7.1.7. گرمایش لیزری دوره اولیه. لیزر (مخفف تقویت نور توسط تشعشعات تحریک شده) در نیمه دوم قرن بیستم ساخته شد. و کاربردهایی در فناوری الکتریکی پیدا کرد. ایده فرآیند انتشار تحریک شده توسط A. Einstein در سال 1916 بیان شد. در دهه 40، V.A.

انیمیشن

شرح

گرمایش آیرودینامیکی گرمایش اجسامی است که با سرعت زیاد در هوا یا گاز دیگری حرکت می کنند گرمایش آیرودینامیکی نتیجه این واقعیت است که مولکول های هوا (گاز) که بر روی بدن پرواز می کنند در نزدیکی بدن کاهش می یابد. اگر پرواز از سرعت مافوق صوت، ترمز در درجه اول در موج ضربه ای که در جلوی بدنه ایجاد می شود رخ می دهد. هنگامی که مولکول های هوا در لایه مرزی، مستقیماً در سطح بدن کاهش می یابند، انرژی حرکت آشفته آنها افزایش می یابد که منجر به افزایش دمای گاز در این لایه و گرم شدن آیرودینامیکی بدن می شود. به عنوان مثال، هنگامی که یک هواپیمای مافوق صوت با سرعت 1 کیلومتر بر ثانیه پرواز می کند، دمای رکود حدود 700 کلوین است و هنگامی که فضاپیما با اولین سرعت فرار (~7.6 کیلومتر بر ثانیه) وارد جو زمین می شود، دمای رکود به جو زمین می رسد. 8300 K. اگر در حالت اول ممکن است دمای پوسته هواپیما نزدیک به دمای سکون باشد، در حالت دوم به دلیل ناتوانی مواد در تحمل چنین دماهای بالا، سطح فضاپیما به ناچار شروع به فروپاشی می کند.

حداکثر دمایی که می توان گاز را در مجاورت جسم متحرک گرم کرد، نزدیک به دمای به اصطلاح راکد T0 است:

,

دمای هوای ورودی کجاست.

V - سرعت پرواز بدن؛

c p ظرفیت گرمایی ویژه گاز در فشار ثابت است.

با افزایش سرعت بدن، دمای هوا در پشت موج ضربه ای و در لایه مرزی افزایش می یابد.

درجه حرارت آیرودینامیکی به طور قابل توجهی به شکل بدنه بستگی دارد که با معرفی ضریب درگ آیرودینامیکی Cx در نظر گرفته می شود. دو نوع گرمایش آیرودینامیکی وجود دارد: همرفتی و تابشی. گرمایش همرفتی عبارت است از انتقال گرما از ناحیه لایه مرزی به سطح جسم متحرک توسط رسانایی و انتشار. گرمایش تابشی انتقال گرما در اثر تابش مولکول های گاز است. رابطه بین همرفت و جریان گرمای تابشی به سرعت جسم بستگی دارد. تا مقادیر اولین سرعت کیهانی، گرمایش همرفتی غالب است؛ در سرعت کیهانی دوم (~ 11200 متر بر ثانیه)، شار همرفتی و تابش تقریباً برابر است و در سرعت‌های بیش از 13000 متر بر ثانیه، تشعشع می‌شود. شار حرارتی غالب

ویژگی های گرمایش آیرودینامیکی گازها در تاسیساتی به نام لوله های شوک بررسی می شود. یک موج شوک می تواند در اثر انفجار، تخلیه الکتریکی و غیره ایجاد شود.

ویژگی های زمان بندی

زمان شروع (ورود به -1 تا 2)؛

طول عمر (log tc از 13 تا 15)؛

زمان تخریب (log td از -1 تا 2)؛

زمان توسعه بهینه (log tk از 1 تا 2).

نمودار:

پیاده سازی های فنی اثر

اجرای فنی اثر

در ارتباط با گرمایش آیرودینامیکی، مشکل "موانع حرارتی" است که هنگام ایجاد هواپیماهای مافوق صوت و وسایل نقلیه پرتاب به وجود می آید. گرمایش آیرودینامیکی در هنگام بازگشت فضاپیما به جو زمین و همچنین هنگام ورود به جو سیارات با سرعت‌های مرتبه سرعت دوم کیهانی و بالاتر نقش مهمی دارد. برای مبارزه با گرمایش آیرودینامیکی، از سیستم های حفاظت حرارتی ویژه استفاده می شود.

