, увеличение статического напора за счет динамического и в результате равномерность скоростей выходящего из камеры нагревателя потока; в итоге решается поставленная задача улучшение качества тепловоздушной обработки. На фиг.4 при работе ротора воздух из нагревателя нагнетается через воздуховод 10 в емкость 11, где располагается обрабатываемый материал, а затем удаляется через патрубок 12. На фиг.5-8 показаны схемы работы нагревателя при рециркуляции. Например, в лесосушилках (фиг.5, 6) равномерный поток воздуха из выходного отверстия нагревателя проходит сквозь штабель материала 16, подсасывается во входное отверстие и вновь направляется в контур циркуляции (с небольшим воздухообменом). В нагревательных печах (фиг.7, 8) равномерный поток воздуха из выходного отверстия нагревателя распределяется по всему объему и омывает нагреваемый материал 16 со всех сторон, после чего он подсасывается нагревателем через входное отверстие, цикл повторяется. Ход потоков воздуха в сушилке (фиг.6) и печи (фиг.7) показан стрелками. Применение заявленного устройства во всех случаях выравнивает скорости потока на выходе из нагревателя и тем самым улучшает равномерность и однородность тепловоздушной обработки материала.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ - нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др.газе. А. н. неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением , к-рое испытывают тела при полёте в атмосфере. Энергия, затрачиваемая на преодоление сопротивления, частично передаётся телу в виде А. н. Рассмотрение физ. процессов, обусловливающих А. н., удобно провести с точки зрения наблюдателя, находящегося на движущемся теле. В этом случае можно заметить, что набегающий на тело газ тормозится вблизи поверхности тела. Сначала торможение происходит в ударной волне , образующейся перед телом, если полёт происходит со сверхзвуковой скоростью. Дальнейшее торможение газа происходит, как и при дозвуковых скоростях полёта, непосредственно у самой поверхности тела, где оно вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы "прилипать" к поверхности с образованием пограничного слоя .

При торможении потока газа его кинетич. энергия уменьшается, что в соответствии с законом сохранения энергии приводит к увеличению внутр. энергии газа и его темп-ры. Макс. теплосодержание (энтальпия )газа при его торможении у поверхности тела близко к энтальпии торможения: , где - энтальпия набегающего потока, а - скорость полёта. Если скорость полёта не слишком высока (1000 м/с), то уд. теплоёмкость при пост. давлении с р может считаться постоянной и соответствующая темп-pa торможения газа может быть определена из выражения

где Т е - равновесная темп-pa (предельная темп-ра, до к-рой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), - коэф. конвективного теплообмена, индексом отмечаются параметры на поверхности. T е близка к темп-ре торможения и может быть определена из выражения

где r -коэфф. восстановления темп-ры (для ламинарного , для турбулентного- ), T 1 и М 1 - темп-pa и Маха число на внеш. границе пограничного слоя, -отношение уд. теплоёмкостей газа при пост. давлении и объёме, Pr - число Прандтля.

Величина зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от нек-рых др. факторов. Подобия теория позволяет представить законы теплообмена в виде соотношений между основными безразмерными критериями - Нуссельта числом , Рейнольдса числом , Прандтля числом и температурным фактором , учитывающим переменность теплофиз. свойств газа поперек пограничного слоя. Здесь и - и скорость газа, и - коэфф. вязкости и теплопроводности, L - характерный размер тела. Наиб. влияние на конвективный А. н. оказывает число Рейнольдса. В простейшем случае продольного обтекания плоской пластины закон конвективного теплообмена для ламинарного пограничного слоя имеет вид

где и вычисляются при темп-ре а для турбулентного пограничного слоя

На носовой части тела с затуплением сферич. формы ламинарный теплообмен описывается соотношением:

где r e и m е вычисляются при темп-ре T е . Эти ф-лы могут быть обобщены и на случай расчёта теплообмена при безотрывном обтекании тел более сложной формы с произвольным распределением давления. При турбулентном течении в пограничном слое происходит интенсификация конвективного А. н., связанная с тем, что, помимо молекулярной теплопроводности, существ. роль в переносе энергии нагретого газа к поверхности тела начинают играть турбулентные пульсации.

