Të gjitha proceset e jetës në Tokë shkaktohen nga energjia termike. Burimi kryesor nga i cili Toka merr energji termike është Dielli. Ai lëshon energji në formën e rrezeve të ndryshme - valë elektromagnetike. Quhet rrezatimi i Diellit në formën e valëve elektromagnetike që përhapen me shpejtësi 300 000 km/s, i cili përbëhet nga rreze me gjatësi të ndryshme që çojnë dritën dhe nxehtësinë në Tokë.
Rrezatimi mund të jetë i drejtpërdrejtë ose i përhapur. Pa atmosferë, sipërfaqja e tokës do të merrte vetëm rrezatim të drejtpërdrejtë. Prandaj, rrezatimi që vjen drejtpërdrejt nga Dielli në formën e dritës së drejtpërdrejtë të diellit dhe në një qiell pa re quhet i drejtpërdrejtë. Ajo mbart sasinë më të madhe të nxehtësisë dhe dritës. Por, duke kaluar nëpër atmosferë, rrezet e diellit shpërndahen pjesërisht dhe devijojnë rrugë e drejtë si rezultat i reflektimit nga molekulat e ajrit, pikat e ujit, grimcat e pluhurit dhe shndërrohen në rreze që shkojnë në të gjitha drejtimet. Një rrezatim i tillë quhet i shpërndarë. Prandaj, është dritë në ato vende ku nuk depërton rrezet e diellit direkte (rrezatimi i drejtpërdrejtë) (kulmi i pyllit, anët e hijes së shkëmbinjve, maleve, ndërtesave, etj.). Rrezatimi i shpërndarë gjithashtu përcakton ngjyrën e qiellit. I gjithë rrezatimi diellor që vjen në sipërfaqen e tokës, d.m.th. të drejtpërdrejta dhe të shpërndara quhen totale. Sipërfaqja e tokës, duke thithur rrezatimin diellor, nxehet dhe vetë bëhet burim i rrezatimit të nxehtësisë në atmosferë. Quhet rrezatim tokësor ose rrezatim tokësor dhe bllokohet kryesisht nga shtresat e poshtme të atmosferës. Rrezatimi diellor i thithur nga sipërfaqja e tokës shpenzohet për ngrohjen e ujit, tokës, ajrit, avullimit dhe rrezatimit në atmosferë. Tokësore, jo përcaktuese regjimi i temperaturës troposferë, d.m.th. rrezet e diellit që kalojnë nëpër çdo gjë nuk e ngrohin atë. Më së shumti numër i madh Shtresat e poshtme të atmosferës, drejtpërdrejt ngjitur me burimin e nxehtësisë - sipërfaqen e tokës, marrin nxehtësi dhe nxehen deri në temperaturat më të larta. Ndërsa largoheni nga sipërfaqja e tokës, ngrohja dobësohet. Kjo është arsyeja pse troposfera zvogëlohet me lartësinë me një mesatare prej 0.6°C për çdo 100 m ngritje. Ky është një model i përgjithshëm për troposferën. Ka raste kur shtresat e sipërme të ajrit janë më të ngrohta se ato të poshtme. Ky fenomen quhet inversion i temperaturës.
Ngrohja e sipërfaqes së tokës ndryshon ndjeshëm jo vetëm nga lartësia. Sasia e rrezatimit total diellor varet drejtpërdrejt nga këndi i rënies së rrezeve të diellit Sa më afër të jetë kjo vlerë me 90°, aq më shumë energji diellore merr sipërfaqja e tokës.
Nga ana tjetër, këndi i rënies së rrezeve të diellit në një pikë të caktuar në sipërfaqen e tokës përcaktohet nga gjerësia gjeografike e saj. Fuqia e rrezatimit të drejtpërdrejtë diellor varet nga gjatësia e rrugës që rrezet e diellit kalojnë nëpër atmosferë. Kur Dielli është në zenitin e tij (afër ekuatorit), rrezet e tij bien vertikalisht në sipërfaqen e tokës, d.m.th. kapërcejnë atmosferën në mënyrën më të shkurtër të mundshme (në 90°) dhe japin intensivisht energjinë e tyre në një zonë të vogël. Ndërsa largoheni nga zona ekuatoriale në jug ose në veri, gjatësia e shtegut të rrezeve të diellit rritet, d.m.th. zvogëlohet këndi i rënies së tyre në sipërfaqen e tokës. Rrezet fillojnë të rrëshqasin gjithnjë e më shumë përgjatë Tokës dhe i afrohen vijës tangjente në zonën e poleve. Në të njëjtën kohë, e njëjta rreze energjie shpërndahet në një zonë më të madhe dhe sasia e energjisë së reflektuar rritet. Kështu, aty ku rrezet e diellit godasin sipërfaqen e tokës në një kënd prej 90°, temperatura është vazhdimisht e lartë dhe ndërsa lëviz drejt poleve bëhet më e ftohtë. Pikërisht në polet, ku rrezet e diellit bien në një kënd prej 180° (d.m.th., në mënyrë tangjenciale), ka më pak nxehtësi.
Kjo shpërndarje e pabarabartë e nxehtësisë në Tokë në varësi të gjerësisë gjeografike të një vendi na lejon të dallojmë pesë zona termike: një e nxehtë, dy dhe dy e ftohta.
Kushtet për ngrohjen e ujit dhe tokës nga rrezatimi diellor janë shumë të ndryshme. Kapaciteti i nxehtësisë i ujit është dyfishi i tokës. Kjo do të thotë se me të njëjtën sasi nxehtësie, toka nxehet dy herë më shpejt se uji dhe kur ftohet ndodh e kundërta. Përveç kësaj, uji avullon kur nxehet, gjë që konsumon një sasi të konsiderueshme nxehtësie. Në tokë, nxehtësia përqendrohet vetëm në shtresën e sipërme të saj, vetëm një pjesë e vogël e saj transferohet në thellësi. Në ujë, rrezet ngrohin menjëherë një trashësi të konsiderueshme, e cila lehtësohet nga përzierja vertikale e ujit. Si rezultat, uji akumulon shumë më tepër nxehtësi se toka, e ruan atë më gjatë dhe e shpenzon atë në mënyrë më të barabartë se toka. Nxehet më ngadalë dhe ftohet më ngadalë.
Sipërfaqja e tokës është heterogjene. Ngrohja e saj varet kryesisht nga vetitë fizike dherat dhe akulli, ekspozimi (këndi i pjerrësisë së sipërfaqeve të tokës në raport me rrezet që bien të diellit) të shpateve. Karakteristikat e sipërfaqes së poshtme përcaktojnë natyrën e ndryshme të ndryshimeve në temperaturat e ajrit gjatë ditës dhe vitit. Temperaturat më të ulëta të ajrit gjatë ditës në tokë vërehen pak para lindjes së diellit (nuk ka fluks të rrezatimit diellor dhe rrezatim të fortë tokësor gjatë natës). Nivelet më të larta janë pasdite (14-15). Gjatë gjithë vitit në hemisferën veriore, temperaturat më të larta të ajrit në tokë vërehen në korrik, dhe më të ulëtat në janar. Mbi sipërfaqen e ujit, temperatura maksimale ditore e ajrit zhvendoset dhe vërehet në orën 15-16, ndërsa minimalja 2-3 orë pas lindjes së diellit. Maksimumi vjetor (në hemisferën veriore) ndodh në gusht, dhe minimumi në shkurt.
