공기역학적 가열

Aerodynamic heating

공기역학적 난방은 충격파(또는 정적인 몸체를 통과하는 공기의 통과) 뒤의 공기를 통해 고속 통로로 생성되는 고체의 난방을 말하며, 이 때 운동 에너지는 단열 가열로 변환되며,[1] 공기의 점도와 속도에 따라 달라지는 속도로 물체 표면의 피부 마찰로 변환된다. 이공계에서는 유성, 우주선의 대기권 재진입, 고속항공기 설계 등과 관련해 가장 자주 관심을 갖는다.

물리학

물리학에서 분자의 운동 에너지는 온도와 역방향에 따라 증가했고, 공기의 고속 흐름이 공기의 운동 에너지였기 때문에 기체 대기의 온도는 비행 마하 수치가 증가함에 따라 지속적으로 증가할 것이고, 따라서 공기역학적 난방은 두 차량과 동일한 것이 되었다.e 속도 및 고도 범위. 고속으로 공기를 통과할 때 물체의 운동에너지는 압축과 공기와의 마찰을 통해 열로 변환된다. 저속에서는 공기가 차가우면 물체도 공기에 열을 잃는다. 공기와 공기로부터의 열과 공기로부터의 통로가 합쳐진 온도 효과를 정체 온도라고 하며, 실제 온도는 회복 온도라고 한다.[2] 인접 하위 레이어에 대한 이러한 점성 소멸 효과는 비등방성 프로세스를 통해 경계 레이어를 느리게 만든다. 그런 다음 열은 더 높은 온도의 공기로부터 표면 물질로 전달된다. 그 결과 물질의 온도가 상승하고 흐름으로 인한 에너지 손실이 발생한다. 강제 대류는 다른 물질이 냉각된 가스를 보충하여 공정을 계속하도록 한다.[citation needed]

흐름의 정체와 회복 온도는 흐름의 속도에 따라 증가하며 고속에서는 더 크다. 물체의 총 열하중은 회생 온도와 흐름의 질량 유량 둘 다의 함수다. 공기역학적 난방은 높은 속도와 밀도가 더 높은 낮은 대기에서 가장 크다. 위에서 설명한 대류 과정 외에도, 순방향은 서로 상대적인 온도에 의해 제어되며, 유량으로부터 신체로 가는 열방사선(heat radiation)과 그 반대의 경우도 있다.[citation needed]

차량 속도에 따라 공기역학적 난방이 증가한다. 그것의 효과는 아음속에서는 미미하지만 약 마하 2.2를 초과하는 초음속에서는 충분히 유의하여 차량의 구조와 내부 시스템에 대한 설계 및 재료 고려사항에 영향을 미친다. 가열 효과는 선행 에지에서 가장 크지만 속도가 일정하게 유지되면 차량 전체가 안정적인 온도까지 가열된다. 공기역학적 난방은 고온을 견딜 수 있는 합금의 사용, 차량 외관의 절연 또는 애프터레이팅 재료의 사용으로 처리된다.

항공기

공기역학적 난방은 초음속과 극초음속 항공기의 관심사다.

공기역학적 난방에 의해 야기되는 주요 관심사 중 하나는 날개 설계에서 발생한다. 아음속도의 경우 날개 설계의 두 가지 주요 목표는 무게를 최소화하고 강도를 최대화하는 것이다. 초음속과 극초음속에서 발생하는 공기역학적 난방은 날개 구조 해석에 추가 고려사항을 더한다. 이상적인 날개 구조는 스파르, 스트링거, 피부 조각으로 이루어져 있다. 일반적으로 아음속도를 경험하는 날개에서는 날개에서 작용하는 리프트 힘에 의해 유도되는 축과 휨응력을 견딜 수 있는 충분한 수의 스트링거가 있어야 한다. 또한 스트링거 사이의 거리는 피부 패널이 버클링하지 않을 정도로 작아야 하며, 패널은 날개의 리프팅 힘으로 인해 패널에 존재하는 전단 응력과 전단 흐름을 견딜 수 있을 만큼 충분히 두꺼워야 한다. 다만 날개의 무게는 최대한 작게 만들어야 하므로 끈끈이와 피부를 위한 소재 선택이 중요한 요소다.[citation needed]

초음속에서는 공기역학적 난방이 이 구조 해석에 또 다른 요소를 더한다. 정상 속도에서 스파르와 스트링거는 상승력의 함수인 델타 P라고 불리는 하중을 경험하는데, 이 하중은 관성의 첫째와 둘째 모멘트, 스파르의 길이 등이다. 스파와 스트링거가 많을 때는 각 멤버의 델타 P를 줄이고, 스트링거의 면적을 줄여 임계 응력 요건을 충족시킬 수 있다. 그러나 공기로부터 에너지가 흘러(이러한 고속에서의 피부 마찰에 의해 가열됨)에 의한 온도 상승은 스파르에 열 부하라고 불리는 또 다른 부하 인자를 더한다. 이 열부하는 스트링거가 느끼는 순력을 증가시키며, 따라서 스트링거의 면적을 증가시켜 임계 응력 요건을 충족시켜야 한다.[citation needed]

