Термодинамика и теплопередача

317 и имеет следующие параметры ( рис . II.9.7): 30 R = мм ; δ = 10 мм ; β = 20 ° . Воздух подается с начальной температурой 0 20 t = ° С , что позволяет поддерживать температуру на внешней поверхности стенки 325 w t = ° С . Рассчитать средний удельный массовый расход воздуха - охладителя 0 g в окрестности передней критической точки ( участок а b ) и температуру стенки со стороны вдува охладителя . Ответ : 0 0,098 g = кг /( м 2 ⋅ с ); 1 297 w t = ° С . 8. Сверхзвуковой летательный аппарат движется на высоте 25 H = км со скоростью 4 М = . Носовая часть фюзеляжа выпол - нена в виде заостренного конуса из пористого титана ( П = 40 %) и имеет следующие параметры ( рис . II.9.7): 30 R = мм ; δ = 10 мм ; β = 20 ° . Воздух подается с начальной температурой 0 20 t = ° С , что позволяет поддерживать температуру на внешней поверхности стенки 325 w t = ° С . Рассчитать средний удельный массовый расход воздуха - охладителя 0 g в окрестности участка cd = 40 мм и тем - пературу стенки 1 w t со стороны вдува охладителя . Ответ : 0 0,0755 g = кг /( м 2 ⋅ с ); 1 302 w t = ° С . 9. Передняя кромка крыла летательного аппарата , соверша - ющего полет на высоте 25 Н = км со скоростью 4 M = , выполнена в виде проницаемой стенки с пористостью 30 % из порошка нержавеющей стали 1 Х 18 Н 9 Т . Кромка имеет следующие параметры ( рис . II.9.7): 20 R = мм , δ = 5 мм , β = 15 ° . Воздух подается с начальной температурой 0 40 t = ° С и позволяет поддерживать температуру на внешней поверхности стенки 180 w t = ° С . Вычислить средний удельный массовый расход воздуха - охладителя 0 g по всему участку af ( 30 cd de ef = = = мм ) для передней кромки крыла летательного аппарат . Определить распределение температуры на стенке со стороны подачи охлади - теля , пренебрегая тепловыми потоками вдоль стенки . Расчет вести по средним удельным расходам для отдельных участков