Ngrohje aerodinamike ngrohja e trupave që lëvizin me shpejtësi të madhe në ajër ose gaz tjetër. A. n. - rezultat i faktit që molekulat e ajrit që bien në trup ngadalësohen pranë trupit. Nëse fluturimi kryhet me shpejtësi supersonike të të korrave, frenimi ndodh kryesisht në valën e goditjes (Shihni valën e goditjes) ,
duke u shfaqur para trupit. Frenimi i mëtejshëm i molekulave të ajrit ndodh drejtpërdrejt në sipërfaqen e trupit, në
shtresa kufitare (Shih shtresën kufitare). Kur molekulat e ajrit ngadalësohen, energjia e tyre termike rritet, d.m.th., rritet temperatura e gazit pranë sipërfaqes së një trupi në lëvizje, temperatura maksimale në të cilën mund të nxehet një gaz në afërsi të një trupi në lëvizje është afër të ashtuquajturës; . temperatura e frenimit: T 0 = T n + v 2/2c p ,
Ku T n - temperatura e ajrit në hyrje, v- shpejtësia e fluturimit të trupit, c fq- Kapaciteti specifik termik i gazit në presion konstant. Kështu, për shembull, kur një avion supersonik fluturon me shpejtësi të trefishtë të zërit (rreth 1 km/sek) temperatura e stagnimit është rreth 400°C, dhe kur anija kozmike hyn në atmosferën e Tokës me shpejtësinë e parë të ikjes (8.1 km/sek) temperatura e frenimit arrin 8000 °C. Nëse në rastin e parë, gjatë një fluturimi mjaft të gjatë, temperatura e lëkurës së avionit arrin vlera afër temperaturës së stagnimit, atëherë në rastin e dytë, sipërfaqja e anijes kozmike në mënyrë të pashmangshme do të fillojë të shembet për shkak të paaftësisë së materiale për t'i bërë ballë temperaturave kaq të larta. Nga rajonet e gazit me temperaturë të ngritur, nxehtësia transferohet në një trup në lëvizje dhe ndodh atomizimi. Ekzistojnë dy forma të A. n. - konvektiv dhe rrezatim. Ngrohja konvektive është pasojë e transferimit të nxehtësisë nga pjesa e jashtme, "e nxehtë" e shtresës kufitare në sipërfaqen e trupit. Fluksi konvektiv i nxehtësisë përcaktohet në mënyrë sasiore nga relacioni(q k = a T e -T Ku w), T e - T temperatura e ekuilibrit (temperatura maksimale në të cilën sipërfaqja e një trupi mund të nxehet nëse nuk do të kishte heqje të energjisë), w - temperatura reale e sipërfaqes, a - Koeficienti i transferimit të nxehtësisë konvektive, në varësi të shpejtësisë dhe lartësisë së fluturimit, formës dhe madhësisë së trupit, si dhe faktorë të tjerë. Temperatura e ekuilibrit është afër temperaturës së stagnimit. Lloji i varësisë së koeficientit A nga parametrat e listuar përcaktohet nga regjimi i rrjedhjes në shtresën kufitare (laminare ose turbulente). Në rastin e rrjedhës së turbullt, ngrohja konvektive bëhet më intensive. Kjo për faktin se, përveç përçueshmërisë termike molekulare, pulsimet me shpejtësi turbulente në shtresën kufitare fillojnë të luajnë një rol të rëndësishëm në transferimin e energjisë.
Me rritjen e shpejtësisë së fluturimit, temperatura e ajrit pas valës së goditjes dhe në shtresën kufitare rritet, duke rezultuar në disociim dhe jonizimin ,
molekulat. Atomet, jonet dhe elektronet që rezultojnë shpërndahen në një rajon më të ftohtë - në sipërfaqen e trupit. Ka një reaksion të kundërt (Rekombinim) duke vazhduar me çlirimin e nxehtësisë. Kjo jep një kontribut shtesë në atmosferën konvektive. Me arritjen e një shpejtësie fluturimi prej rreth 5000 m/sek km/sek temperatura pas valës së goditjes arrin vlerat në të cilat gazi fillon të rrezatojë. Për shkak të transferimit rrezatues të energjisë nga zonat me temperaturë të ngritur në sipërfaqen e trupit, ndodh ngrohja me rreze. Në këtë rast, rrezatimi në rajonet e dukshme dhe ultravjollcë të spektrit luan rolin më të madh. Kur fluturoni në atmosferën e Tokës me shpejtësi nën shpejtësinë e parë kozmike (8.1 km/sek)
) Ngrohja me rrezatim është e vogël në krahasim me ngrohjen konvektive. Në shpejtësinë e dytë të ikjes (11.2 km/sek vlerat e tyre afrohen dhe me shpejtësi fluturimi 13-15
dhe më lart, që korrespondon me kthimin në Tokë pas fluturimeve në planetë të tjerë, kontributin kryesor e jep ngrohja me rrezatim. Sidomos rol të rëndësishëm A. n. luan kur anijet kozmike (për shembull, Vostok, Voskhod, Soyuz) kthehen në atmosferën e Tokës. Për të luftuar A. n. anijet kozmike janë të pajisura sisteme të veçanta Mbrojtja termike (Shih Mbrojtja termike). Lit.: Bazat e transferimit të nxehtësisë në aviacion dhe, M., 1960; Dorrance W. H., Rrjedhat hipersonike të gazit viskoz, trans. nga anglishtja, M., 1966; Zeldovich Ya., Raiser P., Fizika e valëve të goditjes dhe fenomeneve hidrodinamike me temperaturë të lartë, botimi i 2-të, M., 1966. N. A. Anfimov.
I madh Enciklopedia Sovjetike. - M.: Enciklopedia Sovjetike. 1969-1978 .
