Фактические характеристики состояния атмосферы все время меняются в зависимости от развития атмосферных процессов, времени года, суток и т. д. В практической деятельности оказалось необходимым и удобным средние значения этих характеристик принимать за постоянные.
Условные постоянные значения основных характеристик состояния атмосферы на разных высотах - атмосферного давления, температуры, плотности воздуха, вязкости, теплопроводности и других, - неизменные независимо от времени года или суток, сведены в таблицы стандартной атмосферы.
На уровне моря показатели стандартной атмосферы таковы: плотность воздуха r0 = 1,225 кг/м3, температура - qв0 = 15°С [4].
Зависимость плотности и температуры от высоты можно описать следующими приближенными выражениями (H – в км) [5]:
для Н до 11 км (тропосфера):
q0 = 15-6,5*H (°С);
r/r0 = (20-H)/(20+H)
для Н =11-35 км (нижняя часть стратосферы - 11-51км):
q0 = –56,5 °С;
r/r0 = 0,3е –0.16*(Н –11)
Максимальная температура в атмосфере наблюдается в термосфере (ионосфере) (80-800 км от поверхности) и может достигать 2000 К (из-за поглощения радиации) [30].
Как вы видите, плотность воздуха на высотах более 20 км мала. Несмотря на то, что высота атмосферы составляет порядка 2000 км, в первых 5 км сосредоточена примерно половина всей массы атмосферного воздуха, в 10-километровом слое - около трех четвертей, до высоты 20 км - около 95% всей массы атмосферного воздуха (m=r*V) [6,14].
В целом масса земной атмосферы огромна: на 510,2 млн. км2 поверхности Земли оказывает давление 5,15 квадриллионов тонн воздуха (5,15*1015) [14].
Тепло, выделяющееся в электродвигателе, рассеивается в окружающую среду за счет теплоотдачи. Существуют три вида теплоотдачи: конвекция, излучение и теплопроводность. Теплоотдачей путем излучения и теплопроводности практически можно пренебречь. Далее мы будем рассматривать только конвекцию.
Конвекция – вид теплопередачи, в котором передача тепла обуславливается перемещением газовых частиц около нагретого тела. Частицы нагреваются и перемещаются к верху, холодные частицы занимают их место (естественная конвекция). Конвекция, при которой перемещение частиц осуществляется принудительно (обдув), называется принудительной.
Конвекция подразделяется на естественную и принудительную (если двигатель снабжен вентилятором).
Будем рассматривать длительный режим работы.
В случае естественной (свободной) конвекции коэффициент теплоотдачи aс может быть выражен следующей приближенной формулой через плотность воздуха r и перегрев t:
aс = k 1r0.5t0.25.
При длительном режиме работы двигателя мощность потерь, отводимых путем свободной конвекции:
D Р с = aс S ct = k 1r0.5t1.25 S.
Так как D Рt – количество, отводимого тепла, то D Р – количество тепла, отводимого за 1 сек [1].
Для случая свободной конвекции рассмотрим некий электродвигатель, работа которого сопровождается выделением потерь D Р, при которых двигатель в наземных условиях нагревается до температуры 120°С. Как изменится температура двигателя при его работе с теми же потерями, но на других высотах?
С ростом высоты уменьшение плотности воздуха способствует уменьшению количества отводимого тепла, а уменьшение температуры воздуха qв (повышение перегрева t=qд-q0) способствует его увеличению. Влияние обоих этих воздействий (с учетом зависимостей q0(Н) и r(Н)) приведет к тому, что температура двигателя сначала снизится, а затем начнет возрастать. На высоте Н =20 км она достигает того же уровня q = 120°С, что и на земле (рис. 9).
Изменение высоты полета значительно сильнее влияет на нагрев двигателей с принудительной конвекцией (самовентиляцией).
При принудительной конвекции коэффициент теплоотдачи aп приближенно может быть определен по формуле
aп = k2(r v)0.9
Здесь v - скорость движения охлаждающего воздуха.
Мощность потерь, отводимая путем принудительной конвекции,
D Р п = aп S пt = k 2 S п(r v)0.9t.
По сравнению с естественной конвекцией уменьшение плотности воздуха r влияет на количество отводимого тепла в большей степени, а увеличение превышения температуры – в меньшей. И то и другое приводит к большему ухудшению условий охлаждения, чем при естественной конвекции.
На рис. 9 показано, как меняется температура двигателя qп, имеющего принудительное охлаждение. Двигатель достигает той же температуры, что и на земле, на высоте Н =10 км, а дальше с ростом высоты температура быстро нарастает.
Ограничить температуру нагрева двигателя допустимым значением можно путем уменьшения мощности потерь, а следовательно, и мощности, развиваемой двигателем. Но мощность двигателя определяется функциональными задачами двигателя: приведением в движение соответствующего агрегата. Поэтому приходится использовать двигатель более высокой мощности, но не нагружать его полностью. Это приводит к увеличению массы двигателя. По исследованиям Н.Коробана двигатели с самовентиляцией, предназначенные для работы на высоте Н =15 км, получаются на 50% тяжелее, чем предназначенные для работы на высоте Н =10 км.