При теоретич. расчёте А. н. аппарата, летящего в плотных слоях атмосферы, течение около тела можно разбить на две области - невязкую и вязкую (пограничный слой). Из расчёта течения невязкого газа во внеш. области определяется распределение давления по поверхности тела. Течение в вязкой области при известном распределении давления вдоль тела может быть найдено путём численного интегрирования ур-ний пограничного слоя или для расчёта А. н. могут быть использованы разл. приближённые методы.

А. н. играет существ. роль и при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла темп-pa газа может быть близкой к темп-ре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии к стенке, что и в пограничном слое на летящем теле, в результате чего и возникает А. н. стенок сопла ракетных двигателей.

Для получения данных по А. н., особенно для тел сложной формы, в т. ч. тел, обтекаемых с образованием отрывных областей, проводят эксперим. исследования на маломасштабных, геометрически подобных моделях в аэродинамических трубах с воспроизведением определяющих безразмерных параметров (чисел M, Re и температурного фактора).

С повышением скорости полёта темп-pa газа за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и молекул набегающего газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная хим. реакция - рекомбинация, идущая с выделением тепла. Это даёт дополнит. вклад в конвективный А. н. В случае диссоциации и ионизации удобно перейти от темп-р к энтальпиям:

где -равновесная энтальпия, и - энтальпия и скорость газа на внеш. границе пограничного слоя, а - энтальпия набегающего газа при темп-ре поверхности. В этом случае для определения могут быть использованы те же критич. соотношения, что и при относительно невысоких скоростях полёта.

При полёте на больших высотах на конвективный нагрев может оказать влияние неравновесность физико-хим. превращений. Это явление становится существенным, когда характерные времена диссоциации, ионизации и др. хим. реакций становятся равными (по порядку величины) времени пребывания частиц газа в области с повышенной темп-рой вблизи тела. Влияние физико-хим. неравновесности на А. н. проявляется в том, что продукты диссоциации и ионизации, образовавшиеся за ударной волной и в высокотемпературной части пограничного слоя, не успевают рекомбинировать в пристеночной, относительно холодной части пограничного слоя, теплота реакции рекомбинации не выделяется и А. н. уменьшается. В этом случае важную роль приобретают каталитич. свойства материала поверхности тела. Применяя материалы или покрытия с низкой каталитич. активностью по отношению к реакциям рекомбинации (напр., двуокись кремния), можно заметно снизить величину конвективного А. н.

Если через проницаемую поверхность тела происходит подача ("вдув") газообразного охладителя внутрь пограничного слоя, то интенсивность конвективного А. н. снижается. Это происходит гл. обр. в результате дополнит. затрат тепла на нагрев вдуваемых в пограничный слой газов. Эффект снижения конвективного теплового потока при вдуве инородных газов тем сильнее, чем меньше их молекулярный вес, поскольку при этом возрастает уд. теплоёмкость вдуваемого газа. При ламинарном режиме течения в пограничном слое эффект вдува проявляется сильнее, чем при турбулентном. При умеренных уд. расходах вдуваемого газа снижение конвективного теплового потока можно определить по формуле

где - конвективный тепловой поток к эквивалентной непроницаемой поверхности, G - уд. массовый расход вдуваемого газа через поверхность, а - коэф. вдува, зависящий от режима течения в пограничном слое, а также свойств набегающего и вдуваемого газов. Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей с повышенной темп-рой к поверхности тела. При этом наибольшую роль играет в УФ- и видимой областях спектра. Для теоретич. расчёта радиац. нагрева необходимо решать систему интегродифференциальных ур-ний радиац. газовой , учитывающих собств. излучение газа, поглощение излучения средой и перенос лучистой энергии по всем направлениям в окружающей тело высокотемпературной области течения. Интегральный по спектру радиац. поток q Р0 к поверхности тела может быть рассчитан с помощью Стефана-Болъцмана закона излучения:

где T 2 - темп-pa газа между ударной волной и телом, = 5,67*10 -8 Вт/(м 2 *К 4) - постоянная Стефана, - эфф. степень черноты излучающего объёма газа, к-рый в первом приближении может рассматриваться как плоский изотермич. слой. Величина е определяется совокупностью элементарных процессов, вызывающих излучение газов при высоких темп-pax. Она зависит от скорости и высоты полёта, а также от расстояния между ударной волной и телом.