گرمایش آیرودینامیکی معمولاً نقش منفی دارد. برای مبارزه با گرمایش آیرودینامیکی، هواپیماها به سیستم های حفاظت حرارتی ویژه مجهز شده اند. روش های فعال و غیرفعال حفاظت حرارتی وجود دارد. با روش‌های فعال، یک خنک‌کننده گازی یا مایع روی سطح محافظت‌شده فشار داده می‌شود. خنک کننده گازی، همانطور که بود، سطح را از اثرات دمای بالا مسدود می کند محیط خارجیو مایع خنک کننده در سطح تشکیل می شود فیلم محافظ، گرمای نزدیک به سطح را در نتیجه گرم شدن و تبخیر فیلم و همچنین گرم شدن بعدی بخار جذب می کند. با روش‌های حفاظت حرارتی غیرفعال، تأثیر جریان گرما توسط یک پوسته بیرونی طراحی شده خاص یا یک پوشش ویژه اعمال شده بر روی ساختار اصلی جذب می‌شود. گسترده ترین حفاظت حرارتی با استفاده از سطوح تجزیه پذیر است که در آن جریان گرما در فرآیندهای ذوب، تبخیر، تصعید و واکنش های شیمیایی صرف می شود. مواد این پوشش ها فایبرگلاس و سایر پلاستیک ها با چسب های آلی و سیلیکونی ارگانیک است. ترکیبات کربن و کربن نیز امیدوار کننده است.

محاسبات آیرودینامیکی مهمترین عنصر مطالعه آیرودینامیکی یک هواپیما یا بخشهای جداگانه آن (بدن، بالها، دم، دستگاههای کنترل) است. نتایج چنین محاسباتی در محاسبات مسیر، در حل مسائل مربوط به قدرت اجسام متحرک، در تعیین استفاده می شود. عملکرد پروازلس آنجلس

هنگام در نظر گرفتن ویژگی های آیرودینامیکی، می توانید از اصل تقسیم ویژگی ها به اجزای جداگانه برای بدنه های جدا شده و سطوح باربر (بال و دم) و همچنین ترکیب آنها استفاده کنید. در حالت دوم، نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی به عنوان مجموع خصوصیات مربوطه (برای یک بدن جدا شده، بال ها و دم) و اصلاحات تداخل ناشی از اثرات متقابل تعیین می شوند.

نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی را می توان با استفاده از ضرایب آیرودینامیکی تعیین کرد.

بر اساس نمایش نیروی آیرودینامیکی کل و گشتاور آیرودینامیکی کل در پیش بینی ها بر روی محورهای سرعت و سیستم مختصات مربوطه، به ترتیب، نام ضرایب آیرودینامیکی زیر پذیرفته می شود: - ضرایب آیرودینامیکی پسا، نیروی جانبی بالابر. ضرایب آیرودینامیکی لحظه های چرخش، انحراف و زمین.

روش ارائه شده برای تعیین مشخصات آیرودینامیکی تقریبی است. شکل یک نمودار از موشک را نشان می دهد، در اینجا L طول هواپیما، dm قطر بدنه هواپیما، طول دماغه، l طول بال با قسمت شکمی است (شکل 1).

موتور فرمان هواپیمای موشکی

نیروی بالابرنده

نیروی بالابر با فرمول تعیین می شود

جایی که فشار سرعت است، چگالی هوا است، S ناحیه مشخصه است (به عنوان مثال، منطقه سطح مقطعبدنه)، - ضریب بالابر.

ضریب معمولاً در سیستم مختصات سرعت 0xyz تعیین می شود. همراه با ضریب، ضریب نیروی نرمال نیز در نظر گرفته می شود که در سیستم مختصات مربوطه تعیین می شود.

این ضرایب توسط رابطه با یکدیگر مرتبط هستند

ما هواپیما را مجموعه‌ای از بخش‌های اصلی زیر تصور می‌کنیم: بدنه (بدنه)، سطوح باربر جلو (I) و عقب (II). در زوایای کوچک حمله و زوایای انحراف سطوح یاتاقان، وابستگی ها و نزدیک به خطی هستند، یعنی می توان آنها را به شکل ارائه کرد.

در اینجا و به ترتیب زوایای انحراف سطوح باربر جلو و عقب هستند. و مقادیر و در هستند؛ ، - مشتقات جزئی از ضرایب با توجه به زاویه، و، گرفته شده در.

