7.1.7. LASERSKO GRIJANJE Početno razdoblje. Laser (skraćenica za Light Amplification by Stimulated Emission of Radiation) nastao je u drugoj polovici 20. stoljeća. i našao neku primjenu u električnoj tehnologiji. Ideju o procesu stimulirane emisije izrazio je A. Einstein 1916. U 40-ima, V.A.

Animacija

Opis

Aerodinamičko zagrijavanje je zagrijavanje tijela koja se kreću velikom brzinom u zraku ili nekom drugom plinu. Aerodinamičko zagrijavanje je rezultat činjenice da se molekule zraka (plina) koje lete na tijelo usporavaju u blizini tijela. Ako se let vrši iz nadzvučna brzina, kočenje se prvenstveno događa u udarnom valu koji nastaje ispred tijela. Kada se molekule zraka usporavaju u graničnom sloju, neposredno na površini tijela, povećava se energija njihovog kaotičnog kretanja, što dovodi do porasta temperature plina u ovom sloju i aerodinamičkog zagrijavanja tijela. Na primjer, kada nadzvučna letjelica leti brzinom od 1 km/s, temperatura stagnacije je oko 700 K, a kada letjelica uđe u Zemljinu atmosferu pri prvoj izlaznoj brzini (~7,6 km/s), temperatura stagnacije doseže 8300 K. Ako u prvom slučaju temperatura oplate zrakoplova može biti blizu temperature stagnacije, onda će se u drugom slučaju površina letjelice neizbježno početi urušavati zbog nemogućnosti materijala da izdrže tako visoke temperature.

Maksimalna temperatura do koje se plin može zagrijati u blizini tijela koje se kreće je blizu tzv. temperature stagnacije T0:

,

gdje je temperatura ulaznog zraka;

V - brzina leta tijela;

c p je specifični toplinski kapacitet plina pri konstantnom tlaku.

Povećanjem brzine tijela raste temperatura zraka iza udarnog vala i u graničnom sloju.

Stupanj aerodinamičkog zagrijavanja značajno ovisi o obliku tijela, što se uzima u obzir uvođenjem koeficijenta aerodinamičkog otpora Cx. Postoje dvije vrste aerodinamičkog zagrijavanja: konvektivno i zračenje. Konvektivno zagrijavanje je prijenos topline s područja graničnog sloja na površinu pokretnog objekta kondukcijom i difuzijom. Radijacijsko grijanje je prijenos topline uslijed zračenja molekula plina. Odnos između toplinskih tokova konvekcije i zračenja ovisi o brzini objekta. Do vrijednosti prve kozmičke brzine prevladava konvekcijsko zagrijavanje, pri drugoj kozmičkoj brzini (~11200 m/s) konvekcijski i radijacijski tokovi približno su jednaki, a pri brzinama većim od 13000 m/s zračenje postaje prevladavajući toplinski tok.

Značajke aerodinamičkog zagrijavanja plinova proučavaju se u instalacijama koje se nazivaju udarne cijevi. Udarni val može nastati eksplozijom, električnim pražnjenjem itd.

Karakteristike vremena

Vrijeme inicijacije (log do -1 do 2);

Životni vijek (log tc od 13 do 15);

Vrijeme razgradnje (log td od -1 do 2);

Vrijeme optimalnog razvoja (log tk od 1 do 2).

Dijagram:

Tehničke izvedbe efekta

Tehnička izvedba efekta

Uz aerodinamičko zagrijavanje povezan je i problem "toplinske barijere" koja nastaje pri izradi nadzvučnih letjelica i raketa-nosača. Aerodinamičko zagrijavanje igra važnu ulogu tijekom povratka svemirskih letjelica u Zemljinu atmosferu, kao i pri ulasku u atmosferu planeta brzinama reda druge kozmičke brzine i više. Za borbu protiv aerodinamičkog zagrijavanja koriste se posebni sustavi toplinske zaštite.