Если относит. величина радиац. А. н. велика, то существ. роль начинает играть радиац. охлаждение газа за ударной волной, связанное с выносом энергии из излучающего объёма в окружающую среду и понижением его темп-ры. В этом случае при расчёте радиац. А. н. должна быть введена поправка, величина к-рой определяется параметром высвечивания:

где - скорость полёта, - плотность атмосферы. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической радиац. А. н. мал по сравнению с конвективным. При второй космич. скорости они сравниваются по порядку величины, а при скоростях полёта 13-15 км/с, соответствующих возвращению на Землю после полёта к др. планетам, осн. вклад даёт радиационный А. н.

Частный случай А. н.- нагрев тел, движущихся в верх. слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. молекул газа соизмерима или даже превышает размеры тела. В этом случае образования ударной волны не происходит и при больших скоростях полёта (порядка первой космической) для расчёта А. н. может быть использована простая ф-ла

где - угол между нормалью к поверхности тела и вектором скорости набегающего потока, а - коэф. аккомодации, к-рый зависит от свойств набегающего газа и материала поверхности и, как правило, близок к единице.

С А. н. связана проблема "теплового барьера", возникающая при создании сверхзвуковых самолётов и ракет-носителей. Важную роль А. н. играет при возвращении космич. аппаратов в атмосферу Земли, а также при входе в атмосферу планет со скоростями порядка второй космической и выше. Для борьбы с А. н. применяются спец. системы теплозащиты .

Лит.: Радиационные свойства газов при высоких температурах, M., 1971; Основы теории полета космических аппаратов, M., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике, M., 1975. И. А. Анфимов .

Ином газе. Аэродинамический нагрев неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, которое испытывают тела при движении в атмосфере; энергия, затрачиваемая на его преодоление, частично передаётся телу в виде аэродинамического нагрева. При движении тела встречный поток газа тормозится вблизи его поверхности. Если тело движется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит сначала в ударной волне, возникающей перед телом, затем непосредственно у самой его поверхности, где торможение вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы газа «прилипать» к поверхности, образуя так называемый пограничный слой. При торможении потока его кинетическая энергия уменьшается, и соответственно увеличиваются внутренняя энергия газа и его температура. Так, при полёте ЛА со скоростью, втрое превышающей скорость звука (около 1 км/с), температура воздуха у его поверхности составляет около 400 К, при входе в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (около 8 км/с) достигает 8000 К, а со 2-й космической скоростью (11,2 км/с) - около 11 000 К. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся движущемуся телу, происходит аэродинамический нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагрева - конвективный и радиационный.

Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты теплопроводностью из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела; зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, характера течения (ламинарное или турбулентное) в пограничном слое. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. При дальнейшем увеличении скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходят диссоциация и ионизация молекул газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область потока - к поверхности тела, где происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это вносит дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.

Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей газа с повышенной температурой к поверхности тела. Наибольшую роль играют излучения в видимой и УФ-областях спектра. При скорости полёта порядка 5 км/с температура газа за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным; при 2-й космической скорости их значения становятся близкими, а при скоростях 13-15 км/с и выше (соответствующих возвращению космического аппарата на Землю) основная доля аэродинамического нагрева принадлежит радиационнрй составляющей.

Аэродинамический нагрев также играет существенную роль при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла температура газа может быть близкой к температуре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии, что и в пограничном слое на поверхности ЛА, в результате чего и возникает аэродинамический нагрев стенок сопла ракетного двигателя.

С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолётов, ракет-носителей и космических аппаратов. Но если при достаточно длительном сверхзвуковом полёте обшивка самолёта нагревается до температуры, близкой к температуре торможения (порядка 400 К), то поверхность космического аппарата при входе в атмосферу Земли или другой планеты со скоростью более 10-11 км/с неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности обычных материалов выдерживать столь большие температуры (порядка 6000-8000 К). Поэтому для противодействия аэродинамическому нагреву на космических аппаратах применяют тепловую защиту.

Лит.: Основы теории полёта космических аппаратов. М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. 2-е изд. М., 1992.