Shihni se çfarë është "ngrohja aerodinamike" në fjalorë të tjerë:
Ngrohja e trupave që lëvizin me shpejtësi të madhe në ajër ose gaz tjetër. A. n. rezultat i faktit që molekulat e ajrit që bien në trup ngadalësohen pranë trupit. Nëse fluturimi kryhet me shpejtësi supersonike. shpejtësia, frenimi ndodh kryesisht në goditje... ... Enciklopedi fizike
Ngrohja e një trupi që lëviz me shpejtësi të madhe në ajër (gaz). Ngrohje e dukshme aerodinamike vërehet kur një trup lëviz me shpejtësi supersonike (për shembull, kur lëviz kokat e raketave balistike ndërkontinentale) EdwART.... ... Marine Dictionary
ngrohje aerodinamike- Ngrohja e sipërfaqes me rrjedhje të gazit të një trupi që lëviz në një mjedis të gaztë me shpejtësi të lartë në prani të shkëmbimit të nxehtësisë rrezatuese konvektive dhe me shpejtësi hipersonike me mjedisin e gaztë në shtresën kufitare ose goditjeje. [GOST 26883... ... Udhëzues teknik i përkthyesit
Një rritje në temperaturën e një trupi që lëviz me shpejtësi të madhe në ajër ose gaz tjetër. Ngrohja aerodinamike është rezultat i frenimit të molekulave të gazit pranë sipërfaqes së trupit. Kështu, kur një anije kozmike hyn në atmosferën e Tokës me një shpejtësi prej 7.9 km/s... ... Fjalor Enciklopedik
ngrohje aerodinamike- aerodinaminis įšilimas statusas T sritis Energetika apibrėžtis Kūnų, judančių dujose (ore) dideliu greičiu, paviršiaus įšilimas. atitikmenys: angl. vok ngrohje aerodinamike. aerodynamische Aufheizung, f rus. ngrohje aerodinamike, m pranc.…… Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas- një rritje në temperaturën e një trupi që lëviz me shpejtësi të madhe në ajër ose gaz tjetër. A. dhe. rezultat i ngadalësimit të molekulave të gazit pranë sipërfaqes së trupit. Pra, në hyrje të kozmikut. aparat në atmosferën e Tokës me një shpejtësi prej 7.9 km/s, ritmi i ajrit në sipërfaqe... Shkenca natyrore. Fjalor Enciklopedik
Ngrohja aerodinamike e strukturës së raketës- Ngrohja e sipërfaqes së raketës ndërsa ajo lëviz në shtresa të dendura të atmosferës me shpejtësi të madhe. A.N. - rezultat i faktit që molekulat e ajrit që sulmojnë raketën ngadalësohen pranë trupit të saj. Në këtë rast, ndodh një tranzicion i energjisë kinetike... ... Enciklopedia e Forcave të Raketave Strategjike
Concorde Concorde në aeroport ... Wikipedia
Njerëzimi njeh disa lloje të energjisë - energji mekanike (kinetike dhe potenciale), energji të brendshme (termike), energji fushore (gravitacionale, elektromagnetike dhe bërthamore), kimike. Vlen të theksohet energjia e shpërthimit...
Energjia e vakumit dhe ende ekziston vetëm në teori - energji e errët. Në këtë artikull, i pari në seksionin "Inxhinieria e nxehtësisë", do të përpiqem në një gjuhë të thjeshtë dhe të arritshme, duke përdorur një shembull praktik, të flas për llojin më të rëndësishëm të energjisë në jetën e njerëzve - rreth energji termike dhe për lindjen e saj në kohë fuqia termike.
Disa fjalë për të kuptuar vendin e inxhinierisë termike si një degë e shkencës së përftimit, transferimit dhe përdorimit të energjisë termike. Inxhinieria moderne termike ka dalë nga termodinamika e përgjithshme, e cila nga ana tjetër është një nga degët e fizikës. Termodinamika është fjalë për fjalë "e ngrohtë" plus "fuqi". Kështu, termodinamika është shkenca e "ndryshimit të temperaturës" të një sistemi.
Një ndikim i jashtëm në një sistem, i cili ndryshon energjinë e tij të brendshme, mund të jetë rezultat i shkëmbimit të nxehtësisë. Energjia termike, e cila fitohet ose humbet nga sistemi si rezultat i një ndërveprimi të tillë me mjedisin, quhet sasia e nxehtësisë dhe matet në njësi SI në Joules.
Nëse nuk jeni inxhinier ngrohjeje dhe nuk merreni me çështje të inxhinierisë termike në baza ditore, atëherë kur i hasni, ndonjëherë pa përvojë mund të jetë shumë e vështirë t'i kuptoni shpejt. Pa përvojë, është e vështirë të imagjinohet edhe dimensionet e vlerave të kërkuara të sasisë së nxehtësisë dhe fuqisë termike. Sa xhaul energji nevojiten për të ngrohur 1000 metra kub ajër nga një temperaturë prej -37˚С deri në +18˚С?.. Çfarë fuqie të burimit të nxehtësisë nevojitet për ta bërë këtë në 1 orë?.. Sot mundemi përgjigjuni këtyre pyetjeve jo më të vështira “menjëherë” “Jo të gjithë janë inxhinierë. Ndonjëherë specialistët madje i mbajnë mend formulat, por vetëm disa mund t'i zbatojnë ato në praktikë!
Pasi ta lexoni këtë artikull deri në fund, do të jeni në gjendje të zgjidhni lehtësisht problemet reale industriale dhe shtëpiake që lidhen me ngrohjen dhe ftohjen materiale të ndryshme. Të kuptuarit e thelbit fizik të proceseve të transferimit të nxehtësisë dhe njohja e formulave të thjeshta bazë janë blloqet kryesore në themelin e njohurive në inxhinierinë e nxehtësisë!
Sasia e nxehtësisë gjatë proceseve të ndryshme fizike.
Shumica e substancave të njohura mund temperatura të ndryshme dhe presioni të jetë në gjendje të ngurtë, të lëngët, të gaztë ose të plazmës. Tranzicioni nga një gjendje grumbullimi në tjetrën ndodh në temperaturë konstante(me kusht që presioni dhe parametrat e tjerë të mos ndryshojnë mjedisi) dhe shoqërohet me thithjen ose çlirimin e energjisë termike. Përkundër faktit se 99% e materies në Univers është në gjendjen e plazmës, ne nuk do ta konsiderojmë këtë gjendje grumbullimi në këtë artikull.
Konsideroni grafikun e paraqitur në figurë. Ai tregon varësinë nga temperatura e një substance T mbi sasinë e nxehtësisë P, sjellë në një sistem të caktuar të mbyllur që përmban një masë të caktuar të një substance specifike.
1. Një lëndë e ngurtë që ka një temperaturë T1, ngroheni në temperaturë shkrihet, duke shpenzuar për këtë proces një sasi nxehtësie të barabartë me Q1 .
2. Më pas, fillon procesi i shkrirjes, i cili ndodh në një temperaturë konstante Tpl(temperatura e shkrirjes). Për të shkrirë të gjithë masën e një trupi të ngurtë, është e nevojshme të shpenzoni energji termike në sasi Q2 - P1 .
3. Më pas, lëngu që rezulton nga shkrirja e lëndës së ngurtë nxehet deri në pikën e vlimit (formimi i gazit) Tkp, duke shpenzuar për këtë sasi nxehtësie të barabartë me Q3-Q2 .
4. Tani në një pikë vlimi konstante Tkp lëngu vlon dhe avullon duke u shndërruar në gaz. Për të shndërruar të gjithë masën e lëngut në gaz, është e nevojshme të shpenzoni energji termike në sasi Q4-Q3.
5. Në fazën e fundit, gazi nxehet nga temperatura Tkp deri në një temperaturë të caktuar T2. Në këtë rast, sasia e nxehtësisë së konsumuar do të jetë P5-Q4. (Nëse e ngrohim gazin në temperaturën e jonizimit, gazi do të kthehet në plazmë.)
Kështu, ngrohja e trupit origjinal të ngurtë nga temperatura T1 deri në temperaturë T2 kemi shpenzuar energji termike në sasi P5, duke transferuar një substancë përmes tre gjendjeve të grumbullimit.
Duke lëvizur brenda drejtim i kundërt, do të heqim të njëjtën sasi nxehtësie nga substanca P5, pasi ka kaluar fazat e kondensimit, kristalizimit dhe ftohjes nga temperatura T2 deri në temperaturë T1. Sigurisht që po e konsiderojmë sistem i mbyllur pa humbje energjie në mjedisin e jashtëm.