مقادیر برای هواپیماهای بدون سرنشین در بیشتر موارد نزدیک به صفر است، بنابراین آنها بیشتر در نظر گرفته نمی شوند. سطوح بلبرینگ عقب به عنوان کنترل استفاده می شود.

تعیین ضریب

بیایید مشتق را پیدا کنیم:

در زوایای حمله کوچک و برای، می توانیم قرار دهیم، سپس تساوی (2) شکل می گیرد. اجازه دهید نیروی عادی هواپیما را به صورت مجموع سه ترم تصور کنیم

که هر کدام را می توان از طریق ضریب نیروی نرمال مربوطه بیان کرد:

با تقسیم برابری (3) جمله بر جمله و حذف مشتق نسبت به، در نقطه 0 به دست می آوریم.

جایی که؛ - ضرایب کاهش جریان؛

; ; - مناطق نسبی قطعات هواپیما.

اجازه دهید کمیت های موجود در سمت راست برابری را با جزئیات بیشتری در نظر بگیریم (4).

عبارت اول نیروی طبیعی خود بدنه را در نظر می گیرد و در زوایای حمله کم برابر با نیروی طبیعی بدنه جدا شده (بدون در نظر گرفتن تأثیر سطوح باربر) است.

گرمایش هوا دینامیک- گرم کردن اجسامی که با سرعت زیاد در هوا یا گازهای دیگر حرکت می کنند. A. n. پیوند ناگسستنی با کشش آیرودینامیکی، کدام اجسام در حین پرواز در جو آزمایش می شوند. انرژی صرف شده برای غلبه بر مقاومت تا حدی به شکل انرژی تشریحی به بدن منتقل می شود. در نظر گرفتن فیزیکی انجام فرآیندهایی که A.N. را تعیین می کند از دیدگاه ناظری که روی یک جسم متحرک قرار دارد راحت است. در این حالت می توانید متوجه شوید که گازی که روی بدنه جریان دارد در نزدیکی سطح بدن کاهش می یابد. ابتدا ترمزگیری در آن اتفاق می افتد موج شوکاگر پرواز با سرعت مافوق صوت انجام شود در جلوی بدن تشکیل می شود. کاهش بیشتر گاز، مانند سرعت‌های پرواز مادون‌صوت، مستقیماً در سطح بدن اتفاق می‌افتد، جایی که توسط نیروهای چسبناک ایجاد می‌شود و باعث می‌شود که مولکول‌ها با تشکیل به سطح «چسبند». لایه مرزی.

هنگام ترمز کردن جریان گاز، جنبشی آن است. انرژی کاهش می یابد که مطابق با قانون بقای انرژی منجر به افزایش درونی می شود. انرژی گاز و دمای آن حداکثر مقدار حرارت ( آنتالپی) گاز در هنگام ترمزگیری آن در سطح بدنه نزدیک به آنتالپی ترمز است: ، آنتالپی جریان مقابل کجاست و سرعت پرواز است. اگر سرعت پرواز خیلی زیاد نیست (1000 متر بر ثانیه)، ضربه بزنید. ظرفیت حرارتی ثابت فشار با صرا می توان ثابت در نظر گرفت و دمای ترمز گاز مربوطه را می توان از عبارت تعیین کرد

جایی که تی ای- دمای تعادل (حداکثر دمایی که در صورت عدم حذف انرژی سطح بدن می تواند گرم شود)، - ضریب. انتقال حرارت همرفتی، شاخص پارامترهای روی سطح را مشخص می کند. تی اینزدیک به دمای ترمز است و می توان از بیان تعیین کرد

جایی که r-ضریب بازیابی دما (برای لامینار، برای آشفته)، T 1و م 1 - temp-pa و عدد ماخبه خارجی مرز لایه مرزی، -ratio sp. ظرفیت حرارتی گاز ثابت است فشار و حجم، Pr- شماره پراندتل

این مقدار به سرعت و ارتفاع پرواز، شکل و اندازه بدن و همچنین به برخی عوامل دیگر بستگی دارد. نظریه شباهت هابه ما اجازه می دهد تا قوانین انتقال حرارت را در قالب روابط بین معیارهای اصلی بدون بعد ارائه کنیم - شماره ناسلت , عدد رینولدز ، پراندتل با شمارهو فاکتور دما ، با در نظر گرفتن تغییرپذیری ترموفیزیک. خواص گاز در سراسر لایه مرزی اینجا و - و سرعت گاز، و - ضریب. ویسکوزیته و هدایت حرارتی، L- اندازه بدن مشخصه نایب. تأثیر بر همرفتی a. n. عدد رینولدز را ارائه می دهد. در ساده ترین حالت جریان طولی در اطراف یک صفحه مسطح، قانون انتقال حرارت همرفتی برای یک لایه مرزی آرام شکل دارد.

