Термодинамика и теплопередача

206 ратура восстановления продуктов сгорания 2000 r t = ° С и коэффици - ент радиационно - конвективного теплообмена 3 0 α 5,8 10 = ⋅ Вт /( м 2 ⋅ К ). Расчет проводить в соответствии с данными из табл . II.2.2. Таблица II.2.2 Исходные данные Материал δ , мм B x , мм В w t , ° С 1 w t , ° С ρ , кг / м 3 σ B , кг / мм 3 Al + 12 % Si 33,0 10,5 300 650 2700 10,5 Техническая медь 10,0 5,0 7800 1080 8900 18,2 Сталь 15 11,4 4,9 500 1500 7800 22,5 1 Х 18 Н 9 Т 11,3 3,0 600 1601 7900 36,4 Титан 19,8 5,5 900 1700 4500 200,0 Сравнение провести по следующим показателям : 1) время 1 τ , когда в заданной точке В ( с координатой B x , от - считываемой от наружной поверхности ) наступает предельно до - пустимая с точки зрения прочности температура B w t ; 2) время 2 τ , когда на внутренней поверхности ( δ x = ) темпе - ратура приближается к температуре плавления материала 1 w t . Для сравнения принять различные толщины стенок δ ( приня - тые плотности материалов приведены в табл . II.2.2); различные глубины расположения точки В – B x приняты по соображениям равной прочности слоя , прилегающего к наружной поверхности стенки ( временные сопротивления σ В , принятые во внимание , так - же указаны в табл . II.2.2). 16. Камера ракетного двигателя изготовлена из титана тол - щиной δ = 10 мм и имеет с газовой стороны защитное покрытие из Zr О 2 толщиной п δ 1 = мм . Необходимая прочность стенки обеспе - чивается , если в слое толщиной 3 мм со стороны наружной по - верхности температура не превышает 800 ° С . Начальная темпера -