К статье АЭРОДИНАМИКА
Нагревание тела, движущегося с большой скоростью, описывается теоретическим уравнением энергии, приведенным в разделе "Фундаментальные законы". Формула, которая может рассматриваться как первое приближение к реальности, записывается в виде
где T0 - температура торможения, т.е. абсолютная температура частицы воздуха, когда она тормозится до состояния покоя (как, например, в носовой части тела), v - скорость и cр - удельная теплоемкость при постоянном давлении, равная 1000 м2/с2 К. Эту формулу можно также представить в виде
T0 - T = v2/2ср.
Следовательно, в точке торможения (точке A на рис. 8,а) температура воздуха на величину v2/2000 выше температуры воздуха в окружающей атмосфере. Например, для тела, движущегося с М = 10 на высоте, соответствующей уровню моря (a = 340,3 м/с), температура воздуха должна быть на 5800 К выше температуры окружающего воздуха. В действительности температура торможения меньше по ряду причин, из которых наиболее существенной является то, что часть энергии воздуха расходуется в процессах диссоциации, в которых молекулы разлагаются на составляющие их атомы, и ионизации, в которых электроны отрываются от атомных ядер. Эти процессы осложняют описание явления аэродинамического нагревания, однако не устраняют связанных с ним проблем.
Столь высокая температура, которая близка к температуре на поверхности Солнца, создает одну из наиболее серьезных проблем высокоскоростного полета. Полет с M = 10 в атмосфере невозможен, так как все известные материалы плавятся и испаряются при температурах, даже более низких, чем 6000 К. (Наиболее тугоплавкий из металлов - вольфрам - плавится при температуре 3700 К. Керамические материалы и керметы - смеси керамических материалов с металлами - плавятся при температуре 2500 К или еще ниже.) Практическое решение состоит в том, чтобы высокоскоростной полет осуществлялся на очень больших высотах, а затем происходило быстрое снижение летательного аппарата (стадия спуска) с быстрым уменьшением скорости в тех областях, где аэродинамическое нагревание будет наибольшим. Чтобы осуществить быстрое торможение, спускаемый аппарат должен обладать большим сопротивлением (сопротивление формы намного больше сопротивления трения). Высокий коэффициент сопротивления не является помехой для полета на очень больших высотах, так как там вследствие разреженности воздуха малы как сила сопротивления, так и тепловые потоки к поверхности тела. При быстром торможении на первоначальной стадии спуска в атмосфере скорость уменьшается до значений, при которых температура торможения уже не будет столь высокой.
Рекомендации для прохождения атмосферы, как и для входа в атмосферу, могут быть сформулированы в терминах летного коридора, показанного на рис. 16. Ограничение на высоту установившегося полета следует из условия, что сумма аэродинамической подъемной и центробежной сил должна превышать силу тяжести. Аэродинамическая подъемная сила пропорциональна плотности воздуха и квадрату скорости полета, а центробежная сила (эта сила удерживает, например, спутник на околоземной орбите) пропорциональна квадрату скорости полета. Следовательно, при низких скоростях полета плотность воздуха должна быть достаточно большой (соответственно - высота должна быть достаточно низкой), чтобы аэродинамическая подъемная сила компенсировала большую часть силы тяжести, тогда как при больших скоростях полета на больших высотах центробежная сила будет полностью компенсировать силу тяжести. На основе этих соображений определяется верхняя граница летного коридора (рис. 16). Область над этой границей обозначена символически как G Y + ЦС, где G - сила тяжести (вес летательного аппарата), Y - подъемная сила и ЦС - центробежная сила. Положение нижней границы летного коридора, показанного на рис. 16, определено из условия, что допустимая температура обшивки летательного аппарата равна 1600 К. Положение верхней границы зависит от веса тела и площади несущей поверхности; положение нижней границы определяется предельной температурой, при которой материал обшивки сохраняет необходимые прочностные свойства. Ясно, что для поддержания непрерывного полета необходимо, чтобы изображающая летательный аппарат точка, определяемая значениями высоты и скорости полета, попадала внутрь летного коридора. Показанные на рисунке траектории спуска тем не менее пересекают нижнюю границу (время прохождения атмосферы настолько мало, что обшивка не успевает нагреться до температуры торможения).
Влияние вязкости. Вследствие прилипания текущей среды всюду на поверхности летательного аппарата температура воздуха близка к температуре торможения. Наибольшие проблемы возникают вблизи точки торможения по двум причинам: во-первых, в эту область поступает воздух, который претерпевает сжатие в головной ударной волне, и, следовательно, тепловые потоки здесь больше, чем на других участках поверхности тела летательного аппарата; во-вторых, температура у поверхности на некотором удалении от точки торможения несколько меньше температуры торможения.
Сопротивление формы и сопротивление трения существенно зависят от скорости полета, однако принципы, сформулированные при рассмотрении течений несжимаемой жидкости, остаются неизменными. Коэффициенты трения для ламинарного и турбулентного режимов течения начинают заметно уменьшаться при M 3, однако по-прежнему турбулентное сопротивление трения существенно выше ламинарного.