جایی که و در دمای a برای یک لایه مرزی آشفته محاسبه می شوند

در قسمت بینی بدن یک شکل کروی صاف وجود دارد. اشکال انتقال حرارت آرام با این رابطه توصیف می شود:

جایی که r هو m e در دما محاسبه می شوند تی ای. این فرمول ها را می توان در مورد محاسبه انتقال حرارت در طول جریان پیوسته در اطراف اجسام با شکل پیچیده تر با توزیع فشار دلخواه تعمیم داد. در طول جریان آشفته در لایه مرزی، انرژی همرفتی تشدید می شود، به این دلیل که موجودات علاوه بر هدایت حرارتی مولکولی. ضربان های متلاطم شروع به ایفای نقش در انتقال انرژی گاز گرم شده به سطح بدن می کنند.

با نظری محاسبه A. n. از یک وسیله نقلیه که در لایه های متراکم جو پرواز می کند، جریان اطراف بدن را می توان به دو منطقه تقسیم کرد - غیر لزج و چسبناک (لایه مرزی). از محاسبه جریان گاز غیر چسبناک به خارج منطقه، توزیع فشار بر روی سطح بدن تعیین می شود. جریان در یک ناحیه چسبناک با توزیع فشار مشخص در طول بدنه را می توان با ادغام عددی معادلات لایه مرزی یا با محاسبه دینامیک جریان یافت. می توان از انواع مختلف استفاده کرد روش های تقریبی

A. n. موجودات را بازی می کند نقش و جریان مافوق صوتگاز در کانال ها، در درجه اول در نازل موتورهای موشک. در لایه مرزی روی دیواره‌های نازل، دمای گاز می‌تواند نزدیک به دمای محفظه احتراق باشد. موتور موشک(تا 4000 K). در این حالت، همان مکانیسم های انتقال انرژی به دیوار مانند لایه مرزی روی یک جسم پرنده عمل می کند، در نتیجه یک اتم رخ می دهد. دیواره های نازل موتور موشک

برای به دست آوردن داده ها در مورد A. N.، به ویژه برای اجسام با شکل پیچیده، از جمله اجسام ساده با تشکیل مناطق جداسازی، آزمایش ها انجام می شود. مطالعات بر روی مدل های مشابه هندسی در مقیاس کوچک در تونل های بادبا بازتولید پارامترهای بدون بعد تعیین کننده (اعداد ام، ریو فاکتور دما).

با افزایش سرعت پرواز، دمای گاز در پشت موج شوک و در لایه مرزی افزایش می‌یابد و در نتیجه مولکول‌های گاز از هم جدا می‌شوند. اتم‌ها، یون‌ها و الکترون‌های به‌دست‌آمده در یک منطقه سردتر - به سطح بدن پخش می‌شوند. شیمی معکوس در آنجا اتفاق می افتد. واکنش - نوترکیبی که با انتشار گرما رخ می دهد. این اضافی می دهد. سهم به convective a. n. در مورد تفکیک و یونیزاسیون، حرکت از دما به آنتالپی راحت است:

جایی که - آنتالپی تعادل، و - آنتالپی و سرعت گاز در خارج. مرز لایه مرزی، و آنتالپی گاز ورودی در دمای سطح است. در این مورد می توان از همان معیارهای بحرانی برای تعیین استفاده کرد. نسبت ها، همانطور که برای نسبتا نه سرعت های بالاپرواز.

