Термодинамика и теплопередача

315 4. Сверхзвуковой летательный аппарат движется на высоте 5 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 :1) α 261,7 f = Вт /( м 2 ⋅ K), 20 f t = ° С ; 2) α 4361 f = Вт /( м 2 ⋅ K), t f = 20 ° С . Рассчитать 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 3745 3175 2861 2669 2547 – – – θ i i ϑ 0,987 0,973 0,958 0,941 0,933 0,972 0,950 0,947 При α 261,7 f = Вт /( м 2 ⋅ K) i t , ° С 708,9 699,2 688,7 676,8 671,2 688,5 683,1 681 θ i 0,904 0,800 0,684 0,561 0,519 0,790 0,627 0,601 При α 4361 f = Вт /( м 2 ⋅ K) i t , ° C 651 578,4 497,4 411,6 382,3 571,4 457,6 419,5 5. Передняя кромка крыла летательного аппарата , совер - шающего полет на высоте 25 Н = км со скоростью 4 M = , выпол - нена в виде проницаемой стенки с пористостью 30 % из порошка нержавеющей стали 1 Х 18 Н 9 Т . Кромка имеет следующие парамет - ры ( рис . II.9.7): 20 R = мм , δ = 5 мм , β = 15 ° . Воздух подается с на - чальной температурой 0 40 t = ° С и позволяет поддерживать темпе - ратуру на внешней поверхности стенки 180 w t = ° С . Вычислить средний удельный массовый расход воздуха - охладителя 0 g в окре - стности передней критической точки ( участок ab ). Оценить темпе - ратуру стенки со стороны вдува охладителя 1 w t . Принять , что тем - пература охладителя одинакова с температурой стенки по всему ее сечению ; кривизной стенки пренебречь .