Термодинамика и теплопередача

246 2) сравниваются два типа конструкций камеры сгорания – с защитным покрытием , позволяющим повысить температуру w T до 2200 К , и без него ( 600 w T = К ). Сравнение произвести при одинаковой температуре восста - новления потока 2600 r T = K и одинаковом объемном составе про - дуктов сгорания : r CO 2 = 0,159; r CO = 0,175; 2 H O 0, 439 r = ; 2 H 0,068 r = ; 2 N 0,146 r = ( остальное O 2 ; ОН ; Н ; N – 1,3 %). Получить аналитиче - ское выражение для относительного изменения коэффициента теп - лоотдачи 0 α / α и сравнить полученные результаты расчета с ана - логичными для случая , когда продукты сгорания содержали бы исключительно водяной пар ( т . е . 2 H O 1 r = ). Ответ : 1) 1 0 α 1,032 α = ; 2 1 1 0 0 H O α α : 1 α α     ≈         ; 2) 2 0 α 1,14 α = ; 2 2 2 0 0 H O α α : 1, 035 α α     =         . 4. Самолет летит со сверхзвуковой скоростью на высоте Н = 15 км при числе Маха н M 1,5 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 углом атаки крыла Ψ = 10 ° ( рис . II.5.2). Произведен замер температур в нескольких сечениях профиля крыла , расположенных от перед - ней кромки на расстояниях x b = 0,05; 0,1; 0,5; 0,9. Температуры поверхности крыла в этих сечениях t w = 23; 3; –17; –37 ° С . При ре - шении задачи учесть : профиль крыла рассматривается как тонкая пластина ; параметры воздуха на внешней границе пограничного слоя рассчитываются снизу как за косым скачком уплотнения ,