هنگام پرواز در ارتفاعات بالا، گرمایش همرفتی می تواند تحت تأثیر عدم تعادل مواد فیزیکی و شیمیایی قرار گیرد. تحولات این پدیده زمانی قابل توجه می شود که زمان های مشخصه تجزیه، یونیزاسیون و غیره شیمیایی باشد. واکنش‌ها برابر (به ترتیب بزرگی) با زمان ماندن ذرات گاز در ناحیه‌ای با دمای بالا در نزدیکی بدن می‌شوند. تأثیر فیزیکوشیمیایی عدم تعادل در A. n. خود را در این واقعیت نشان می دهد که محصولات تفکیک و یونیزاسیون تشکیل شده در پشت موج ضربه ای و در قسمت با دمای بالا لایه مرزی زمان برای ترکیب مجدد در قسمت نزدیک دیواره نسبتا سرد لایه مرزی ندارند؛ گرما. از واکنش نوترکیبی آزاد نمی شود و A. n. کاهش می دهد. در این مورد، عوامل کاتالیزوری نقش مهمی ایفا می کنند. خواص مواد سطح بدن استفاده از مواد یا پوشش هایی با کاتالیزور کم فعالیت نسبت به واکنش های نوترکیبی (به عنوان مثال، دی اکسید سیلیکون)، مقدار همرفتی A.N را می توان به طور قابل توجهی کاهش داد.

اگر یک خنک کننده گازی از طریق سطح نفوذ پذیر بدنه به لایه مرزی وارد شود ("تزریق") شود، آنگاه شدت همرفتی A. n. کاهش می دهد. این اتفاق می افتد ch. arr در نتیجه اضافه خواهد شد. مصرف گرما برای گرم کردن گازهای دمیده شده در لایه مرزی. اثر کاهش جریان گرمای همرفتی هنگام تزریق گازهای خارجی قوی تر است، وزن مولکولی آنها کمتر است، زیرا ضربان افزایش می یابد. ظرفیت گرمایی گاز تزریق شده در حالت آرامجریان در لایه مرزی، اثر دمیدن بیشتر از یک لایه متلاطم است. در ضربان متوسط. مصرف گاز تزریقی، کاهش شار حرارتی همرفتی را می توان با فرمول تعیین کرد

جایی که جریان گرمای همرفتی به سطح غیرقابل نفوذ معادل است، G مشخصات است. نرخ جریان جرمی گاز تزریق شده از طریق سطح، ضریب a -. تزریق، بسته به رژیم جریان در لایه مرزی، و همچنین خواص گازهای وارده و تزریق شده. گرمایش تشعشعی به دلیل انتقال انرژی تابشی از مناطق با درجه حرارت بالا به سطح بدن اتفاق می افتد. در این حالت بیشترین نقش را در نواحی UV و مرئی طیف دارد. برای نظری محاسبه تشعشع گرمایش، حل سیستم معادلات انتگرو دیفرانسیل تشعشع ضروری است. گاز، با در نظر گرفتن خود. انتشار گاز، جذب تابش توسط محیط و انتقال انرژی تابشی در همه جهات در منطقه جریان با دمای بالا اطراف بدن. انتگرال بر روی طیف تابش. جریان q P0 به سطح بدن را می توان با استفاده از محاسبه کرد قانون تشعشعات استفان بولتزمن:

که در آن T 2 - دمای گاز بین موج ضربه و بدنه، = 5.67 * 10 -8 W/(m 2 * K 4) - ثابت استفان، - eff. درجه انتشار حجم تابشی گاز که با تقریب اول می توان آن را همدما مسطح در نظر گرفت. لایه. مقدار e توسط مجموعه ای از فرآیندهای اولیه که باعث انتشار گازها در دماهای بالا می شود تعیین می شود. این بستگی به سرعت و ارتفاع پرواز و همچنین به فاصله بین موج ضربه و بدنه دارد.

اگر اعمال شود. ارزش تشعشع A. n. عالی، سپس موجودات تابش شروع به ایفای نقش می کند. خنک شدن گاز در پشت موج ضربه، همراه با حذف انرژی از حجم تابشی به داخل محیطو کاهش دمای آن در این مورد، هنگام محاسبه تابش. A. n. باید اصلاحی انجام شود که مقدار آن توسط پارامتر نمایش تعیین می شود:

سرعت پرواز کجاست و چگالی جو است. هنگام پرواز در جو زمین با سرعت کمتر از اولین تابش کیهانی. A. n. کوچک در مقایسه با همرفتی در طول فضای دوم سرعت آنها به ترتیب بزرگی مقایسه می شوند و در سرعت پرواز 13-15 کیلومتر در ثانیه، مربوط به بازگشت به زمین پس از پرواز به سیارات دیگر، اصلی است. این سهم توسط علم پرتوزایی انجام می شود.

