Термодинамика и теплопередача

314 2. Сверхзвуковой летательный аппарат совершает полет на высоте 5 H = км со скоростью 4 M = ( угол атаки φ ≈ 0 ° ). Геометрия передней кромки показана на рис . II.9.6: 0,12 L = м ; β = 15 ° ; материал – Д -1; внутри крыла используется водяное охлаждение со средними параметрами : 1) α 261,7 f = Вт /( м 2 ⋅ К ), t f = 20 ° С ; 2) α 4361 f = Вт /( м 2 ⋅ K), t f = 20 ° С ). Определить установившееся поле температур около заостренной передней кромки крыла . Ответ : результаты расчета сведены в таблицу : i 1 2 3 4 5 6 7 8 α I при 5 H = км 3745 3175 2861 2669 2547 – – – θ i 0,996 0,984 0,962 0,923 0,912 0,984 0,959 0,957 При α 261,7 f = Вт /( м 2 ⋅ K) i t , ° С 715,2 706,8 691,5 664,3 65,6,6 706,8 689,4 688 θ i 0,969 0,882 0,714 0,471 0,430 0,874 0,682 0,666 При α 4361 f = Вт /( м 2 ⋅ K) i t , ° С 696,4 635,6 518,4 348,8 320,1 630,1 496,0 484,9 3. Сверхзвуковой летательный аппарат движется на высоте 25 H = км со скоростью 4 М = . Центральный заостренный конус входного устройство воздушно - реактивного двигателя имеет следующие параметры ( рис . II.9.6): 0,12 L = м ; β = 20 ° ; материал – Д -1; с внутренней стороны предусмотрено водяное охлаждение со средними параметрами α 261,7 f = Вт /( м 2 ⋅ K), 20 f t = ° С . Рассчи - тать температурное поле около вершины конуса . Ответ : результаты расчета сведены в таблицу : i 1 2 3 4 5 6 7 8 α i при 5 H = км 263 160,5 124,4 105 92,8 – – – θ i 0,519 0,478 0,447 0,422 0,410 0,480 0,449 0,449 При 261,7 α f = Вт /( м 2 ⋅ К ) i t , ° С 274,3 254,2 239,0 226,8 220,9 255,2 240 240