7.1.7. LASER HEATING Esialgne periood. Laser (lühend sõnadest Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation) loodi 20. sajandi teisel poolel. ja leidis mõningast rakendust elektritehnoloogias. Stimuleeritud emissiooniprotsessi idee väljendas A. Einstein 1916. aastal. 40ndatel V.A.

Animatsioon

Kirjeldus

Aerodünaamiline kuumenemine on õhus või mõnes muus gaasis suurel kiirusel liikuvate kehade kuumutamine Aerodünaamiline kuumenemine on tingitud asjaolust, et kehale lendavad õhu (gaasi) molekulid aeglustuvad. Kui lend tehakse alates ülehelikiirus, pidurdamine toimub eelkõige kere ees tekkiva lööklaine korral. Kui õhumolekulid aeglustuvad piirkihis, otse keha pinnal, suureneb nende kaootilise liikumise energia, mis toob kaasa gaasi temperatuuri tõusu selles kihis ja keha aerodünaamilise kuumenemise. Näiteks kui ülehelikiirusega õhusõiduk lendab kiirusega 1 km/s, on paigalseisu temperatuur umbes 700 K ja kui kosmoselaev siseneb Maa atmosfääri esimese põgenemiskiirusega (~7,6 km/s), jõuab paigalseisu temperatuur. 8300 K. Kui esimesel juhul võib lennuki naha temperatuur olla paigalseismistemperatuuri lähedal, siis teisel juhul hakkab kosmoselaeva pind paratamatult kokku kukkuma, kuna materjalid ei talu nii kõrgeid temperatuure.

Maksimaalne temperatuur, milleni saab gaasi kuumutada liikuva keha läheduses, on lähedane nn stagnatsioonitemperatuurile T0:

,

kus on sissetuleva õhu temperatuur;

V - keha lennukiirus;

c p on gaasi erisoojusmaht konstantsel rõhul.

Keha liikumiskiiruse kasvades tõuseb õhutemperatuur lööklaine taga ja piirkihis.

Aerodünaamilise kuumenemise aste sõltub oluliselt kere kujust, mida võetakse arvesse aerodünaamilise õhutakistusteguri Cx kasutuselevõtuga. Aerodünaamilist kuumutamist on kahte tüüpi: konvektiivne ja kiirgus. Konvektiivne kuumutamine on soojuse ülekandmine piirkihi piirkonnast liikuva objekti pinnale juhtivuse ja difusiooni teel. Kiirguskuumutamine on soojuse ülekanne gaasimolekulide kiirguse tõttu. Konvektsiooni ja kiirgussoojuse voogude suhe sõltub objekti kiirusest. Kuni esimese kosmilise kiiruse väärtusteni on teise kosmilise kiiruse (~11200 m/s) juures ülekaalus konvektiivne kuumenemine, konvektiiv- ja kiirgusvood on ligikaudu võrdsed ning kiirustel üle 13000 m/s muutub kiirgus; valdav soojusvoog.

Gaaside aerodünaamilise kuumutamise omadusi uuritakse paigaldistes, mida nimetatakse põrutustorudeks. Lööklaine võib tekitada plahvatus, elektrilahendus vms.

Ajastuse omadused

Algusaeg (logi kuni -1 kuni 2);

eluiga (log tc vahemikus 13 kuni 15);

Lagunemisaeg (log td vahemikus -1 kuni 2);

Optimaalse arengu aeg (log tk vahemikus 1 kuni 2).

Diagramm:

Efekti tehnilised teostused

Efekti tehniline teostus

Aerodünaamilise kuumutamisega on seotud ülehelikiirusega õhusõidukite ja kanderakettide loomisel tekkiva "soojusbarjääri" probleem. Aerodünaamiline kuumutamine mängib olulist rolli nii kosmoselaevade Maa atmosfääri naasmisel kui ka planeetide atmosfääri sisenemisel kiirusega, mis on suurusjärgus teine ​​kosmiline kiirus ja suurem. Aerodünaamilise kuumutamise vastu võitlemiseks kasutatakse spetsiaalseid termokaitsesüsteeme.