یک مورد خاص A. N. گرم شدن اجسام است که به سمت بالا حرکت می کنند. لایه‌هایی از جو که در آن رژیم جریان آزاد مولکولی است، یعنی مولکول‌های گاز متناسب با اندازه بدن یا حتی بیشتر از آن هستند. در این حالت، تشکیل موج ضربه ای حتی در سرعت های پروازی بالا (به ترتیب اولین سرعت کیهانی) برای محاسبه هوانوردی رخ نمی دهد. می توان از یک فرمول ساده استفاده کرد

زاویه بین نرمال به سطح بدن و بردار سرعت جریان آزاد کجاست؟ آ- ضریب انطباق، که به خواص گاز برخوردی و مواد سطحی بستگی دارد و به عنوان یک قاعده، نزدیک به وحدت است.

با یک. مشکل "سد حرارتی" که در هنگام ایجاد هواپیماهای مافوق صوت و وسایل نقلیه پرتاب به وجود می آید مرتبط است. نقش مهم A. n. در طول بازگشت کیهانی بازی می کند. وسایل نقلیه وارد جو زمین و همچنین هنگام ورود به اتمسفر سیارات با سرعت های مرتبه دوم سرعت کیهانی و بالاتر. برای مبارزه با A. n. موارد خاص اعمال می شود. سیستم های حفاظت حرارتی.

روشن:خواص تشعشعی گازها در دماهای بالا، M.، 1971; مبانی تئوری پرواز فضاپیما، م.، 1972; مبانی انتقال حرارت در هوانوردی و موشک و فناوری فضایی، M.، 1975. I. A. Anfimov.

اگر گرمایش پرتابه ها و موشک ها در سرعت های پایین پرواز کم باشد، در سرعت های بالا به یک مانع جدی برای توسعه هواپیما تبدیل می شود. این دستگاه ها توسط گرمای ساطع شده از خورشید و گرمای تولید شده در حین کار موتورها و تجهیزات کنترل گرم می شوند. علاوه بر این، هنگام حرکت در هوا گرم می شوند.

گرمایش ناشی از حرکت در هوا به ویژه در هنگام بازگشت موشک های بالستیک به جو مهمترین نقش را ایفا می کند. هنگامی که یک هواپیما در هوا حرکت می کند، گرما به دلیل اصطکاک هوا بر روی سطح موشک و عمدتاً فشرده شدن هوای جلوتر از بدنه پرنده ایجاد می شود.

همانطور که می دانید یک موشک شوروی که به اقیانوس آرام پرتاب شد به سرعت بیش از 7200 متر بر ثانیه رسید. اگر پس از بازگشت به اتمسفر، این سرعت حفظ می شد و از کاهش کامل هوای جلوتر از موشک اطمینان حاصل می شد، همانطور که توسط یک محاسبه ابتدایی بر اساس معادله بقای انرژی برای گازهای تراکم پذیر نشان داده شده بود، دما هوای جلوی موشک می توانست تقریباً 26000 درجه افزایش یابد.

با این حال، بیایید تعدادی سوال از خود بپرسیم. اول اینکه آیا واقعاً هوای جلوی موشک پرنده در اثر فشرده سازی به دمای محاسبه شده گرم می شود؟ پاسخ منفی خواهد بود. از نظر تئوری، کاهش سرعت کامل هوا در جلوی یک جسم ساده، مانند یک پرتابه یا موشک، باید فقط در یک نقطه رخ دهد، یعنی: جلوی نوک بینی. در بقیه سطح، فقط ترمز جزئی هوا رخ می دهد. بنابراین، گرمایش کلی هوای نزدیک هواپیما بسیار کمتر است. علاوه بر این، با گرم شدن هوای جلوی موشک و افزایش چگالی، خواص ترمودینامیکی آن تغییر می کند، به ویژه ظرفیت گرمایی ویژه افزایش می یابد و گرمایش هوا کمتر می شود. در نهایت، مولکول‌های هوا که تا دمای مطلق 2500 تا 3000 درجه حرارت داده می‌شوند، شروع به "شکاف" شدن به اتم می‌کنند. اتم ها به یون تبدیل می شوند، یعنی الکترون از دست می دهند. این فرآیندها (تجزیه و یونیزاسیون) مقداری از گرما را نیز می گیرند و دمای هوا را کاهش می دهند.

دوم اینکه آیا تمام گرمای هوا در حین پرواز به پرتابه یا موشک منتقل می شود؟ معلوم می شود که نه. هوای گرم از طریق انتقال حرارت و تشعشعات حرارتی گرمای زیادی به توده های هوای اطراف می دهد.

