טמפרטורת אוויר מקומית
במטוסים מהירים, החימום המקסימלי הוא בנקודת הקיפאון. כאן האנרגיה הקינטית של הזרימה מומרת לחלוטין ללחץ המחמם את האוויר וכתוצאה מכך את המבנה. בגלל המהירות המקומית הנמוכה והלחץ הגבוה בנקודת הקיפאון ובסמוך לה, גם קצב העברת החום גבוה, מה שמוסיף לעומס החום.
הנוסחה לטמפרטורת נקודת הקיפאון $ T_s $ של גז אידיאלי של הטמפרטורה $ T _ {\ infty} $ הפוגע באובייקט עם מספר Mach הוא $$ T_s = T _ {\ infty} + T _ {\ infty} \ cdot \ frac {(\ kappa-1) \ cdot Ma ^ 2} {2} $$ עבור אוויר יחס החימום הספציפי $ \ kappa $ הוא 1.4. קצה האף המטוס של מטוס נוסעים שטס במאך 0.85 יראה כי טמפרטורת האוויר תעלה ב 14.45%. אם לטמפרטורה של האוויר בגובה 220 ° K (-53.15 ° C), טמפרטורת האוויר בנקודת הקיפאון תהיה 251.8 ° K (-21.36 ° C).
אך מעבר לנקודת הקיפאון. האוויר יאיץ ויהיה מהיר יותר ממהירות הטיסה. כעת לחץ וכתוצאה מכך הטמפרטורה צריכים לרדת מספיק כדי לעודד את הזרימה להישאר מחוברת ולעקוב אחר העקמומיות של גוף המטוס הקדמי. תאוצה זו תקרר את האוויר, כך שהזרימה ממש מעל השמשה תהיה קריר יותר מהאוויר הסביבתי.
לאורך החלק הגלילי של גוף המטוס, אנו מוצאים שוב מהירות טיסה בערך , אך כעת החיכוך ישנה את הטמפרטורה קרוב לקיר. שוב האנרגיה הקינטית מומרת, אך החימום נגרם על ידי חיכוך. ראה את חלקות שכבת הגבול למטה:
שכבת גבול חיכוך ותרמית (תמונה מקור)
הטמפרטורה הקרובה לקיר נקראת כעת טמפרטורת התאוששות והיא שונה מטמפרטורת נקודת הקיפאון מכיוון שיש רכיב מהירות קטן הנורמלי לפני השטח שמביא חלק מהחום. טמפרטורת האוויר תלויה ביחס בין דיפוזיה צמיגה לדיפוזיה תרמית, המתבטאת ב מספר פרנדטל Pr. אם Pr> 1, טמפרטורת האוויר בקיר גבוהה מטמפרטורת הקיפאון ועבור Pr<1, היא קרה יותר. מספר האוויר של Prandtl הוא 0.72, כך שהאוויר שמקיף את גוף המטוס קר מעט יותר מטמפרטורת הקיפאון.
טמפרטורת גוף המטוס
טמפרטורת גוף הגוף נקבעת על ידי שיווי המשקל בין מוליכות תרמית, קרינה ו הסעה.
-
מוליכות: הנה זה חשוב עד כמה הטמפרטורה הפנימית של גוף המטוס יכולה לחמם את העור. סביר להניח שטמפרטורת התא בסביבות 20 מעלות צלזיוס, כך שניתן לצפות לחימום מסוים. עם זאת, מכיוון שלרוב המטוסים הנוסעים יש שטיחי בידוד בין העור החיצוני לבין לוחות הקיר הפנימיים, המוליכות מבפנים אינה דומיננטית וככל הנראה תעלה את טמפרטורת העור בכמה מעלות או פחות. מוליכות החום הנמוכה של האוויר ( 0.0204 W למ"ר וקלווין) גורמת לכך שהחימום מבפנים שולט במוליכות.
-
קרינה: מכיוון שראש גוף המטוס מכוון לחלל, תקציב הקרינה בשדה הרחוק שלו הוא שלילי בלילה ובמקום שהוא מצביע מהשמש, כך שהקרינה תקרר אותו. גוף המטוס התחתון, לעומת זאת, פונה לאדמה או לעננים שמתחת, ששניהם ככל הנראה חמים יותר מהאוויר הסביבתי. קרינה לא תקרר אותו הרבה יותר וסבירות גבוהה יותר שתחמם אותו. החלק של גוף המטוס באור שמש ישיר יהיה שוב חם משמעותית, תלוי בצבעו.
הסעה: זהו הגורם הדומיננטי עקב המהירות הגבוהה של האוויר סביב גוף המטוס. כאן האוויר והגוף מחליפים חום על ידי קרינה בשדה הקרוב, ומכיוון ששכבת האוויר מתמלאת במהירות ובאופן רציף, טמפרטורת האוויר מתרשמת בגוף המטוס.
לא ניגשתי למאמץ לחשב את התוצאה הסופית, אלא ניסיתי לפרט את התורמים העיקריים ואת גודלם. באופן כללי, טמפרטורת גוף המטוס נמוכה מעט מטמפרטורת הקיפאון, וגוף גוף כהה באור שמש בהיר או כזה עם מעט בידוד וחלל פנים חם יהיה חם בכמה מעלות מטמפרטורת הקיפאון.