Aerodünaamiline kuumutamine mängib tavaliselt negatiivset rolli. Aerodünaamilise kuumutamise vastu võitlemiseks on lennukid varustatud spetsiaalsete termokaitsesüsteemidega. Termokaitseks on aktiivsed ja passiivsed meetodid. Aktiivsete meetoditega surutakse kaitstud pinnale gaasiline või vedel jahutusvedelik. Gaasiline jahutusvedelik blokeerib pinna kõrge temperatuuri mõju eest väliskeskkond ja pinnale tekkiv vedel jahutusvedelik kaitsekile, neelab soojuse, mis läheneb pinnale kile kuumutamise ja aurustumise, aga ka sellele järgneva auru kuumutamise tulemusena. Passiivsete termokaitsemeetodite puhul neelab soojusvoo mõju spetsiaalselt selleks ette nähtud väliskest või põhikonstruktsioonile kantud spetsiaalne kate. Kõige levinum on lagunevate pindade kasutamine termokaitse, mille käigus soojusvoog kulutatakse sulamis-, aurustumis-, sublimatsiooni- ja keemiliste reaktsioonide protsessidele. Selliste katete materjalid on klaaskiud ja muud plastid, mis sisaldavad orgaanilisi ja räniorgaanilisi sideaineid. Paljulubavad on ka süsiniku ja süsiniku koostised.

Aerodünaamiline arvutus on õhusõiduki või selle üksikute osade (kere, tiivad, saba, juhtimisseadmed) aerodünaamilise uurimise kõige olulisem element. Selliste arvutuste tulemusi kasutatakse trajektooriarvutustes, liikuvate objektide tugevusega seotud ülesannete lahendamisel, lennu jõudlus LA.

Aerodünaamiliste omaduste kaalumisel võite kasutada isoleeritud kerede ja kandepindade (tiivad ja saba) ning nende kombinatsioonide omaduste jaotamise põhimõtet üksikuteks komponentideks. Viimasel juhul määratakse aerodünaamilised jõud ja momendid vastavate karakteristikute (isoleeritud keha, tiibade ja saba puhul) ja interaktsiooniefektidest tingitud interferentsi korrektsioonide summana.

Aerodünaamilisi jõude ja momente saab määrata aerodünaamiliste koefitsientide abil.

Tuginedes aerodünaamilise summaarse jõu ja summaarse aerodünaamilise momendi esitamisele vastavalt kiiruse ja sellega seotud koordinaatsüsteemide telgede projektsioonides, kasutatakse aerodünaamiliste koefitsientide nimetusi: - takistuse aerodünaamilised koefitsiendid, tõste külgjõud; aerodünaamilised veeremis-, lengerdus- ja kaldemomentide koefitsiendid.

Esitatud meetod aerodünaamiliste omaduste määramiseks on ligikaudne. Joonisel on kujutatud raketi skeem, siin L on lennuki pikkus, dm on lennuki kere läbimõõt, on nina pikkus, l on tiibade siruulatus koos ventraalse osaga (joonis 1).

roolimootoriga rakettlennuk

Tõstejõud

Tõstejõud määratakse valemiga

kus on kiiruse rõhk, on õhu tihedus, S on iseloomulik pindala (näiteks pindala ristlõige kere), - tõusutegur.

Koefitsient määratakse tavaliselt 0xyz kiiruse koordinaatsüsteemis. Koos koefitsiendiga võetakse arvesse ka normaaljõu koefitsienti, mis määratakse seotud koordinaatsüsteemis.

Need koefitsiendid on omavahel seotud suhte kaudu

Lennukit kujutame ette järgmiste põhiosade kogumina: kere (kere), esi- (I) ja tagumised (II) kandepinnad. Väikeste löögi- ja laagripindade läbipaindenurkade korral on sõltuvused ja lähedased lineaarsele, st neid saab esitada kujul

siin ja on vastavalt eesmise ja tagumise kandepinna läbipaindenurgad; ja on väärtused ja juures; , - koefitsientide osalised tuletised nurkade suhtes ja, võttes arvesse.

