Термодинамика и теплопередача

242 кость ), которые берутся из таблицы теплофизических свойств при определяющей температуре 0 T . Решение типовых задач 1. Самолет летит со сверхзвуковой скоростью на высоте Н = 15 км при числе Маха н M 1,8 w a = = ( w н – скорость набегающе - го потока , а – скорость звука ). Геометрия крыла имеет тонкий сим - метричный профиль с хордой b = 1,2 м . Полет совершается с нуле - вым углом атаки . Произведен замер температур в нескольких сече - ниях профиля крыла , расположенных от передней кромки на расстояниях x b = 0,05; 0,1; 0,5; 0,9. Температуры поверхности кры - ла в этих сечениях t w = 23; 3; –17; –37 ° С . Вычислить плотности теплового потока аэродинамического нагрева в отдельных точках профиля крыла . Решение . При решении задачи симметричное крыло ( рис . II.5.1) можно рассматривать как тонкую пластину , пренебречь влиянием возможных скачков уплотнения у передней кромки и принять па - раметры воздуха на внешней границе пограничного слоя как в невоз - мущенном потоке . Рис . II.5.1. Крыло самолета Порядок решения задачи : 1. Вычисляется температура восстановления по уравнению (II.5.4). Для воздуха Pr = 0,7; k = 1,4; Т f = 216,5 К ( Н = 15 км ), отсю -