Vini re se një kalim nga gjendja e ngurtë në gjendjen e gaztë është i mundur, duke anashkaluar fazën e lëngshme. Ky proces quhet sublimim, dhe procesi i kundërt quhet desublimim.
Pra, kuptuam se proceset e tranzicionit midis gjendjeve agregate të materies karakterizohen nga konsumi i energjisë në një temperaturë konstante. Kur ngrohni një substancë që është në një gjendje të pandryshuar grumbullimi, temperatura rritet dhe energjia termike gjithashtu konsumohet.
Formulat kryesore të transferimit të nxehtësisë.
Formulat janë shumë të thjeshta.
Sasia e nxehtësisë P në J llogaritet duke përdorur formulat:
1. Nga ana e konsumit të nxehtësisë, domethënë nga ana e ngarkesës:
1.1. Gjatë ngrohjes (ftohjes):
P = m * c *(T2 -T1)
m – masa e substancës në kg
Me - Kapaciteti specifik termik i një lënde në J/(kg*K)
1.2. Kur shkrihet (ngrirja):
P = m * λ
λ – nxehtësia specifike e shkrirjes dhe e kristalizimit të një lënde në J/kg
1.3. Gjatë zierjes, avullimit (kondensimit):
P = m * r
r – nxehtësia specifike e formimit të gazit dhe kondensimit të një lënde në J/kg
2. Nga ana e prodhimit të nxehtësisë, domethënë nga ana e burimit:
2.1. Kur karburanti digjet:
P = m * q
q – nxehtësia specifike e djegies së karburantit në J/kg
2.2. Kur shndërroni energjinë elektrike në energji termike (ligji Joule-Lenz):
Q =t *I *U =t *R *I ^2=(t /R)*U^2
t – koha në shek
I – vlera aktuale efektive në A
U – vlera e tensionit efektiv në V
R – Rezistenca e ngarkesës në ohmë
Përfundojmë se sasia e nxehtësisë është drejtpërdrejt proporcionale me masën e substancës gjatë të gjitha transformimeve fazore dhe, gjatë ngrohjes, gjithashtu drejtpërdrejt proporcionale me ndryshimin e temperaturës. Koeficientët e proporcionalitetit ( c , λ , r , q ) për çdo substancë ato kanë kuptimet e tyre dhe përcaktohen në mënyrë empirike (të marra nga librat referencë).
Fuqia termike N në W është sasia e nxehtësisë së transferuar në sistem në një kohë të caktuar:
N=Q/t
Sa më shpejt të duam ta ngrohim trupin në një temperaturë të caktuar, aq më e madhe duhet të jetë fuqia e burimit të energjisë termike - gjithçka është logjike.
Llogaritja e një problemi të aplikuar në Excel.
Në jetë, shpesh është e nevojshme të bëhet një llogaritje e shpejtë e vlerësimit për të kuptuar nëse ka kuptim të vazhdosh të studiosh një temë, të bësh një projekt dhe llogaritje të hollësishme, të sakta, që kërkojnë kohë. Pasi të keni bërë një llogaritje në pak minuta edhe me një saktësi prej ±30%, mund të merrni një vendim të rëndësishëm menaxhimi që do të jetë 100 herë më i lirë dhe 1000 herë më efikas dhe në fund 100,000 herë më efektiv sesa kryerja e një llogaritjeje të saktë brenda një jave. ndryshe dhe muaj, nga një grup specialistësh të shtrenjtë...
Kushtet e problemit:
Nga një magazinë në rrugë sjellim 3 ton metal të mbështjellë në ambientet e punishtes së përpunimit të metaleve me përmasa 24m x 15m x 7m. Në metalin e mbështjellë ka akull me masë totale 20 kg. Jashtë është -37˚С. Sa nxehtësi nevojitet për të ngrohur metalin në +18˚С; ngrohni akullin, shkrini dhe ngrohni ujin në +18˚С; ngrohni të gjithë vëllimin e ajrit në dhomë, duke supozuar se ngrohja ishte fikur plotësisht më parë? Çfarë fuqie duhet të ketë sistemi i ngrohjes nëse të gjitha sa më sipër duhet të kryhen në 1 orë? (Kushte shumë të ashpra dhe pothuajse joreale - veçanërisht në lidhje me ajrin!)
Llogaritjen do ta kryejmë në programMS Excel ose në programOOo Calc.
Shikoni formatimin e ngjyrave të qelizave dhe shkronjave në faqen "".
Të dhënat fillestare:
1. Ne shkruajmë emrat e substancave:
në qelizën D3: Çeliku
në qelizën E3: Akull
në qelizën F3: Akull/ujë
në qelizën G3: Uji
në qelizën G3: Ajri
2. Vendosim emrat e proceseve:
në qelizat D4, E4, G4, G4: ngrohjes
në qelizën F4: shkrirja
3. Kapaciteti specifik termik i substancave c në J/(kg*K) shkruajmë përkatësisht çelikun, akullin, ujin dhe ajrin
në qelizën D5: 460
në qelizën E5: 2110
në qelizën G5: 4190
në qelizën H5: 1005
4. Nxehtësia specifike shkrirja e akullit λ futni në J/kg
në qelizën F6: 330000
5. Shumë substanca m Fusim në kg përkatësisht për çelik dhe akull
në qelizën D7: 3000
në qelizën E7: 20
Meqenëse masa nuk ndryshon kur akulli kthehet në ujë, atëherë
në qelizat F7 dhe G7: =E7 =20
Masën e ajrit e gjejmë duke shumëzuar vëllimin e dhomës me gravitetin specifik
në qelizën H7: =24*15*7*1.23 =3100
6. Koha e procesit t në minutë shkruajmë vetëm një herë për çelikun
në qelizën D8: 60
Vlerat kohore për ngrohjen e akullit, shkrirjen e tij dhe ngrohjen e ujit që rezulton llogariten nga kushti që të tre këto procese duhet të kryhen në të njëjtën kohë sa është caktuar për ngrohjen e metalit. Lexoni në përputhje me rrethanat
në qelizën E8: =E12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =9,7
në qelizën F8: =F12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =41,0
në qelizën G8: =G12/(($E$12+$F$12+$G$12)/D8) =9,4
Ajri gjithashtu duhet të ngrohet gjatë së njëjtës kohë të caktuar, lexojmë
në qelizën H8: =D8 =60,0
7. Temperatura fillestare e të gjitha substancave T1 E vendosim në ˚C
në qelizën D9: -37
në qelizën E9: -37
në qelizën F9: 0
në qelizën G9: 0
në qelizën H9: -37
8. Temperatura përfundimtare e të gjitha substancave T2 E vendosim në ˚C
në qelizën D10: 18
në qelizën E10: 0
në qelizën F10: 0
në qelizën G10: 18
në qelizën H10: 18
Unë mendoj se nuk duhet të ketë pyetje në lidhje me pikat 7 dhe 8.