Mehitamata õhusõidukite väärtused on enamikul juhtudel nullilähedased, seega ei võeta neid arvesse. Juhtseadistena kasutatakse tagumisi laagripindu.

Koefitsiendi määramine

leiame tuletise:

Väikeste ründenurkade ja jaoks, võime panna, siis võrdsus (2) võtab kuju. Kujutagem ette lennuki normaaljõudu kolme liikme summana

millest igaüks saab väljendada vastava normaaljõukoefitsiendi kaudu:

Jagades võrdsuse (3) liikme liikmega ja eemaldades tuletise suhtes, saame punktis 0

Kus; - voolu aeglustuskoefitsiendid;

; ; - õhusõiduki osade suhtelised alad.

Vaatleme üksikasjalikumalt võrdsuse (4) paremal poolel sisalduvaid suurusi.

Esimene liige võtab arvesse kere enda normaalset jõudu ja madalate lööginurkade korral võrdub see isoleeritud kere normaalse jõuga (arvestamata kandepindade mõju).

AERODÜNAAMILINE KÜTE- õhus või muus gaasis suurel kiirusel liikuvate kehade kuumutamine. A. n. lahutamatult seotud aerodünaamiline takistus, milliseid kehasid testitakse atmosfääris lennu ajal. Vastupanu ületamiseks kulutatud energia kandub osaliselt kehasse anatoomilise energia kujul. Füüsilisega arvestamine Mugav on läbi viia protsesse, mis määravad A. N. liikuval kehal paikneva vaatleja seisukohast. Sel juhul võite märgata, et kehale voolav gaas on keha pinna lähedal aeglustunud. Esiteks toimub pidurdamine lööklaine, mis tekib keha ees, kui lend toimub ülehelikiirusel. Gaasi edasine aeglustumine toimub, nagu allahelikiirusega lennukiirustel, otse keha pinnal, kus see on põhjustatud viskoossetest jõududest, mistõttu molekulid "kleepuvad" moodustumisega pinnale. piirkiht.

Gaasivoolu pidurdamisel on selle kineetiline. energia väheneb, mis vastavalt energia jäävuse seadusele toob kaasa sisemise suurenemise. gaasienergia ja selle temperatuur. Max soojussisaldus ( entalpia) gaasi pidurdamisel keha pinnal on lähedane pidurdusentalpiale: , kus on vastutuleva voolu entalpia ja on lennukiirus. Kui lennukiirus pole liiga suur (1000 m/s), siis löö. soojusmahtuvus konstantsel tasemel survet koos p võib pidada konstantseks ja avaldisest saab määrata vastava gaasipidurdustemp

Kus T e- tasakaalutemperatuur (maksimaalne temperatuur, milleni kehapinda saaks soojendada, kui energia eemaldamine puudub), - koefitsient. konvektiivne soojusülekanne, indeks tähistab parameetreid pinnal. T e on pidurdustemperatuuri lähedal ja seda saab määrata avaldise järgi

Kus r-koefitsient. temperatuuri taastamine (laminaarseks, turbulentseks), T 1 Ja M 1 - temp-pa ja Machi number välisele piirkihi piir, -ratio sp. gaasi soojusmahtuvus konstantsel tasemel rõhk ja maht, Pr- Prandtl number.