항공기 설계 시 공기역학적 난방이 야기하는 또 다른 문제는 공통 재료 특성에 대한 고온의 영향이다. 알루미늄과 강철과 같은 항공기 날개 설계에 사용되는 일반적인 재료는 온도가 극도로 높아짐에 따라 강도가 감소한다. 물질에 의해 경험되는 스트레스와 변형률의 비율로 정의되는 물질의 영의 계수는 온도가 증가함에 따라 감소한다. 영의 계수는 날개 재료 선택에 매우 중요한데, 값이 높을수록 재료가 리프트와 열부하로 인한 항복과 전단 응력에 저항할 수 있기 때문이다. 이는 영의 계수가 축 부재의 임계 좌굴하중과 피부 패널의 임계 좌굴 전단응력 계산식의 중요한 요인이기 때문이다. 공기역학적 난방에 의해 야기된 고온에서 물질의 영의 계수가 감소한다면, 날개 디자인은 항공기가 초음속 주행에 따라 강도가 감소하는 것을 설명하기 위해 더 큰 첨탑과 두꺼운 피부 세그먼트를 요구할 것이다. 공기역학적 난방이 유도하는 고온에도 강점을 유지하는 재료가 있다. 예를 들어, 1958년 극초음속 비행을 한 북미 항공기 X-15의 기체 일부에 인플레 X-750이 사용되었다.[3][4] 티타늄은 고온에서도 또 다른 고강도 물질로 초음속 항공기의 날개 프레임에 많이 쓰인다. SR-71은 온도를[5] 낮추기 위해 검은색으로 칠해진 티타늄 피부 판넬을 사용했고 확장을 수용하기 위해 골판을 만들었다.[6] 초기의 초음속 항공기 날개에 대한 또 다른 중요한 설계 개념은 에어포일 상공의 흐름속도가 자유 하천 속도에서 너무 많이 증가하지 않도록 작은 두께 대 코드 비율을 사용하는 것이었다. 흐름은 이미 초음속이기 때문에 속도를 더 높이는 것은 날개 구조에 이롭지 않을 것이다. 날개의 두께를 줄이면 상하 스트링거가 서로 가까워져 구조물의 총관성 모멘트가 감소한다. 이는 스트링거의 축하중을 증가시키므로 스트링거의 면적과 중량을 증가시켜야 한다. 극초음속 비산물에 대한 일부 설계에서는 선행 에지의 액체 냉각(보통 엔진으로 가는 연료)을 사용했다. 스프린트 미사일의 열 차폐는 마하 10 온도에 대해 몇 번의 설계 반복이 필요했다.[7]

재진입 차량

매우 높은 재진입 속도(마하 20 이상)에 의해 발생하는 난방은 특별한 기술을 사용하지 않는 한 차량을 파괴하기에 충분하다. 머큐리, 제미니, 아폴로 등 초기 우주 캡슐에 무딘 형상을 부여해 스탠드오프 활 충격을 만들어 열기의 대부분이 주변 공기로 흩어지게 했다. 게다가, 이 차량들은 고온에서 기체로 승화되는 축열재를 가지고 있었다. 승화 작용은 공기역학적 가열에서 나오는 열 에너지를 흡수하고 캡슐을 가열하기보다는 물질을 침식시킨다. 수성 우주선의 열 차폐 표면에는 유리섬유로 된 알루미늄 코팅이 여러 겹으로 되어 있었다. 온도가 1,100 °C(1,400 K)까지 올라가면 층이 증발하여 열을 흡수하게 된다. 우주선은 뜨거워지지만 그렇게 해롭지는 않을 것이다.[8] 우주왕복선은 알루미늄 기체에 대한 전도를 방지하면서 열을 흡수하고 방사하기 위해 하단 표면에 단열 타일을 사용했다. 컬럼비아 우주왕복선 발사 중 열 차폐장 손상은 재진입 시 파괴에 기여했다.

참조

  1. ^ "NASA – Spacecraft Design". Archived from the original on July 9, 2009. Retrieved January 7, 2013.
  2. ^ Kurganov, V.A. (3 February 2011), "Adiabatic Wall Temperature", A-to-Z Guide to Thermodynamics, Heat and Mass Transfer, and Fluids Engineering, Thermopedia, doi:10.1615/AtoZ.a.adiabatic_wall_temperature, retrieved 2015-10-03
  3. ^ Käsmann, Ferdinand C. W. (1999). Die schnellsten Jets der Welt: Weltrekord-Flugzeuge [The Fastest Jets in the World: World Record Aircraft] (in German). Kolpingring, Germany: Aviatic Verlag. p. 105. ISBN 3-925505-26-1.
  4. ^ Weisshaar, Dr. Terry A. (2011). Aerospace Structures- an Introduction to Fundamental Problems. Purdue University. p. 18.
  5. ^ Rich, Ben R.; Janos, Leo (1994). Skunk works: a personal memoir of my years at Lockheed. Warner Books. p. 218. ISBN 0751515035.
  6. ^ Johnson, Clarence L.; Smith, Maggie (1985). Kelly: more than my share of it all. Washington, D.C.: Smithsonian Institution Press. p. 141. ISBN 0874744911.
  7. ^ 벨랩스 1974, 9-17
  8. ^ "How Project Mercury Worked". How Stuff Works. Retrieved 2011-10-04.
  • 무어, F.G. 무기 공기역학을 위한 근사법, AIAA 우주항공 및 항공학의 발전, 제186권
  • 채프먼, A.J., 열전달, 제3판, 맥밀런 출판사, 1974년
  • 벨 연구소, ABM 연구 개발 연구소, 1974년. 스탠리 R. 미켈슨 세이프가드 콤플렉스