Rezultatet e llogaritjes:
9. Sasia e nxehtësisë P në KJ, të kërkuara për secilin nga proceset, ne llogarisim
për ngrohjen e çelikut në qelizën D12: =D7*D5*(D10-D9)/1000 =75900
për ngrohjen e akullit në qelizën E12: =E7*E5*(E10-E9)/1000 = 1561
për shkrirjen e akullit në qelizën F12: =F7*F6/1000 = 6600
për ngrohjen e ujit në qelizën G12: =G7*G5*(G10-G9)/1000 = 1508
për ngrohjen e ajrit në qelizën H12: =H7*H5*(H10-H9)/1000 = 171330
Ne lexojmë sasinë totale të energjisë termike të nevojshme për të gjitha proceset
në qelizën e bashkuar D13E13F13G13H13: =SUM(D12:H12) = 256900
Në qelizat D14, E14, F14, G14, H14 dhe qelizën e kombinuar D15E15F15G15H15, sasia e nxehtësisë jepet në një njësi matëse të harkut - në Gcal (në gigakalori).
10. Fuqia termike N llogaritet në kW që kërkohet për secilin nga proceset
për ngrohjen e çelikut në qelizën D16: =D12/(D8*60) =21,083
për ngrohjen e akullit në qelizën E16: =E12/(E8*60) = 2,686
për shkrirjen e akullit në qelizën F16: =F12/(F8*60) = 2,686
për ngrohjen e ujit në qelizën G16: =G12/(G8*60) = 2,686
për ngrohjen e ajrit në qelizën H16: =H12/(H8*60) = 47,592
Fuqia totale termike e nevojshme për të përfunduar të gjitha proceset në kohë t e llogaritur
në qelizën e bashkuar D17E17F17G17H17: =D13/(D8*60) = 71,361
Në qelizat D18, E18, F18, G18, H18 dhe në qelizën e kombinuar D19E19F19G19H19, fuqia termike jepet në një njësi matëse të harkut - në Gcal/orë.
Kjo përfundon llogaritjen në Excel.
Konkluzione:
Ju lutemi vini re se ngrohja e ajrit kërkon më shumë se dy herë më shumë energji sesa ngrohja e së njëjtës masë çeliku.
Ngrohja e ujit kushton dy herë më shumë energji sesa ngrohja e akullit. Procesi i shkrirjes harxhon shumë herë më shumë energji sesa procesi i ngrohjes (në një ndryshim të vogël të temperaturës).
Ngrohja e ujit kërkon dhjetë herë më shumë energji termike se çeliku për ngrohje dhe katër herë më shumë se ngrohja e ajrit.
Për marrjen informacion në lidhje me publikimin e artikujve të rinj dhe për shkarkimi i skedarëve të programit të punës Ju kërkoj të abonoheni në njoftimet në dritaren e vendosur në fund të artikullit ose në dritaren në krye të faqes.
Pasi të keni futur adresën tuaj email dhe duke klikuar në butonin "Merr njoftime për artikuj". MOS HARRONI KONFIRMOJ ABONIM duke klikuar në lidhje në një letër që do t'ju vijë menjëherë në adresën e specifikuar të emailit (ndonjëherë në dosje « Spam » )!
Kujtuam konceptet "sasia e nxehtësisë" dhe "fuqia termike", shqyrtuam formulat themelore të transferimit të nxehtësisë dhe analizuam një shembull praktik. Shpresoj që gjuha ime të jetë e thjeshtë, e qartë dhe interesante.
Unë jam duke pritur për pyetje dhe komente për artikullin!
Ju lutem RESPEKTONI skedari i shkarkimit të veprës së autorit PAS SUBSCRIBE për njoftimet e artikujve.
Llogaritja paraprake e sipërfaqes së ngrohjes së grykës.
Q në =V në *(i në // – i në /)* τ = 232231.443*(2160-111.3)*0.7 = 333.04*10 6 kJ/cikël.
Ndryshimi mesatar i temperaturës logaritmike për cikël.
Shpejtësia e produkteve të djegies (tymi) = 2,1 m/s. Pastaj shpejtësia e ajrit në kushte normale:
6.538 m/s
Temperaturat mesatare të ajrit dhe tymit për periudhën.
935 o C
680 o C
Temperatura mesatare maja e hundës gjatë periudhave të tymit dhe ajrit
Temperatura mesatare e majës së grykës për cikël
Temperatura mesatare e pjesës së poshtme të hundës në periudhat e tymit dhe ajrit:
Temperatura mesatare për cikël e pjesës së poshtme të grykës
Ne përcaktojmë vlerën e koeficientëve të transferimit të nxehtësisë për pjesën e sipërme dhe të poshtme të hundës. Për një hundë të tipit të pranuar në një vlerë prej 2240
Shpejtësia aktuale e tymit përcaktohet me formulën W d =W në *(1+βt d). Shpejtësia aktuale e ajrit në temperaturën t in dhe presionin e ajrit p in = 0,355 MN/m 2 (absolute) përcaktohet nga formula
Ku 0,1013-MN/m2 është presioni në kushte normale.
Vlera e viskozitetit kinematik ν dhe koeficienti i përçueshmërisë termike λ për produktet e djegies zgjidhet nga tabelat. Në të njëjtën kohë, marrim parasysh se vlera e λ varet shumë pak nga presioni, dhe në një presion prej 0,355 MN/m 2 mund të përdorim vlerat e λ në një presion prej 0,1013 MN/m 2. Viskoziteti kinematik i gazeve është në përpjesëtim të zhdrejtë me presionin, kështu që vlerën e ν në presion prej 0,1013 Mn/m2 e ndajmë me raportin.
Gjatësia efektive e rrezes për grykën e bllokut
= 0,0284 m
Për një hundë të caktuar m 2 / m 3; ν =0,7 m 3 / m 3; m 2 / m 2 .
Llogaritjet janë përmbledhur në tabelën 3.1
Tabela 3.1 - Përcaktimi i koeficientëve të transferimit të nxehtësisë për pjesën e sipërme dhe të poshtme të grykës.