Väärtus sõltub lennu kiirusest ja kõrgusest, keha kujust ja suurusest, aga ka teatud muudest teguritest. Sarnasuste teooria võimaldab esitada soojusülekande seadused peamiste mõõtmeteta kriteeriumide vaheliste seoste kujul - Nusselt number , Reynoldsi number , Prandtl numbri järgi ja temperatuuritegur , võttes arvesse termofüüsika muutlikkust. gaasi omadused üle piirkihi. Siin ja - ja gaasi kiirus, ja - koefitsient. viskoossus ja soojusjuhtivus, L- iseloomulik keha suurus. Naib. mõju konvektiivsele a. annab Reynoldsi numbri. Lameda plaadi ümber toimuva pikisuunalise voolu kõige lihtsamal juhul on laminaarse piirkihi konvektiivse soojusülekande seadus selline

kus ja on arvutatud temperatuuril a turbulentse piirkihi jaoks

Nina kehaosal on nüri sfääriline kuju. Laminaarse soojusülekande vorme kirjeldatakse seosega:

kus r e ja m e arvutatakse temperatuuril T e. Neid valemeid saab üldistada soojusülekande arvutamiseks pideva voolu käigus keerukama kujuga kehade ümber suvalise rõhujaotusega. Turbulentsel voolul piirkihis intensiivistub konvektiivenergia, mis tuleneb sellest, et lisaks molekulaarsele soojusjuhtivusele on ka olendid. Turbulentsed pulsatsioonid hakkavad mängima oma rolli kuumutatud gaasi energia ülekandmisel keha pinnale.

Teoreetilisega arvutus A. n. Atmosfääri tihedates kihtides lendava sõiduki puhul võib voolu keha ümber jagada kaheks piirkonnaks – inviscid ja viskoosne (piirkiht). Mitteviskoosse gaasi väljavoolu arvutamisest ala, määratakse rõhu jaotus üle keha pinna. Voolu viskoosses piirkonnas, millel on teadaolev rõhujaotus piki keha, saab leida piirkihi võrrandite numbrilise integreerimise või vooludünaamika arvutamise teel. saab kasutada erinevaid ligikaudsed meetodid.

A. n. mängib olendeid. rolli ja ülehelikiirus gaas kanalites, peamiselt rakettmootorite düüsides. Düüsi seinte piirkihis võib gaasi temperatuur olla lähedane põlemiskambri temperatuurile raketi mootor(kuni 4000 K). Sel juhul toimivad samad energiaülekande mehhanismid seinale, mis lendaval kehal piirkihis, mille tulemusena tekib atomism. rakettmootori düüside seinad.

Andmete saamiseks A. N. kohta, eriti keeruka kujuga kehade, sealhulgas eralduspiirkondade moodustamisega voolujooneliste kehade kohta, viiakse läbi katsed. aastal uuritakse väikesemahuliste, geomeetriliselt sarnaste mudelite kohta tuuletunnelid määratlevate dimensioonideta parameetrite (numbrid M, Re ja temperatuuritegur).

Lennukiiruse kasvades tõuseb gaasi temperatuur lööklaine taga ja piirkihis, mille tulemuseks on vastutulevate gaasimolekulide dissotsiatsioon. Saadud aatomid, ioonid ja elektronid hajuvad külmemasse piirkonda – keha pinnale. Seal toimub vastupidine keemia. reaktsioon - rekombinatsioon, mis toimub soojuse vabanemisega. See annab lisa. panus konvektiivse a. Dissotsiatsiooni ja ionisatsiooni korral on mugav liikuda temperatuurilt entalpiatele:

Kus - tasakaalu entalpia ja - entalpia ja gaasi kiirus väljastpoolt. piirkihi piir ja on sissetuleva gaasi entalpia pinnatemperatuuril. Sel juhul saab määramisel kasutada samu kriitilisi kriteeriume. suhted, nagu suhteliselt mitte suured kiirused lendu.

