Термодинамика и теплопередача

247 а сверху как параметры воздуха после обтекания тупого угла пото - ком со сверхзвуковой скоростью . Вычислить плотности теплового потока аэродинамического нагрева в отдельных точках профиля крыла . Рис . II.5.2. Схема крыла с углом атаки Ψ = 10 ° к задаче 4 Ответ : результаты расчета сведены в таблицу . r T , К α , Вт /( м 2 ⋅ К ) q , Вт / м 2 w t , ° С r T , К α , Вт /( м 2 ⋅ К ) / x b w t , ° С Снизу крыла Сверху крыла 0,05 +23 308 71,4 117,2 294 58,6 857 0,10 +3 312 250 9,01*10 3 300 182,0 4,37 . 10 3 0,50 –17 312 180,8 10,14*10 3 300 131,8 5,80 . 10 3 0,90 –37 312 161,1 12,21*10 3 300 117,1 7,50 . 10 3 5. Крыло сверхзвукового самолета имеет ромбовидный про - филь с острым углом ромба 2 β 20 = ° и хордой 1 b = м . Вычислить плотность теплового потока аэродинамического нагрева в точках А и В профиля ( рис . II.5.3), если в данный момент температура в этих точках 163 w t = ° С , высота полета 20 H = км , скорость 2,5 H M = и угол атаки крыла Ψ = 0 ° . Рис . II.5.3. Схема крыла к задаче 5