| Emri, vlera dhe njësitë matëse të përmasave | Formula e llogaritjes | Llogaritja paraprake | Llogaritja e përditësuar | ||||
| krye | fund | krye | Poshtë | ||||
| tymi | ajri | tymi | ajri | ajri | ajri | ||
| Temperaturat mesatare të ajrit dhe tymit për periudhën 0 C | Me tekst | 1277,5 | 592,5 | 1026,7 | 355,56 | ||
| Koeficienti i përçueshmërisë termike të produkteve të djegies dhe ajrit l 10 2 W/(mgrad) | Me tekst | 13,405 | 8,101 | 7,444 | 5,15 | 8,18 | 5,19 |
| Viskoziteti kinematik i produkteve të djegies dhe ajrit g 10 6 m 2 /s | Aplikimi | 236,5 | 52,6 | 92,079 | 18,12 | 53,19 | 18,28 |
| Përcaktimi i diametrit të kanalit d, m | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | 0,031 | |
| Shpejtësia aktuale e tymit dhe ajrit W m/s | Me tekst | 11,927 | 8,768 | 6,65 | 4,257 | 8,712 | 4,213 |
| Re | |||||||
| Nu | Me tekst | 12,425 | 32,334 | 16,576 | 42,549 | 31,88 | 41,91 |
| Koeficienti i transferimit të nxehtësisë me konvekcion a në W/m 2 *deg | 53,73 | 84,5 | 39,804 | 70,69 | 84,15 | 70,226 | |
| 0,027 | - | 0,045 | - | - | - | ||
| 1,005 | - | 1,055 | - | - | - | ||
| Koeficienti i transferimit të nxehtësisë rrezatuese a p W/m 2 *deg | 13,56 | - | 5,042 | - | - | - | |
| një W/m 2 * gradë | 67,29 | 84,5 | 44,846 | 70,69 | 84,15 | 70,226 |
Kapaciteti i nxehtësisë dhe koeficienti i përçueshmërisë termike të grykave l të tullave llogariten duke përdorur formulat:
C, kJ/(kg*deg) l , W/(mdeg)
Dinas 0,875+38,5*10 -5 *t 1,58+38,4*10 -5 t
Balta e zjarrit 0,869+41,9*10 -5 * t 1,04+15,1*10 -5 t
Gjysmë-trashësia ekuivalente e një tulle përcaktohet nga formula
mm
Tabela 3.2 – Sasitë fizike të materialit dhe koeficienti i akumulimit të nxehtësisë për gjysmën e sipërme dhe të poshtme të grykës rigjeneruese
| Emri i madhësive | Formula e llogaritjes | Llogaritja paraprake | Llogaritja e përditësuar | |||
| krye | fund | krye | Poshtë | |||
| Dinas | balta e zjarrit | Dinas | balta e zjarrit | |||
| Temperatura mesatare, 0 C | Me tekst | 1143,75 | 471,25 | 1152,1 | 474,03 | |
| Dendësia e masës, r kg/m 3 | Me tekst | |||||
| Koeficienti i përçueshmërisë termike l W/(mgrad) | Me tekst | 2,019 | 1,111 | 2,022 | 1,111 | |
| Kapaciteti i nxehtësisë C, kJ/(kg*deg) | Me tekst | 1,315 | 1,066 | 1,318 | 1,067 | |
| Koeficienti i difuzivitetit termik a, m 2 /orë | 0,0027 | 0,0018 | 0,0027 | 0,0018 | ||
| F 0 S | 21,704 | 14,59 | 21,68 | 14,58 | ||
| Koeficienti i akumulimit të nxehtësisë hk |  | 0,942 | 0,916 | 0,942 | 0,916 | |
Siç është e qartë nga tabela, vlera e h k> , pra tulla përdoret termikisht në të gjithë trashësinë e saj. Prandaj, për sa më sipër, marrim vlerën e koeficientit të histerezës termike për pjesën e sipërme të grykës x = 2.3, për pjesën e poshtme x = 5.1.
Pastaj koeficienti total i transferimit të nxehtësisë llogaritet duke përdorur formulën:
për pjesën e sipërme të hundës
58,025 kJ/(m 2 cikël*grad)
për pjesën e poshtme të grykës
60,454 kJ/(m 2 cikël*grad)
Mesatarisht për grykën në tërësi
59,239 kJ/(m 2 cikël*grad)
Sipërfaqja ngrohëse e hundës
22093.13 m2
Vëllimi i hundës
= 579,87 m 3
Zona e pastër horizontale e prerjes kryq të hundës
=9.866 m 2
Kërkimet e kryera në fund të viteve 1940-1950 bënë të mundur zhvillimin e një numri zgjidhjesh aerodinamike dhe teknologjike që sigurojnë thyerjen e sigurt të pengesës së zërit edhe nga avionët e prodhimit. Më pas u duk se pushtimi i barrierës së zërit krijoi mundësi të pakufizuara për rritjen e mëtejshme të shpejtësisë së fluturimit. Në vetëm pak vite, u fluturuan rreth 30 lloje avionësh supersonikë, nga të cilët një numër i konsiderueshëm u hodhën në prodhim masiv.
Shumëllojshmëria e zgjidhjeve të përdorura çoi në faktin se shumë probleme që lidhen me fluturimet me shpejtësi të lartë supersonike u studiuan dhe zgjidheshin plotësisht. Megjithatë, u hasën probleme të reja, shumë më komplekse se barriera e zërit. Ato shkaktohen nga ngrohja e strukturës avionë kur fluturon me shpejtësi të madhe në shtresa të dendura të atmosferës. Kjo pengesë e re dikur quhej barriera termike. Ndryshe nga barriera e zërit, pengesa e re nuk mund të karakterizohet si konstante, e ngjashme me shpejtësinë e zërit, pasi varet si nga parametrat e fluturimit (shpejtësia dhe lartësia) ashtu edhe nga dizajni i kornizës së avionit (zgjidhjet e projektimit dhe materialet e përdorura), dhe nga avioni. pajisjet (ajri i kondicionuar, sistemet e ftohjes, etj.). Kështu, koncepti i "pengesës termike" përfshin jo vetëm problemin e ngrohjes së rrezikshme të strukturës, por edhe çështje të tilla si transferimi i nxehtësisë, vetitë e forcës së materialeve, parimet e projektimit, klimatizimi, etj.
Ngrohja e një avioni në fluturim ndodh kryesisht për dy arsye: nga frenimi aerodinamik i rrjedhës së ajrit dhe nga gjenerimi i nxehtësisë nga sistemi i shtytjes. Të dyja këto dukuri përbëjnë procesin e ndërveprimit midis mediumit (ajri, gazrat e shkarkimit) dhe një trupi të ngurtë të efektshëm (aeroplan, motor). Fenomeni i dytë është tipik për të gjithë avionët dhe shoqërohet me një rritje të temperaturës së elementëve strukturorë të motorit që marrin nxehtësi nga ajri i ngjeshur në kompresor, si dhe nga produktet e djegies në dhomën dhe tubin e shkarkimit. Kur fluturon me shpejtësi të madhe, ngrohja e brendshme e avionit ndodh edhe nga ajri i ngadalësuar në kanalin e ajrit përpara kompresorit. Kur fluturoni me shpejtësi të ulët, ajri që kalon nëpër motor ka një temperaturë relativisht të ulët, si rezultat i së cilës nuk ndodh ngrohje e rrezikshme e elementeve strukturore të kornizës së ajrit. Me shpejtësi të lartë fluturimi, kufizimi i ngrohjes së strukturës së kornizës së ajrit nga elementët e nxehtë të motorit sigurohet përmes ftohjes shtesë me ajër me temperaturë të ulët. Në mënyrë tipike, ajri hiqet nga marrja e ajrit duke përdorur një udhëzues të shtresës kufitare, si dhe ajri i kapur nga atmosfera duke përdorur hyrje shtesë të vendosura në sipërfaqen e kërthizës së motorit. Në motorët me qark të dyfishtë, ajri nga qarku i jashtëm (i ftohtë) përdoret gjithashtu për ftohje.
Kështu, niveli i pengesës termike për avionët supersonikë përcaktohet nga ngrohja e jashtme aerodinamike. Intensiteti i ngrohjes së sipërfaqes së fluturuar përreth nga rryma e ajrit varet nga shpejtësia e fluturimit. Në shpejtësi të ulët kjo ngrohje është aq e vogël sa rritja e temperaturës mund të injorohet. Me shpejtësi të lartë, fluksi i ajrit ka energji të lartë kinetike, dhe për këtë arsye rritja e temperaturës mund të jetë e konsiderueshme. Kjo vlen edhe për temperaturën brenda avionit, pasi rrjedha me shpejtësi të lartë, e ngadalësuar në marrjen e ajrit dhe e ngjeshur në kompresorin e motorit, fiton një temperaturë kaq të lartë saqë nuk është në gjendje të largojë nxehtësinë nga pjesët e nxehta të motorit.