Aerodinamičko zagrijavanje obično ima negativnu ulogu. Za borbu protiv aerodinamičkog zagrijavanja zrakoplovi su opremljeni posebnim sustavima toplinske zaštite. Postoje aktivne i pasivne metode toplinske zaštite. Aktivnim metodama rashladna tekućina u plinovitom ili tekućem stanju nanosi se na zaštićenu površinu. Plinovita rashladna tekućina, takoreći, blokira površinu od učinaka visoke temperature vanjsko okruženje, i tekuće rashladno sredstvo koje se stvara na površini zaštitni film, apsorbira toplinu koja se približava površini kao rezultat zagrijavanja i isparavanja filma, kao i naknadnog zagrijavanja pare. Kod pasivnih metoda toplinske zaštite utjecaj protoka topline apsorbira posebno dizajnirana vanjska ovojnica ili poseban premaz koji se nanosi na glavnu strukturu. Najraširenija je toplinska zaštita razgradivim površinama, kod kojih se toplinski tok troši na procese taljenja, isparavanja, sublimacije i kemijske reakcije. Materijali takvih premaza su stakloplastike i druge plastike s organskim i organosilikonskim vezivima. Ugljik i ugljični sastavi također obećavaju.

Aerodinamički proračun najvažniji je element aerodinamičkog proučavanja zrakoplova ili njegovih pojedinih dijelova (tijela, krila, repa, upravljačkih uređaja). Rezultati takvih proračuna koriste se u proračunima trajektorija, u rješavanju problema vezanih uz čvrstoću pokretnih objekata, u određivanju performanse leta LA.

Pri razmatranju aerodinamičkih karakteristika može se koristiti princip podjele karakteristika na pojedinačne komponente za izolirana tijela i nosive površine (krila i rep), kao i njihove kombinacije. U potonjem slučaju aerodinamičke sile i momenti određuju se kao zbroj odgovarajućih karakteristika (za izolirano tijelo, krila i rep) i korekcija interferencije zbog učinaka interakcije.

Aerodinamičke sile i momenti mogu se odrediti pomoću aerodinamičkih koeficijenata.

Na temelju prikaza ukupne aerodinamičke sile i ukupnog aerodinamičkog momenta u projekcijama na osi brzine, odnosno pripadajućih koordinatnih sustava, prihvaćeni su sljedeći nazivi aerodinamičkih koeficijenata: - aerodinamički koeficijenti otpora, uzgonske bočne sile; aerodinamički koeficijenti momenata naginjanja, skretanja i nagiba.

Prikazana metoda za određivanje aerodinamičkih karakteristika je približna. Na slici je prikazan dijagram rakete, ovdje je L duljina zrakoplova, dm je promjer trupa zrakoplova, duljina nosa, l je raspon krila s trbušnim dijelom (slika 1).

steering engine raketni zrakoplov

Sila dizanja

Sila dizanja određena je formulom

gdje je tlak brzine, je gustoća zraka, S je karakteristično područje (na primjer, područje poprečni presjek trup), - koeficijent uzgona.

Koeficijent se obično određuje u 0xyz koordinatnom sustavu brzine. Uz koeficijent se uzima u obzir i koeficijent normalne sile koji je određen u pripadajućem koordinatnom sustavu.

Ovi koeficijenti su međusobno povezani relacijom

Zrakoplov zamišljamo kao skup sljedećih glavnih dijelova: trupa (trupa), prednje (I) i stražnje (II) nosive površine. Pri malim napadnim kutovima i kutovima otklona nosivih površina ovisnosti i su bliske linearnim, tj. mogu se prikazati u obliku

ovdje i su kutovi otklona prednje i stražnje nosive površine; i su vrijednosti i at; , - parcijalne derivacije koeficijenata s obzirom na kutove, i, uzete na.

Vrijednosti za bespilotne letjelice su u većini slučajeva blizu nule, pa se dalje ne razmatraju. Stražnje površine ležaja koriste se kao komande.

Određivanje koeficijenta

nađimo izvod:

Kod malih napadnih kutova i za, možemo reći, tada jednakost (2) poprima oblik. Zamislimo normalnu silu zrakoplova kao zbroj tri člana

od kojih se svaki može izraziti kroz odgovarajući koeficijent normalne sile:

Dijeleći jednakost (3) član po član i uklanjajući derivaciju s obzirom na, dobivamo u točki 0

Gdje; - koeficijenti usporavanja protoka;

; ; - relativne površine dijelova zrakoplova.

Razmotrimo detaljnije količine uključene u desnu stranu jednakosti (4).