Suurtel kõrgustel lennates võib konvektiivsoojenemist mõjutada füüsikalis-keemiliste ainete tasakaalutus. teisendusi. See nähtus muutub oluliseks, kui iseloomulikud ajad dissotsiatsiooni, ionisatsiooni jne keemilised. reaktsioonid võrduvad (suurusjärgus) gaasiosakeste viibimisajaga keha lähedal kõrgendatud temperatuuriga piirkonnas. Füüsikalis-keemiline mõju tasakaalutus A. n. avaldub selles, et lööklaine taga ja piirkihi kõrgtemperatuurilises osas tekkivatel dissotsiatsiooni- ja ionisatsiooniproduktidel ei ole aega rekombineerida piirkihi seinalähedases, suhteliselt külmas osas rekombinatsioonireaktsioonist ei vabane ja A. n. väheneb. Sel juhul mängivad olulist rolli katalüütilised ained. kehapinna materjali omadused. Madala katalüütilisusega materjalide või kattekihtide kasutamine aktiivsust rekombinatsioonireaktsioonide suhtes (näiteks ränidioksiid), võib konvektiivse A.N suurust oluliselt vähendada.

Kui gaasilist jahutusvedelikku tarnitakse ("pritsitakse") piirkihti läbi keha läbilaskva pinna, siis konvektiivse A. n. väheneb. See juhtub ptk. arr. selle tulemusena lisandub. soojuskulu piirkihti puhutud gaaside soojendamiseks. Võõrgaaside süstimisel konvektiivse soojusvoo vähendamise mõju on seda tugevam, mida väiksem on nende molekulmass, kuna löök suureneb. sisestatava gaasi soojusmahtuvus. Kell laminaarne režiim Piirkihis olevates vooludes on puhumisefekt tugevam kui turbulentsetes vooludes. Mõõdukatel löökidega. sisestatud gaasi tarbimine, saab konvektiivse soojusvoo vähenemise määrata valemiga

kus on konvektiivne soojusvoog samaväärsele mitteläbilaskvale pinnale, G on spetsifikatsioon. läbi pinna sissepritsitud gaasi massivoolukiirus, a - koefitsient. sissepritse, olenevalt voolurežiimist piirkihis, samuti vastutulevate ja sissepritsitavate gaaside omadustest. Kiirguskuumutamine toimub tänu kiirgusenergia ülekandmisele kõrgendatud temperatuuriga piirkondadest keha pinnale. Sel juhul mängib see kõige suuremat rolli spektri UV- ja nähtavates piirkondades. Teoreetiliseks kiirgusarvutus küte, on vaja lahendada kiirguse integro-diferentsiaalvõrrandite süsteem. gaas, arvestades enda. gaasi emissioon, kiirguse neeldumine keskkonna poolt ja kiirgusenergia ülekandmine kõigis suundades keha ümbritsevas kõrge temperatuuriga voolupiirkonnas. Integraal üle kiirgusspektri. voolu q P0 kehapinnale saab arvutada kasutades Stefan-Boltzmanni kiirgusseadus:

kus T 2 - gaasi temp-pa lööklaine ja keha vahel, = 5,67 * 10 -8 W/(m 2 * K 4) - Stefani konstant, - eff. gaasi kiirgava ruumala emissiooniaste, mida võib esmase lähenduse kohaselt pidada tasaseks isotermiliseks. kiht. E väärtuse määrab elementaarsete protsesside kogum, mis põhjustab kõrgetel temperatuuridel gaaside eraldumist. See sõltub lennu kiirusest ja kõrgusest, samuti lööklaine ja keha vahelisest kaugusest.

Kui see kehtib. kiirguse väärtus A. n. suurepärased, siis olendid. Kiirgus hakkab oma rolli mängima. lööklaine taga oleva gaasi jahutamine, mis on seotud energia eemaldamisega kiirgavast mahust sisse keskkond ja selle temperatuuri langus. Sel juhul kiirguse arvutamisel. A. n. tuleb sisse viia parandus, mille väärtus määratakse kuvaparameetriga:

kus on lennukiirus ja atmosfääri tihedus. Maa atmosfääris lennates esimesest kosmilisest kiirgusest madalamal kiirusel. A. n. väike võrreldes konvektiivse. Teise kosmilise ajal kiirustel võrreldakse neid suurusjärgus ning lennukiirustel 13-15 km/s, mis vastab tagasipöördumisele Maale pärast lendu teistele planeetidele, peamist. panuse annab kiirgusteadus.