Një rritje në temperaturën e lëkurës së avionit si rezultat i ngrohjes aerodinamike shkaktohet nga viskoziteti i ajrit që rrjedh rreth avionit, si dhe nga ngjeshja e tij në sipërfaqet ballore. Për shkak të humbjes së shpejtësisë nga grimcat e ajrit në shtresën kufitare si rezultat i fërkimit viskoz, temperatura e të gjithë sipërfaqes së fluturuar të avionit rritet. Si rezultat i ngjeshjes së ajrit, temperatura rritet, megjithatë, vetëm në nivel lokal (kryesisht hunda e gypit, xhami i kabinës, dhe veçanërisht skajet kryesore të krahut dhe hapja preken nga kjo), por më shpesh ajo arrin vlerat që janë të pasigurta për strukturën. Në këtë rast, në disa vende ka një përplasje pothuajse të drejtpërdrejtë të rrjedhës së ajrit me sipërfaqen dhe frenim i plotë dinamik. Në përputhje me parimin e ruajtjes së energjisë, të gjitha energjia kinetike rrjedha shndërrohet në energji të nxehtësisë dhe presionit. Rritja përkatëse e temperaturës është drejtpërdrejt proporcionale me katrorin e shpejtësisë së rrjedhës përpara frenimit (ose, pa marrë parasysh erën, katrorin e shpejtësisë së avionit) dhe në përpjesëtim të zhdrejtë me lartësinë e fluturimit.
Teorikisht, nëse rrjedha është e qëndrueshme, moti është i qetë dhe pa re, dhe nuk ka transferim të nxehtësisë nga rrezatimi, atëherë nxehtësia nuk depërton në strukturë, dhe temperatura e lëkurës është afër të ashtuquajturës temperaturë të stagnimit adiabatik. Varësia e tij nga numri Mach (shpejtësia dhe lartësia e fluturimit) është dhënë në tabelë. 4.
Në kushtet aktuale, rritja e temperaturës së lëkurës së avionit për shkak të ngrohjes aerodinamike, d.m.th., ndryshimi midis temperaturës së stagnimit dhe temperaturës së ambientit, është disi më i vogël për shkak të shkëmbimit të nxehtësisë me mjedisin (nëpërmjet rrezatimit), elementëve strukturorë ngjitur, etj. Përveç kësaj, ngadalësimi i plotë i rrjedhës ndodh vetëm në të ashtuquajturat pika kritike të vendosura në pjesët e spikatura të avionit, dhe rrjedha e nxehtësisë në lëkurë varet gjithashtu nga natyra e shtresës kufitare të ajrit (është më intensive për një shtresë kufitare të turbullt). Një ulje e ndjeshme e temperaturës ndodh gjithashtu kur fluturoni nëpër re, veçanërisht kur ato përmbajnë pika uji të ftohta dhe kristale akulli. Për kushte të tilla fluturimi, supozohet se ulja e temperaturës së lëkurës në pikën kritike në krahasim me temperaturën e stagnimit teorik mund të arrijë edhe 20-40%.
Tabela 4. Varësia e temperaturës së lëkurës nga numri Mach
Sidoqoftë, ngrohja e përgjithshme e një avioni në fluturim me shpejtësi supersonike (veçanërisht në lartësi të ulëta) ndonjëherë është aq e lartë sa një rritje në temperaturën e elementeve individuale të kornizës së avionit dhe pajisjeve çon ose në shkatërrimin e tyre, ose, në minimum, në nevoja për të ndryshuar mënyrën e fluturimit. Për shembull, gjatë studimeve të avionit XB-70A në fluturime në lartësi mbi 21,000 m me një shpejtësi prej M = 3, temperatura e skajeve të hyrjes së marrjes së ajrit dhe skajeve kryesore të krahut ishte 580-605 K. , dhe pjesa tjetër e lëkurës ishte 470-500 K. Pasojat e rritjes së temperaturës së elementëve strukturorë të avionit Vlera kaq të mëdha mund të vlerësohen plotësisht nëse marrim parasysh faktin se tashmë në temperatura rreth 370 K, qelqi organik, e cila përdoret gjerësisht për lustrimin e kabinave, zbutet, zien karburanti dhe ngjitësi i zakonshëm humbet forcën e tij. Në 400 K, forca e duraluminit zvogëlohet ndjeshëm, në 500 K, ndodh dekompozimi kimik i lëngut të punës në sistemin hidraulik dhe shkatërrimi i vulave, në 800 K, lidhjet e titanit humbasin vetitë e nevojshme mekanike, në temperatura mbi 900 K, alumini dhe magnezi shkrihen dhe çeliku zbutet. Një rritje e temperaturës çon gjithashtu në shkatërrimin e veshjeve, nga të cilat anodizimi dhe kromimi mund të përdoren deri në 570 K, nikelimi deri në 650 K dhe argjendi deri në 720 K.
Pas shfaqjes së kësaj pengese të re për rritjen e shpejtësisë së fluturimit, filloi kërkimi për të eliminuar ose zbutur pasojat e saj. Metodat për mbrojtjen e një avioni nga efektet e ngrohjes aerodinamike përcaktohen nga faktorë që parandalojnë rritjen e temperaturës. Përveç lartësisë së fluturimit dhe kushteve atmosferike, shkalla e ngrohjes së avionit ndikohet ndjeshëm nga:
– koeficienti i përçueshmërisë termike të materialit mbështjellës;
– madhësia e sipërfaqes (veçanërisht sipërfaqja ballore) e avionit; - koha e fluturimit.
Nga kjo rrjedh se mënyrat më të thjeshta për të reduktuar ngrohjen e një strukture janë rritja e lartësisë së fluturimit dhe kufizimi i kohëzgjatjes së saj në minimum. Këto metoda u përdorën në avionët e parë supersonikë (sidomos në ato eksperimentale). Faleminderit bukur përçueshmëri e lartë termike dhe kapaciteti termik i materialeve të përdorura për prodhimin e elementeve strukturorë të avionit me stres të nxehtësisë, që nga momenti kur avioni arrin shpejtësi të lartë deri në momentin kur elementët strukturorë individualë nxehen deri në temperatura e projektimit Zakonisht duhet shumë kohë për të arritur pikën kritike. Në fluturimet që zgjasin disa minuta (madje edhe në nivele të ulëta lartësi të mëdha), temperaturat shkatërruese nuk arrihen. Fluturimi në lartësi të mëdha ndodh në kushtet e temperaturës së ulët (rreth 250 K) dhe densitetit të ulët të ajrit. Si rezultat, sasia e nxehtësisë që lëshohet nga rrjedha në sipërfaqet e avionit është e vogël dhe shkëmbimi i nxehtësisë zgjat më shumë, gjë që zbut ndjeshëm ashpërsinë e problemit. Një rezultat i ngjashëm arrihet duke kufizuar shpejtësinë e një avioni në lartësi të ulëta. Për shembull, kur fluturon mbi tokë me një shpejtësi prej 1600 km/h, forca e duraluminit zvogëlohet me vetëm 2%, dhe një rritje e shpejtësisë në 2400 km/h çon në një ulje të forcës së tij deri në 75% në krahasim. në vlerën origjinale.
