В реальном полете, когда скорость самолета увеличивается, мы также видим повышение температуры. Так что при больших числах Маха поверхности самолета будут очень горячими.
Сейчас столкнулся с такой проблемой, что в аэродинамической трубе и на тестовой модели работает в обратном порядке. Чтобы скорость потока в тоннеле была увеличена, температура поверхностей тестовых моделей снизится, а при больших числах Маха необходимо использовать нагреватели для предотвращения замерзания.
Мой вопрос таков: это в принципе правильно? Если да, то в чем причина такой разницы?
Я считаю, что причина в том, что воздух охлаждается при сжатии в резервуаре высокого давления перед высокоскоростной аэродинамической трубой.
Когда движущийся воздух останавливается (как это происходит вокруг передних кромок самолета), его давление увеличивается (в соответствии с принципом Бернулли), а поскольку сжатие является адиабатическим (теплообмен отсутствует (пока)), его температура также увеличивается. Конечная температура называется общей температурой воздуха (или температурой застоя).
Для летящего самолета полная температура воздуха равна его исходной температуре плюс повышение из-за сжатия передними кромками самолета. Вот почему передние кромки нагреваются в сверхзвуковом полете. С других сторон нет, воздух вокруг них не застаивается.
Однако для аэродинамической трубы воздух уже застоялся в резервуаре высокого давления перед этим - высокоскоростные аэродинамические трубы обычно предварительно сжимают воздух, потому что компрессоры не могут развивать сверхзвуковые скорости. В этом резервуаре он охлаждается, а затем, ускоряясь в аэродинамической трубе, адиабатически расширяется, снижая свою температуру намного ниже температуры окружающей среды. Он возвращается к температуре в резервуаре на передних кромках, но вокруг остальной модели воздух не застаивается, поэтому имеет более низкую температуру потока.
Роберт ДиДжованни
Роберт ДиДжованни