A. N. erijuhtum on ülespoole liikuvate kehade kuumenemine. atmosfääri kihid, kus voolurežiim on vabamolekulaarne, st gaasimolekulid on vastavuses keha suurusega või isegi ületavad selle. Sel juhul ei teki lööklaine tekkimist isegi suurtel lennukiirustel (esimese kosmilise kiiruse suurusjärgus) aeronautika arvutamiseks. saab kasutada lihtsat valemit

kus on nurk kehapinna normaalse ja vabavoolu kiiruse vektori vahel, A- koefitsient majutus, mis sõltub langeva gaasi ja pinnamaterjali omadustest ning on reeglina ühtsusele lähedane.

Koos A. n. Sellega on seotud ülehelikiirusega lennukite ja kanderakettide loomisel tekkiva "soojusbarjääri" probleem. Tähtis roll A. n. mängib kosmilise tagasituleku ajal. sõidukid Maa atmosfääri, samuti planeetide atmosfääri sisenemisel kiirustel, mis on suurusjärgus teist kosmilist kiirust ja suuremad. Võitlemiseks A. n. kasutatakse spetsiaalseid. süsteemid termiline kaitse.

Lit.: Gaaside kiirgusomadused kõrgel temperatuuril, M., 1971; Kosmoseaparaadi lennuteooria alused, M., 1972; Soojusülekande alused lennunduses ning raketi- ja kosmosetehnoloogias, M., 1975. I. A. Anfimov.

Kui mürskude ja rakettide kuumutamine madalal lennukiirusel on väike, siis suurel kiirusel saab sellest tõsine takistus lennukite arendamisel. Neid seadmeid soojendab Päikesest eralduv soojus ning mootorite ja juhtimisseadmete töötamisel tekkiv soojus. Lisaks kuumenevad nad õhus liikudes.

Kõige olulisemat rolli mängib õhus liikumisest tulenev kuumenemine, eriti ballistiliste rakettide tagasipöördumisel atmosfääri. Lennuki õhus liikumisel tekib soojus raketi pinnal oleva õhu hõõrdumise ja peamiselt lendava keha ees oleva õhu kokkusurumise tõttu.

Teatavasti saavutas Vaiksesse ookeani lastud Nõukogude rakett kiiruseks üle 7200 m/sek. Kui raketi tagasipöördumisel atmosfääri oleks see kiirus säilinud ja tagatud oleks õhu täielik aeglustumine raketi ees, siis, nagu näitab elementaarne arvutus, mis põhineb kokkusurutavate gaaside energia jäävuse võrrandil, on temperatuur õhuhulk raketi ees oleks võinud suureneda peaaegu 26 000° võrra.

Siiski esitagem endale mitu küsimust. Esiteks, kas lendava raketi ees olev õhk kuumeneb kokkusurumise tulemusena tegelikult arvutatud temperatuurini? Vastus on eitav. Teoreetiliselt peaks õhu täielik aeglustumine voolujoonelise keha, näiteks mürsu või raketi ees toimuma ainult ühes punktis, nimelt: ninaotsa ees. Ülejäänud pinnal toimub ainult osaline õhupidurdus. Seetõttu on õhu üldine kuumenemine lennuki läheduses palju väiksem. Lisaks muutuvad raketi ees oleva õhu soojenemisel ja tiheduse suurenemisel selle termodünaamilised omadused, eriti suureneb erisoojusvõimsus ja õhu kuumenemine osutub väiksemaks. Lõpuks hakkavad absoluutse temperatuurini 2500–3000° kuumutatud õhumolekulid aatomiteks "lõhenema". Aatomid muutuvad ioonideks, see tähendab, et nad kaotavad elektrone. Need protsessid (dissotsiatsioon ja ionisatsioon) võtavad ka osa soojusest, vähendades õhutemperatuuri.

Teiseks, kas kogu õhus olev soojus kandub lendu ajal mürsule või raketile? Tuleb välja, et mitte. Kuumutatud õhk eraldab soojusülekande ja soojuskiirguse kaudu palju soojust ümbritsevatele õhumassidele.