Oriz. 1.14. Shpërndarja e temperaturës në kanalin e ajrit dhe në motorin e avionit Concorde gjatë fluturimit me M = 2.2 (a) dhe temperatura e lëkurës së avionit XB-70A gjatë fluturimit me shpejtësi konstante 3200 km/h (b).
Sidoqoftë, nevoja për të siguruar kushte të sigurta funksionimi në të gjithë gamën e shpejtësive dhe lartësive të fluturimit të përdorura i detyron projektuesit të kërkojnë mjete teknike të përshtatshme. Meqenëse ngrohja e elementeve strukturorë të avionit shkakton një ulje të vetive mekanike të materialeve, shfaqjen e streseve termike në strukturë, si dhe përkeqësimin e kushteve të punës për ekuipazhin dhe pajisjet, mjete të tilla teknike të përdorura në praktikën ekzistuese, mund të ndahen në tre grupe. Në përputhje me rrethanat, ato përfshijnë përdorimin e 1) materialeve rezistente ndaj nxehtësisë, 2) zgjidhjeve të projektimit që ofrojnë izolimin e nevojshëm termik dhe deformimin e lejueshëm të pjesëve, si dhe 3) sistemet e ftohjes për kuvertën e fluturimit dhe ndarjet e pajisjeve.
Në avionët me shpejtësi maksimale M = 2.0-1-2.2 përdoren gjerësisht lidhjet e aluminit (duralumin), të cilat karakterizohen nga forca relativisht e lartë, densiteti i ulët dhe ruajtja e vetive të forcës me një rritje të lehtë të temperaturës. Fletët durale zakonisht plotësohen me lidhje çeliku ose titan, nga të cilat bëhen pjesë të kornizës së ajrit që i nënshtrohen ngarkesave më të mëdha mekanike ose termike. Lidhjet e titanit gjetën aplikim tashmë në gjysmën e parë të viteve '50, fillimisht në një shkallë shumë të vogël (tani pjesët e bëra prej tyre mund të përbëjnë deri në 30% të peshës së kornizës së avionit). Në avionët eksperimentalë me M ~ 3, bëhet e nevojshme të përdoren lidhjet e çelikut rezistente ndaj nxehtësisë si materiali kryesor strukturor. Çelikë të tillë ruajnë veti të mira mekanike në temperatura të larta karakteristike të fluturimeve me shpejtësi hipersonike, por disavantazhet e tyre janë kostoja e lartë dhe dendësia e lartë. Këto mangësi në një farë kuptimi kufizojnë zhvillimin e avionëve me shpejtësi të lartë, kështu që kërkimet janë duke u zhvilluar edhe për materiale të tjera.
Në vitet '70, eksperimentet e para u kryen duke përdorur berilium në ndërtimin e avionëve, si dhe materiale të përbëra të bazuara në fibra bori ose karboni. Këto materiale janë ende të shtrenjta, por në të njëjtën kohë ato karakterizohen nga densitet i ulët, forca dhe ngurtësi e lartë, si dhe rezistencë e konsiderueshme ndaj nxehtësisë. Shembuj të aplikimeve specifike të këtyre materialeve në ndërtimin e kornizës së avionit janë dhënë në përshkrimet individuale të avionëve.
Një faktor tjetër që ndikon ndjeshëm në performancën e një strukture avioni me ngrohje është efekti i të ashtuquajturave strese termike. Ato lindin si rezultat i ndryshimeve të temperaturës midis sipërfaqeve të jashtme dhe të brendshme të elementeve, dhe veçanërisht midis lëkurës dhe elementëve strukturorë të brendshëm të avionit. Ngrohja sipërfaqësore e kornizës së ajrit çon në deformim të elementeve të tij. Për shembull, mund të ndodhë deformim i lëkurës së krahut, gjë që do të çojë në një ndryshim në karakteristikat aerodinamike. Prandaj, shumë avionë përdorin lëkurë shumështresore të salduar (ndonjëherë të ngjitur), e cila karakterizohet nga ngurtësi e lartë dhe veti të mira izoluese, ose përdoren elementë strukturorë të brendshëm me nyje të përshtatshme të zgjerimit (për shembull, në aeroplanin F-105, janë bërë muret spar. prej fletë të valëzuar). Ekzistojnë gjithashtu eksperimente të njohura në ftohjen e krahut duke përdorur karburant (për shembull, në aeroplanin X-15) që rrjedh nën lëkurë në rrugën nga rezervuari në grykat e dhomës së djegies. Megjithatë, në temperatura të larta, karburanti zakonisht i nënshtrohet koksimit, kështu që eksperimente të tilla mund të konsiderohen të pasuksesshme.
Aktualisht janë duke u studiuar metoda të ndryshme, duke përfshirë aplikimin e një shtrese izoluese të materialeve zjarrduruese me spërkatje plazmatike. Metodat e tjera të konsideruara premtuese nuk kanë gjetur zbatim. Ndër të tjera, u propozua përdorimi i një "shtrese mbrojtëse" të krijuar nga fryrja e gazit në lëkurë, ftohja "djersë" duke furnizuar një lëng me temperaturë të lartë avullimi në sipërfaqe përmes lëkurës poroze dhe ftohja e krijuar nga shkrirja dhe bartja. largon një pjesë të lëkurës (materiale ablative).
Një detyrë mjaft specifike dhe në të njëjtën kohë shumë e rëndësishme është ruajtja e temperaturës së duhur në kabinë dhe në ndarjet e pajisjeve (veçanërisht elektronikën), si dhe temperaturën e karburantit dhe sistemet hidraulike. Aktualisht ky problem po zgjidhet duke përdorur sisteme të ajrit të kondicionuar me performancë të lartë, ftohje dhe ftohje, termoizolim efektiv, përdorimin e lëngjeve hidraulike me temperatura të larta avullimi etj.
Problemet që lidhen me pengesën termike duhet të adresohen në mënyrë gjithëpërfshirëse. Çdo përparim në këtë fushë heq pengesën për të të këtij lloji avionët drejt shpejtësive më të larta të fluturimit, pa e përjashtuar atë si të tillë. Megjithatë, dëshira për shpejtësi edhe më të mëdha çon në krijimin e strukturave dhe pajisjeve edhe më komplekse që kërkojnë përdorimin e materialeve më cilësore. Kjo ndikon ndjeshëm në peshën, çmimin e blerjes dhe kostot e funksionimit dhe mirëmbajtjes së avionit.
Nga ato të dhëna në tabelë. 2 të dhëna nga avionët luftarakë tregojnë se në shumicën e rasteve është konsideruar racionale shpejtësi maksimale 2200-2600 km/h. Vetëm në disa raste besohet se shpejtësia e një avioni duhet të kalojë M ~ 3. Avionët e aftë për të arritur shpejtësi të tilla përfshijnë avionët eksperimentalë X-2, XB-70A dhe T. 188, zbulues SR-71, si dhe E- 266 avionë.
1* Ftohja është transferimi i detyruar i nxehtësisë nga një burim i ftohtë në një mjedis me temperaturë të lartë, ndërsa kundërvepron artificialisht me drejtimin natyror të lëvizjes së nxehtësisë (nga një trup i ngrohtë në një trup të ftohtë kur ndodh procesi i ftohjes). Frigoriferi më i thjeshtë është një frigorifer shtëpiak.