Prvi član uzima u obzir vlastitu normalnu silu trupa, a pri malim napadnim kutevima jednak je normalnoj sili izoliranog trupa (bez uzimanja u obzir utjecaja nosivih površina)

AERODINAMIČKO GRIJANJE- zagrijavanje tijela koja se kreću velikom brzinom u zraku ili drugom plinu. A. n. neraskidivo povezana s aerodinamički otpor, koja se tijela testiraju tijekom leta u atmosferi. Energija utrošena za svladavanje otpora djelomično se prenosi na tijelo u obliku anatomske energije. Razmatranje tjelesnih Procese koji određuju A. N. zgodno je provoditi sa stajališta promatrača koji se nalazi na tijelu koje se kreće. U ovom slučaju možete primijetiti da je plin koji teče na tijelo usporen blizu površine tijela. Prvo dolazi do kočenja udarni val, koji se formira ispred tijela ako se let odvija nadzvučnom brzinom. Daljnje usporavanje plina događa se, kao i pri podzvučnim brzinama leta, izravno na samoj površini tijela, gdje je uzrokovano viskoznim silama, uzrokujući da se molekule "lijepe" na površinu uz stvaranje granični sloj.

Pri kočenju protok plina, njegova kinetička. energija se smanjuje, što, u skladu sa zakonom o održanju energije, dovodi do povećanja unutarnje. energija plina i njegova temperatura. Maks. sadržaj topline ( entalpija) plina tijekom njegovog kočenja na površini tijela blizu je entalpije kočenja: , gdje je entalpija nadolazećeg toka, a je brzina leta. Ako brzina leta nije prevelika (1000 m/s), tada pobijedite. toplinski kapacitet pri konstantnom pritisak sa str može se smatrati konstantnom i odgovarajuća temperatura plinskog kočenja može se odrediti iz izraza

Gdje T e- ravnotežna temperatura (maksimalna temperatura do koje bi se površina tijela mogla zagrijati da nema oduzimanja energije), - koef. konvekcijski prijenos topline, indeks označava parametre na površini. T e je blizu temperature kočenja i može se odrediti iz izraza

Gdje r-koef. oporavak temperature (za laminarno, za turbulentno), T 1 I M 1 - temp-pa i Machov broj na vanjske granični sloj boundary, -ratio sp. toplinski kapaciteti plina pri konstanti pritisak i volumen, Pr- Prandtlov broj.

Vrijednost ovisi o brzini i visini leta, obliku i veličini tijela, kao io nekim drugim čimbenicima. Teorija sličnosti omogućuje nam da predstavimo zakone prijenosa topline u obliku odnosa između glavnih bezdimenzionalnih kriterija - Nusseltov broj , Reynoldsov broj , Prandtl po broju i faktor temperature , uzimajući u obzir varijabilnost termofizike. svojstva plina preko graničnog sloja. Ovdje i - i brzina plina, i - koeficijent. viskoznost i toplinska vodljivost, L- karakteristična veličina tijela. Naib. utjecaj na konvektivne a. n. daje Reynoldsov broj. U najjednostavnijem slučaju uzdužnog strujanja oko ravne ploče, zakon konvektivnog prijenosa topline za laminarni granični sloj ima oblik

gdje su i izračunati pri temperaturi a za turbulentni granični sloj

Na nosnom dijelu tijela nalazi se tupi sferni oblik. oblika laminarnog prijenosa topline opisuje se relacijom:

gdje je r e i m e izračunavaju se na temperaturu T e. Ove formule mogu se generalizirati na slučaj izračuna prijenosa topline tijekom kontinuiranog strujanja oko tijela složenijeg oblika s proizvoljnom raspodjelom tlaka. Tijekom turbulentnog strujanja u graničnom sloju dolazi do pojačanja konvektivne energije, zbog činjenice da, osim molekularne toplinske vodljivosti, bića. Turbulentna pulsiranja počinju igrati ulogu u prijenosu energije zagrijanog plina na površinu tijela.

S teorijskim izračun A. n. vozila koje leti u gustim slojevima atmosfere, strujanje oko tijela može se podijeliti u dva područja - neviskozno i ​​viskozno (granični sloj). Iz proračuna protoka neviskoznog plina u vanjski površine, određuje se raspodjela tlaka po površini tijela. Strujanje u viskoznom području s poznatom raspodjelom tlaka duž tijela može se pronaći numeričkom integracijom jednadžbi graničnog sloja ili proračunom dinamike strujanja. mogu se koristiti različiti približne metode.

A. n. glumi stvorenja. uloga i nadzvučno strujanje plina u kanalima, prvenstveno u mlaznicama raketnih motora. U graničnom sloju na stijenkama mlaznice temperatura plina može biti blizu temperature u komori za izgaranje. raketni motor(do 4000 K). U ovom slučaju djeluju isti mehanizmi prijenosa energije na zid kao u graničnom sloju na letećem tijelu, uslijed čega nastaje atom. stijenke mlaznice raketnog motora.