Для АД, выпускаемых по ГОСТ 28173, уже в каталожных данных записана максимальная высота, в которой его можно использовать и уровень мощности, которую он может создавать в зависимости от высоты. Если номинальную мощность АД, соответствующую высоте 1000 м, принять за 100%, то на высоте 4300м номинальная мощность будет равна 74% [24].
Хотя двигатели с принудительным охлаждением более чувствительны к изменениям высоты, мощность потерь, а следовательно, и мощность самого двигателя при фиксированных габаритах или температуре при принудительном охлаждении получаются значительно выше, чем при естественном.
Влияние высотных условий значительно меньше сказывается на двигателях с кратковременным режимом работы. Если отношение времени включения t р к постоянной времени нагрева Т меньше 0.1, высота полета практически не влияет на нагрев двигателя.
7.10. Особенности нагрева и охлаждения электрооборудования ЛА при сверхзвуковых полетах [3].
7.10.1. Проблема
При сверхзвуковом полете в плотных слоях атмосферы конструкция летательного аппарата подвергается интенсивному нагреву вследствие аэродинамического торможения воздушного потока при его контакте с ЛА.
В соответствии с принципом сохранения энергии вся кинетическая энергия потока при этом преобразуется в тепловую энергию и энергию давления. Соответствующее повышение температуры прямо пропорционально квадрату скорости потока до торможения (или, без учета ветра - квадрату скорости самолета) и обратно пропорционально высоте полета.
При большой скорости, которая свойственна сверхзвуковым полетам, повышение температуры может быть значительным (табл.1).
Табл.1.
Зависимость температуры обшивки самолета от числа Маха
Скорость движения ЛА в сверхзвуковом интервале скоростей характеризуют числом Маха:
М = V п/ V зв,
где V зв - скорость звука на заданной высоте. На уровне моря скорость звука V зв = 340,29 м/с, с ростом высоты уменьшается (на высоте 10 км V зв = 299,53 м/с).
Число Маха названо по имени австрийского физика Эрнста Маха.
При температурах около 370 К - размягчается органическое стекло, повсеместно употребляемое для остекления кабин, кипит топливо, а обычный клей теряет прочность [11].
При 400 К - значительно снижается прочность дюралюминия [11].
При 500 К - происходит химическое разложение рабочей жидкости в гидросистеме и разрушение уплотнений [11].
При 800 К - теряют необходимые механические свойства титановые сплавы [11].
При температуре около 930 К плавятся алюминий (933 К) и магний (928 К), а сталь размягчается.
Такие покрытия как анодирование и хромирование могут использоваться до 570 К, никелирование - до 650 К, а серебрение - до 720 К [11].
Анодирование - процесс образования оксидной пленки на поверхности металлических изделий методом электролиза. При анодировании изделие, погруженное в электролит, соединяют с положительно заряженным электродом источника тока (анодом). Оксидная пленка толщиной от 1 до 200 мкм защищает металл от коррозии, обладает электроизоляционными свойствами и служит хорошей основой для лакокрасочных покрытий
Хромирование - нанесение тонкого слоя хрома на поверхность металлических изделий, чаще всего электролитическим способом. Повышает жаростойкость, коррозионную стойкость в разных агрессивных средах, износостойкость и др.
Никелирование - электрическое или химическое нанесение тонкого слоя никеля на поверхность изделий (главным образом металлических - из стали и сплавов на основе Cu, Zn, Al) для повышения коррозионной стойкости и износостойкости
При исследованиях самолета ХВ-70А в полетах на высотах более 21000 м со скоростью М=3 температура входных кромок воздухозаборника и передних кромок крыла составляла 580-605 К, а остальной части обшивки 470-500 К [11].
Проблему, связанную с недопустимым повышением температуры элементов ЛА, в свое время назвали тепловым барьером на пути повышения скорости ЛА.
Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя. Потоки тепла проникают внутрь и вызывают нагрев оборудования.
7.10.2. Пути решения проблемы
1) Увеличение высоты полета при больших скоростях
Полет на больших высотах происходит в условиях низкой температуры окружающей среды и малой плотности воздуха. Вследствие этого количество тепла, отдаваемого потоком поверхностям самолета, невелико, а теплообмен протекает дольше.
На малых высотах следует ограничивать скорости. Во время полета над землей со скоростью 1600 км/ч прочность дюралюминия снижается только на 2%, а увеличение скорости до 2400 км/ч приводит к снижению его прочности на величину до 75% в сравнении с первоначальным значением [11].
2) Ограничение до минимума продолжительности полета при больших скоростях.
Благодаря довольно высокой теплопроводности и теплоемкости материалов, употребляемых для изготовления теплонапряженных элементов конструкции самолета, тепловая постоянная времени нагрева достигает больших значений. В полетах, продолжающихся несколько минут (даже на небольших высотах), разрушающие температуры не достигаются.
Первые два способа использовались в первых сверхзвуковых самолетах (особенно в экспериментальных).