ثالثاً اگر هوای جلوی بدنه پرنده تا دمای معینی گرم شود به این معنی است که موشک به همان درجه گرم می شود؟ بازهم نه. پوست همیشه دمایی کمتر از هوای اطراف خود خواهد داشت.

هواپیما ضمن دریافت گرما، به هوای اطراف گرما می دهد و در اثر تشعشعات خنک می شود. به طور کلی، دستگاه تا دمایی گرم می شود که در آن تعادل حرارتی پیچیده ای برقرار می شود.

برای ارزیابی احتمال گرم شدن یک پرتابه یا موشک در پرواز، ابتدا باید بدانید که با چه سرعتی و چه مدت در لایه های هوا با چگالی و دمای معین پرواز می کند. هنگام نفوذ به جو به سمت بالا، ماندن یک موشک بالستیک در یک جو نسبتاً متراکم بسیار کوتاه است و در ثانیه اندازه گیری می شود. اساساً در خروج از جو، یعنی جایی که هوا بسیار کمیاب است، سرعت بیشتری ایجاد می کند.

همه این شرایط در کنار هم منجر به این واقعیت می شود که شدت گرمایش موشک در طول پرواز رو به بالا، اگرچه قابل توجه است، اما بدون انجام اقدامات سازنده خاص کاملاً قابل قبول است.

هنگام ورود مجدد به جو، مشکلات بسیار بزرگتری در انتظار موشک (قسمت سر آن) است. علاوه بر بارهای آیرودینامیکی بزرگ، به اصطلاح "شوک حرارتی" ممکن است در اینجا رخ دهد که با افزایش سریع دمای موشک همراه است.

اجازه دهید به طور خلاصه برخی از روش های مبارزه با گرمایش هواپیما را که در ادبیات خارجی ارائه شده است فهرست کنیم. اولاً کاهش سرعت حرکت اجباری آنها در جو (مثلاً هنگام برگشت موشک) با استفاده از ترمزهای هوایی، چتر نجات، موتورهای ترمز و .... ثانیاً استفاده از مواد نسوز و مقاوم در برابر حرارت برای ساخت پوست. . ثالثاً، استفاده از مواد یا پوشش‌هایی برای پوسته، که با انتشار بالا، یعنی توانایی انتقال گرمای بیشتر به فضا مشخص می‌شود. چهارم، پرداخت کامل سطح، که بازتاب آن را بهبود می بخشد. پنجم، عایق حرارتی واحدهای اصلی سازه، یعنی کاهش نرخ گرمایش با اعمال لایه ای از ماده با رسانایی حرارتی کم به سطح یا با ایجاد یک مجموعه عایق حرارتی متخلخل لایه ای بین پوسته های بیرونی و داخلی.

* ("هواپیما" شماره 2478.)

و با این حال، در سرعت های بسیار بالا، دمایی ایجاد می شود که در آن نه فلز و نه هیچ ماده دیگری بدون اقدامات لازم برای خنک شدن پوست مناسب نیستند. بنابراین راه ششم ایجاد سرمایش اجباری است که بسته به هدف هواپیما به روش های مختلفی ایجاد می شود.

گاهی اوقات کلاهک های موشک با پوشش هایی به اصطلاح سوخته پوشانده می شوند. کاهش دما در این مورد با ایجاد لایه هایی از روکش محافظ که برای ذوب شدن و سوختن طراحی شده اند به دست می آید. بنابراین، آنها گرما را جذب می کنند و از رسیدن آن به عناصر اصلی ساختاری جلوگیری می کنند. همانطور که لایه روکش ذوب یا تبخیر می شود، به طور همزمان یک لایه محافظ تشکیل می دهد که انتقال حرارت به بقیه ساختار را کاهش می دهد.

کارایی هواپیما سطح مدرنتوسعه آنها به طور مستقیم با حل مشکل حرارتی مرتبط است. اوج دستاوردها در این زمینه پرواز در مدار دایره ای با بازگشت به زمین فضانوردان شوروی یو.آ.گاگارین و جی.اس.تیتوف بود.

داده های اساسی موشک ها و موشک های هدایت شونده خارجی*

* (داده های داده شده از مطبوعات خارجی (عمدتاً از "پرواز" شماره 2602 و 2643 به عاریت گرفته شده است. فیلدهای خالی نشان دهنده عدم وجود اطلاعات منتشر شده است.)