Kolmandaks, kui lendava keha ees olev õhk on kuumutatud teatud temperatuurini, kas see tähendab, et rakett on sama kraadini kuumutatud? Samuti ei. Naha temperatuur on alati madalam kui seda ümbritseva õhu temperatuur.

Soojuse vastuvõtmisel eraldab lennuk soojust ümbritsevale õhule ja jahutab kiirguse mõjul. Üldiselt soojeneb seade temperatuurini, mille juures tekib mingi keeruline termiline tasakaal.

Mürsu või raketi tõenäolise kuumenemise hindamiseks lennu ajal peate esmalt teadma, millise kiirusega ja kui kaua see lendab läbi antud tiheduse ja temperatuuriga õhukihtide. Atmosfääri ülespoole tungides on ballistilise raketi viibimine suhteliselt tihedas atmosfääris väga lühiajaline ja seda mõõdetakse sekundites. Põhimõtteliselt arendab see suuremat kiirust atmosfäärist väljumisel, st seal, kus õhk on väga haruldane.

Kõik need asjaolud kokku toovad kaasa asjaolu, et raketi kuumutamise intensiivsus üleslennu ajal on küll märkimisväärne, kuid ilma erilisi konstruktiivseid meetmeid võtmata on üsna vastuvõetav.

Oluliselt suuremad raskused ootavad raketti (selle peaosa) taas atmosfääri sisenemisel. Lisaks suurtele aerodünaamilistele koormustele võib siin tekkida nn "soojusšokk", mis on seotud raketi temperatuuri kiire tõusuga.

Loetleme lühidalt mõned väliskirjanduses toodud meetodid õhusõidukite kuumutamisega võitlemiseks *. Esiteks nende sunnitud liikumise kiiruse vähendamine atmosfääris (näiteks raketi tagasisaatmisel) õhkpidurite, langevarjude, pidurdusmootorite jms abil. Teiseks tule- ja kuumakindlate materjalide kasutamine naha ehitamiseks . Kolmandaks materjalide või kattekihtide kasutamine kesta jaoks, mida iseloomustab kõrge emissioonivõime, st võime kanda ruumi rohkem soojust. Neljandaks pinna põhjalik poleerimine, mis parandab selle peegeldust. Viiendaks peamiste konstruktsioonisõlmede soojusisolatsioon, st küttekiiruse vähendamine, kandes pinnale madala soojusjuhtivusega ainekihti või luues kihilise poorse soojusisolatsioonikomplekti välimise ja sisemise kesta vahele.

* ("Lennuk" nr 2478.)

Ja ometi tekivad väga suurel kiirusel temperatuurid, mille juures ei sobi metall ega muud materjalid ilma meetmeteta, mis sunniksid nahka jahutama. Seetõttu on kuues võimalus tekitada sundjahutus, mida saab luua erinevaid viise, olenevalt õhusõiduki eesmärgist.

Mõnikord on rakettide lõhkepead kaetud nn põlemiskatetega. Temperatuuri alandamine saavutatakse sel juhul kaitsva kattekihi loomisega, mis on ette nähtud sulama ja põlema. Seega neelavad nad soojust, takistades selle jõudmist peamiste konstruktsioonielementideni. Kattekihi sulamisel või aurustumisel moodustab see samaaegselt kaitsekihi, mis vähendab soojusülekannet ülejäänud konstruktsioonile.

Lennuki efektiivsus kaasaegsel tasemel nende areng on otseselt seotud termilise probleemi lahendamisega. Selle valdkonna saavutuste tipp oli Nõukogude kosmonautide Yu ja G. S. Titovi naasmine Maale.

Välismaa juhitavate rakettide ja rakettide põhiandmed*

* (Antud andmed on laenatud välisajakirjandusest (peamiselt “Lennud” nr 2602 ja 2643). Tühjad väljad näitavad, et teavet pole avaldatud.)