3) Применение теплостойких материалов;
В самолетах с максимальной скоростью М = 2,0-2,2 широко применяются сплавы алюминия (дюрали), которые характеризуются относительно высокой прочностью, малой плотностью и сохранением прочностных свойств при относительно небольшом повышении температуры.
Дюрали обычно дополняются стальными либо титановыми сплавами, из которых выполняются части планера, подвергающиеся наибольшим механическим или тепловым нагрузкам.
В экспериментальных самолетах с М > 3 становится необходимым применение жаропрочных стальных сплавов как основного конструкционного материала. Такие стали сохраняют хорошие механические свойства при высоких температурах, но их недостатками являются высокая стоимость и большая плотность.
Эти недостатки в определенном смысле ограничивают развитие высокоскоростных самолетов, поэтому ведутся исследования и других материалов
В 70-х годах осуществлены первые опыты применения в конструкции самолетов бериллия, а также композиционных материалов на базе волокон бора или углерода. Эти материалы пока имеют высокую стоимость, но вместе с тем для них характерны малая плотность, высокие прочность и жесткость, а также значительная термостойкость.
Композиционный материал - материал, в котором имеются усиливающие его элементы в виде нитей, волокон или хлопьев более прочного материала. Комбинируя объемное содержание компонентов, можно получать композиционные материалы с требуемыми значениями прочности, жаропрочности, модуля упругости, абразивной стойкости, а также создавать композиции с необходимыми магнитными, диэлектрическими, радиопоглощающими и другими специальными свойствами.
Композиционные материалы состоят из металлической матрицы (чаще Al, Mg, Ni и их сплавы), упрочненной высокопрочными волокнами (волокна из стекла, углерода, бора, бериллия, стали или нитевидные монокристаллы) или тонкодисперсными тугоплавкими частицами, не растворяющимися в основном металле (дисперсно-упрочненные материалы).
4) Теплоизоляция обшивки (слюдопластами, стекловолокном, пенопластами), благодаря чему создаются препятствия проникновению тепловых потоков внутрь летательного аппарата;
5) Применение интенсивных систем охлаждения. Например, испарительное охлаждение обшивки.
6) С целью недопущения деформации элементов обшивки вследствие нагрева и изменения аэродинамических характеристик ЛА во многих самолетах используется паяная (иногда клееная) многослойная обшивка, которая отличается высокой жесткостью и хорошими изоляционными свойствами,
Электродвигатели, предназначенные для работы при сверхзвуковых полетах, можно изготавливать с нагревостойкой изоляцией, а также использовать при этом продув встречным потоком воздуха. Это обеспечивает работоспособность двигателей на высотах до H=25-27 км и числах Маха М=2,5-2,7.
При числах Маха М=2,5 целесообразно применять теплоизоляцию корпусов двигателей из стекловолокна, экранирование от теплового излучения среды, а также размещение двигателей в специальных отсеках, охлаждаемых воздухом из турбин или с помощью испарительных колонок.
При числах Маха М=3 в мощных электродвигателях рационально применять жидкостное (вода, спирто-водяная смесь, топливо, масло) или воздушно-жидкостное испарительное охлаждение.
В большинстве случаев рациональной считается максимальная скорость 2200-2600 км/ч (M=1,8-2,1). Лишь в некоторых случаях считают, что скорость самолета должна превосходить М=2,6. К самолетам, способным развивать такие скорости, относятся экспериментальные машины Х-2, ХВ-70А, Т.188, Т-4("100"), разведывательные A-12 и SR-71, а также перехватчики XF-103, XF-108, YF-12A и МиГ-25 (Е-266) [11]. Самолеты X-15 летают с М около 4 [16].
Современными серийными самолетами, летающими с крейсерскими скоростями более 1 Маха являются Российский (Советский) МиГ-31 и американский F-22 «Raptor». Были и попытки создания самолетов с крейсерскими скоростями более 5 Маха, но в 2003 году конструкторы Boeing свернули разработки пилотируемой модели гиперзвукового самолета Х-43, сделав его беспилотным, а Российский проект ГЭЛА (гиперзвуковой экспериментальный летательный аппарат), он же ракета Х-90 машиностроительного конструкторского бюро (МКБ) «Радуга» в подмосковной Дубне, остановлен на неопределенное время (по состоянию на декабрь 2012 года).
МиГ-31 – сверхзвуковой высотный истребитель-перехватчик дальнего радиуса действия. Разработан в ОКБ-155 в 1970-х годах. Первый советский боевой самолет четвертого поколения. Способен совершать длительный полет со скоростью 3000 км/ч (М=2,83) на больших высотах. Практический потолок составляет 20 600 м., а дальность полета с вооружением без дозаправки 3 000 км [31].
7) Изменение конструкции фюзеляжа ЛА.
При наличии стреловидности передней кромки нагрев также уменьшается, так как тормозится не весь поток, а его составляющая, нормальная к линии передней кромки. По мере удаления от передней кромки напряжение трения уменьшается, снижается и температура воздуха [25]