Za dobivanje podataka o A. N., posebno za tijela složenog oblika, uključujući tijela usmjerena s formiranjem područja razdvajanja, provode se pokusi. studije na malim, geometrijski sličnim modelima u zračni tuneli s reprodukcijom definirajućih bezdimenzionalnih parametara (brojeva M, Re i temperaturni faktor).

Kako se brzina leta povećava, temperatura plina iza udarnog vala i u graničnom sloju raste, što rezultira disocijacijom nadolazećih molekula plina. Nastali atomi, ioni i elektroni difundiraju u hladnije područje – na površinu tijela. Tamo se događa obrnuta kemija. reakcija - rekombinacija, koja se javlja uz oslobađanje topline. Ovo daje dodatne. doprinos konvektivnom a. n. U slučaju disocijacije i ionizacije, pogodno je prijeći s temperature na entalpije:

Gdje - ravnotežna entalpija, i - entalpija i brzina plina izvana. granica graničnog sloja, a je entalpija nadolazećeg plina pri površinskoj temperaturi. U ovom slučaju, isti kritični kriteriji mogu se koristiti za određivanje. omjera, što se tiče relativno ne velike brzine let.

Kada letite na velikim visinama, konvektivno zagrijavanje može biti pod utjecajem fizikalno-kemijske neravnoteže. transformacije. Ovaj fenomen postaje značajan kada se karakteristična vremena disocijacije, ionizacije itd. kemijski. reakcije postaju jednake (redom veličine) vremenu zadržavanja čestica plina u području s povišenom temperaturom u blizini tijela. Utjecaj fizikalno-kemijskih neravnoteža na A. n. očituje se u činjenici da proizvodi disocijacije i ionizacije nastali iza udarnog vala i u visokotemperaturnom dijelu graničnog sloja nemaju vremena za rekombinaciju u prizidnom, relativno hladnom dijelu graničnog sloja; toplina reakcije rekombinacije se ne oslobađa i A. n. smanjuje se. U ovom slučaju, katalizatori igraju važnu ulogu. svojstva materijala površine tijela. Korištenje materijala ili premaza s niskim katalizatorom aktivnosti prema reakcijama rekombinacije (na primjer, silicijev dioksid), veličina konvektivnog A.N.-a može se značajno smanjiti.

Ako se plinovito rashladno sredstvo dovodi ("ubrizgava") u granični sloj kroz propusnu površinu tijela, tada se intenzitet konvektivnog A. n. smanjuje se. Ovo se događa gl. arr. kao rezultat će dodati. utrošak topline za zagrijavanje plinova upuhanih u granični sloj. Učinak smanjenja konvektivnog protoka topline pri ubrizgavanju stranih plinova je jači što je njihova molekularna težina manja, jer se otkucaj povećava. toplinski kapacitet ubrizganog plina. Na laminarni način rada protoku u graničnom sloju, učinak puhanja je izraženiji nego u turbulentnom. Kod umjerenih otkucaja. potrošnje ubrizganog plina, smanjenje konvektivnog toplinskog toka može se odrediti formulom

gdje je konvektivni protok topline na ekvivalentnu nepropusnu površinu, G je specifikacija. maseni protok plina ubrizganog kroz površinu, a - koeficijent. utiskivanje, ovisno o režimu strujanja u graničnom sloju, kao i svojstvima nadolazećih i ubrizganih plinova. Zagrijavanje zračenjem nastaje zbog prijenosa energije zračenja iz područja s povišenom temperaturom na površinu tijela. U ovom slučaju, on igra najveću ulogu u UV i vidljivom području spektra. Za teoretski proračun zračenja grijanja, potrebno je riješiti sustav integro-diferencijalnih jednadžbi zračenja. plina, uzimajući u obzir vlastite. emisija plina, apsorpcija zračenja od strane medija i prijenos energije zračenja u svim smjerovima u području strujanja visoke temperature koje okružuje tijelo. Integral po spektru zračenja. teći q P0 na površinu tijela može se izračunati pomoću Stefan-Boltzmannov zakon zračenja:

gdje je T 2 - plin temp-pa između udarnog vala i tijela, = 5,67 * 10 -8 W/(m 2 * K 4) - Stefanova konstanta, - eff. stupanj emisivnosti volumena plina koji zrači, koji se u prvoj aproksimaciji može smatrati ravnom izotermom. sloj. Vrijednost e određena je skupom elementarnih procesa koji uzrokuju emisiju plinova pri visokim temperaturama. Ovisi o brzini i visini leta, kao i o udaljenosti između udarnog vala i tijela.

