What är den typiska temperaturen hos ett flygbolagskropp under flygningen?

Det finns två primära faktorer som påverkar hudens temperatur på ett flygplan under flygning: lufttemperaturen och flygplanets hastighet.

Lufttemperaturen där flygfartygs kryssning är relativt kall, runt -54 ° C vid 35.000 fot .

Som en kropp som ett flygplan rör sig genom luft komprimerar det luften, vilket medför att lufttemperaturen stiger. Den maximala temperaturhöjningen kommer att vara om luften är helt stoppad, till exempel vid framkanten. Detta kallas total lufttemperatur , och den mängd som temperaturen stiger kallas ramstegringen.

Använd en enkel formel för att hitta ramhöjningen:

$$ RR = \ frac {V ^ 2} {87 ^ 2} $$

... där $ RR $ är i Kelvin, och $ V $ är den sanna flyghastigheten i knutar.

Med en typisk flyglinje får cruisinghastigheten på 500 knop en temperatur på 33 grader. Detta ger den totala lufttemperaturen till -22 ° C, vilket fortfarande är ganska kallt. Vid andra ställen än framkanten kommer temperaturhöjningen att vara mindre. Det är därför lasthållare behöver värmare för att vara säkra för levande djur , även om de är isolerade och trycksatta. Flygplan flyger inte snabbt nog för att producera en betydande mängd uppvärmning.

Å andra sidan kan SR-71 flyga på över 1.910 kts, vilket ger en ramhöjning på 482 ° C. Luften blir inte mycket kallare när du klättrar upp till de höjder där SR-71 flög, så det ger en total lufttemperatur över 400 ° C. Hastighet gör en stor skillnad.

Lokalluftstemperatur

I snabbflygplan är den maximala uppvärmningen vid stagneringspunkten. Här omvandlas flödesens kinetiska energi fullständigt till tryck, vilket värmer luften och följaktligen strukturen. På grund av den låga lokala hastigheten och högtrycket vid och nära stagnationspunkten är värmeöverföringshastigheten hög också, vilket ger upphov till värmebelastningen.

Formeln för stagneringspunktstemperaturen $ T_s $ av en idealgas av temperaturen $ T _ {\ infty} $ träffar ett objekt med Mach-talet Ma är $$ T_s = T _ {\ infty} + T _ {\ infty } \ cdot \ frac {(\ kappa-1) \ cdot Ma ^ 2} {2} $$ För luft är förhållandet mellan specifika värmer $ \ kappa $ 1,4. Spetsen av flygplansnosen på en flyglinje som flyger på Mach 0.85 kommer att se lufttemperaturen stiga med 14,45%. Om luften i höjden har en temperatur på 220 ° K (-53,15 ° C) är lufttemperaturen vid stagneringspunkten 251,8 ° K (-21,36 ° C).

Men förbi stagnationspunkten accelererar luften och blir snabbare än flyghastigheten. Nu måste tryck och följaktligen temperaturen falla tillräckligt för att uppmuntra flödet att hålla fast och följa krökningens framåtskrov. Denna acceleration kommer att kyla luften, så flödet strax ovanför vindrutan blir svalare än omgivande luften.

Längs den cylindriska delen av flygkroppen hittar vi ungefär flyghastighet igen, men nu kommer friktionen att ändra temperaturen nära väggen. Återigen omvandlas den kinetiska energin, men uppvärmningen orsakas av friktion. Se gränsskiktet nedan:

Friktions-ochtermiskgränsskikt(bild källa )

Temperaturen nära väggen heter nu återhämtningstemperatur och skiljer sig från stagneringspunktstemperaturen eftersom det finns en liten hastighetskomponent normal mot ytan som bär bort någon av värmen. Lufttemperaturen beror på förhållandet mellan viskös diffusion och termisk diffusion, vilket uttrycks av Prandtl nummer Pr . Om Pr> 1 är lufttemperaturen vid väggen högre än stagnationstemperaturen och för Pr 1 är den kallare. Prandtl-antalet luft är 0,72, så luften som omger skrovet är något kallare än stagnationstemperaturen.

Kroppstemperatur

Fuselagetemperaturen bestäms av jämvikten mellan värmeledningsförmåga , radiation och konvektion .

• Ledningsförmåga: Här är det viktigt hur mycket rörets inre temperatur kan värma huden. Hustemperaturen är sannolikt ca 20 ° C, så det kan förväntas viss uppvärmning. Eftersom de flesta flygplan har isoleringsmattor mellan den yttre huden och de inre väggpanelerna, är konduktiviteten däremot inte dominerande och kommer sannolikt att höja hudens temperatur med några grader eller mindre. Luftens låga värmeledningsförmåga ( 0,0204 W per m² och Kelvin ) innebär att uppvärmningen från insidan dominerar ledningsförmåga.

• Strålning: Eftersom toppen av flygkroppen pekar ut i rymden är dess farfältstrålningsbudget negativ på natten och där den pekar bort från solen, så kommer strålningen att svalna . Den nedre skrovet står dock mot marken eller molnen nedan, vilka båda är sannolikt varmare än omgivande luften. Strålning kommer inte att kyla det mycket och är mer benägna att värma upp det. Den del av flygkroppen i direkt solljus blir betydligt varmare igen, beroende på dess färg.

• Konvektion: Detta är den dominerande faktorn på grund av hög hastighet av luften runt skrovet. Här växlar luften och skroppen värme genom närafältstrålning, och sedan luftskiktet fylls snabbt och kontinuerligt, är lufttemperaturen imponerad på skrovet.

Jag försökte inte beräkna slutresultatet, men försökte lista de viktigaste bidragsgivarna och deras storlek. I allmänhet är klyvtemperaturen något under stagnationstemperaturen, och en mörk krok i starkt solljus eller en med liten isolering och en varm inredning kommer att vara flera grader varmare än stagnationstemperaturen.