Тред №1096908

новая дискуссия Дискуссия  298

Для аппаратов, спускающихся с орбиты определение равновесной температуры поверхности стенки проводим в пренебрежении величиной радиационного теплового потока от ударной волны к поверхности аппарата (скорость полета меньше второй космической). Кроме того, пренебрегаем теплом, поглощаемым пакетом теплозащитных материалов. Последнее обстоятельство на несколько десятков градусов завышает температуру теплоизолированной стенки, но существенно не искажает общую картину нагрева поверхности космического аппарата.

Для определения температуры теплоизолированной стенки полагаем, что весь конвективный тепловой поток излучается теплоизолированной нагреваемой поверхностью в окружающее пространство.
 
q_w = σ*ε*Т_w⁴

Здесь σ - постоянная Стефана – Больцмана,
ε - степень черноты поверхности аппарата,
Тw – температура поверхности в градусах Кельвина.
Обычно ε = 0.8  0.82 для большинства материалов, используемых для создания наружного слоя пакета теплозащитных материалов.
Постоянная Стефана – Больцмана в разных системах единиц равна
 
σ = 5.67032 10^-8 Вт/м²К⁴ = 4.87559 10^-8 ккал/м²час К⁴ = 13,5433 10^-12 ккал/м²сек К⁴.
 
Для абсолютно черного тела (ε₀ = 1) σ₀ = 5.75 10^-8 Вт/м²К⁴.

Радиационный (лучистый) нагрев в зоне затупления Андреевский предлагает следующей зависимостью.
 
q_wR = A_R R₀ ρ^L (V/1000)^К ккал/м²сек.

Значения для A_R, L и K устанавливаются для трех диапазонов скоростей полета. 


V меньше 8.5 км/сек  A_R=1.038 10^-4 L=1.68 K=7.4

• +0.08 / 7