Ako se primjenjuje. vrijednost zračenja A. n. super, onda stvorenja. Zračenje počinje igrati ulogu. hlađenje plina iza udarnog vala, povezano s uklanjanjem energije iz volumena koji zrači u okoliš i smanjenje njegove temperature. U ovom slučaju pri proračunu zračenja. A. n. mora se uvesti korekcija čija je vrijednost određena parametrom prikaza:

gdje je brzina leta, a je gustoća atmosfere. Kad leti u Zemljinoj atmosferi brzinama ispod prvog kozmičkog zračenja. A. n. mali u usporedbi s konvektivnim. Tijekom drugog prostora brzine se uspoređuju po redu veličine, a pri brzinama leta od 13-15 km/s, što odgovara povratku na Zemlju nakon leta na druge planete, glavni. doprinos daje znanost o zračenju.

Poseban slučaj A. N. je zagrijavanje tijela koja se kreću prema gore. slojevima atmosfere gdje je režim strujanja slobodnomolekulski, tj. molekule plina su razmjerne ili čak veće od veličine tijela. U tom slučaju ne dolazi do stvaranja udarnog vala niti pri velikim brzinama leta (reda prve kozmičke brzine) za proračun aeronautike. može se koristiti jednostavna formula

gdje je kut između normale na površinu tijela i vektora brzine slobodnog strujanja, A- koeficijent smještaj, koji ovisi o svojstvima upadnog plina i površinskog materijala i u pravilu je blizu jedinici.

Uz A. n. Problem "toplinske barijere" koji se javlja tijekom stvaranja nadzvučnih letjelica i lansirnih vozila je povezan. Važna uloga A. n. svira tijekom povratka kozmičkog. vozila u Zemljinu atmosferu, kao i pri ulasku u atmosferu planeta brzinama reda druge kozmičke brzine i više. Za borbu protiv A. n. primjenjuju se posebne. sustava toplinska zaštita.

Lit.: Svojstva zračenja plinova na visokim temperaturama, M., 1971; Osnove teorije leta svemirskih letjelica, M., 1972; Osnove prijenosa topline u zrakoplovstvu i raketnoj i svemirskoj tehnici, M., 1975. I. A. Anfimov.

Ako je zagrijavanje projektila i projektila pri malim brzinama leta malo, onda pri velikim brzinama postaje ozbiljna prepreka razvoju zrakoplova. Ovi uređaji se zagrijavaju toplinom koju emitira Sunce i toplinom koja nastaje tijekom rada motora i upravljačke opreme. Osim toga, zagrijavaju se kada se kreću u zraku.

Zagrijavanje od kretanja u zraku igra najznačajniju ulogu, posebno tijekom povratka balističkih projektila u atmosferu. Kada se zrakoplov kreće u zraku, toplina nastaje zbog trenja zraka o površinu rakete i uglavnom kompresije zraka ispred letećeg tijela.

Kao što znate, sovjetska raketa lansirana u Tihi ocean postigla je brzinu veću od 7200 m/s. Da je pri povratku u atmosferu ta brzina održana i da je osigurano potpuno usporavanje zraka ispred rakete, tada bi, kako pokazuje elementarni proračun temeljen na jednadžbi održanja energije za stlačive plinove, temperatura zraka ispred rakete mogao se povećati za gotovo 26 000°.

Ipak, postavimo si niz pitanja. Prvo, je li zrak ispred leteće rakete stvarno zagrijan na izračunatu temperaturu kao rezultat kompresije? Odgovor će biti ne. Teoretski, potpuno usporavanje zraka ispred strujanog tijela, poput projektila ili rakete, trebalo bi se dogoditi samo u jednoj točki, naime: ispred vrha nosa. Na ostaloj površini dolazi samo do djelomičnog kočenja zraka. Stoga je ukupno zagrijavanje zraka u blizini zrakoplova mnogo manje. Osim toga, kako se zrak ispred rakete zagrijava i povećava gustoću, mijenjaju se njegova termodinamička svojstva, posebno se povećava specifični toplinski kapacitet, a zagrijavanje zraka je manje. Konačno, molekule zraka, zagrijane na apsolutnu temperaturu od 2500 - 3000°, počinju se "cijepati" na atome. Atomi se pretvaraju u ione, odnosno gube elektrone. Ovi procesi (disocijacija i ionizacija) također oduzimaju dio topline, smanjujući temperaturu zraka.

Drugo, prenosi li se sva toplina koju posjeduje zrak na projektil ili raketu tijekom leta? Ispostavilo se da nije. Zagrijani zrak prijenosom topline i toplinskim zračenjem predaje puno topline okolnim zračnim masama.

Treće, ako je zrak ispred letećeg tijela zagrijan na određenu temperaturu, znači li to da je i raketa zagrijana na isti stupanj? Također br. Koža će uvijek imati nižu temperaturu od zraka oko nje.

Zrakoplov će, primajući toplinu, odavati toplinu okolnom zraku i hladiti se zbog zračenja. Općenito, uređaj će se zagrijati do temperature na kojoj će se uspostaviti složena toplinska ravnoteža.

Da biste procijenili vjerojatno zagrijavanje projektila ili rakete u letu, prvo morate znati kojom će brzinom i koliko dugo letjeti kroz slojeve zraka određene gustoće i temperature. Pri prodoru atmosfere prema gore, boravak balističkog projektila u relativno gustoj atmosferi vrlo je kratkotrajan i mjeri se sekundama. U biti razvija veću brzinu na izlazu iz atmosfere, tj. tamo gdje je zrak jako razrijeđen.

Sve ove okolnosti zajedno dovode do činjenice da je intenzitet zagrijavanja rakete tijekom leta uvis, iako značajan, sasvim prihvatljiv bez poduzimanja posebnih konstruktivnih mjera.

Znatno veće poteškoće očekuju raketu (njezin čelni dio) pri ponovnom ulasku u atmosferu. Osim velikih aerodinamičkih opterećenja, ovdje se može dogoditi i tzv. “toplinski udar” povezan s brzim porastom temperature rakete.

Ukratko ćemo navesti neke metode borbe protiv zagrijavanja zrakoplova, dane u stranoj literaturi *. Prvo, smanjenje brzine njihovog prisilnog kretanja u atmosferi (na primjer, pri povratku rakete) korištenjem zračnih kočnica, padobrana, kočionih motora itd. Drugo, korištenje vatrostalnih i toplinski otpornih materijala za konstrukciju oplate . Treće, korištenje materijala ili premaza za školjku koji se odlikuju visokom emisivnošću, odnosno sposobnošću prijenosa više topline u prostor. Četvrto, temeljito poliranje površine, čime se poboljšava njezina refleksija. Peto, toplinska izolacija glavnih konstrukcijskih jedinica, tj. smanjenje brzine zagrijavanja nanošenjem sloja tvari niske toplinske vodljivosti na površinu ili stvaranjem slojevitog poroznog toplinsko-izolacijskog seta između vanjske i unutarnje opne.

* ("Avion" br. 2478.)

Pa ipak, pri vrlo velikim brzinama razvijaju se temperature pri kojima ni metal ni bilo koji drugi materijali nisu prikladni bez mjera za prisilno hlađenje kože. Dakle, šesti način je stvaranje prisilnog hlađenja, koje se može stvoriti na različite načine, ovisno o namjeni zrakoplova.

Bojeve glave projektila ponekad su obložene takozvanim burn-out premazima. Smanjenje temperature u ovom slučaju postiže se stvaranjem slojeva zaštitnih obloga koji su dizajnirani da se tope i gore. Dakle, oni apsorbiraju toplinu, sprječavajući da dođe do glavnih strukturnih elemenata. Kako se sloj plašta topi ili isparava, on istovremeno stvara zaštitni sloj koji smanjuje prijenos topline na ostatak strukture.

Učinkovitost zrakoplova moderna razina njihov razvoj izravno je povezan s rješenjem toplinskog problema. Vrhunac postignuća na ovom području bili su letovi u kružnoj orbiti s povratkom na Zemlju sovjetskih kozmonauta Ju. A. Gagarina i G. S. Titova.

Osnovni podaci stranih vođenih projektila i projektila*

* (Navedeni podaci posuđeni su iz inozemnog tiska (uglavnom iz “Leta” br. 2602 i 2643). Prazna polja označavaju da nema objavljenih informacija.)