Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 38. 19 oktober 1954 - Aerodynamisk uppvärmning av flygplan vid höga hastigheter, av Hans Olof Palme
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
906
TEKNISK TIDSKRIFT
Fig. 2. Ändring av ytfriktionskoefficienten Cf med
mach-talet; a laminärt gränsskikt, b turbulent gränsskikt.
d
Fig. 3. Egentemperatur Te hos turbulenta gränsskikt vid
olika kombinationer av flyghöjd och flygmachtal.
Machtol
Fig. A. Värmeövergångstal oc hos turbulenta gränsskikt
vid olika kombinationer av flyghöjd H (km) och
flygmachtal M gällande för en punkt på flygplanet där
Reynolds’ tal räknat på anloppssträckan är 10s i flyg fallet (H
— O, M — 1).
av ett flertal faktorer, främst Reynolds’ tal och
tryckgradienten i strömningsriktningen.
Därefter är strömningen turbulent till bakkanten
eller till den punkt där strömningen eventuellt
avlöses. Omslagspunkten är mycket svår att
förutsäga genom beräkningar.
Numeriska värden
Återvinningsfaktorn beror i princip av Prandtls
tal och har man vid ett laminärt gränsskikt
funnit r = Pr1/* ■= 0,85 och vid ett turbulent
gränsskikt r — Pr’/s = 0,91, varvid de angivna
siffervärdena gäller för Pr = 0,73.
Exponenten för turbulent gränsskikt är ett
annat sätt att ta hänsyn till den fiktiva ökning
i Prandtls tal som turbulensen ger enligt ekv.
(17). Ovannämnda siffror för
återvinningsfaktorn har verifierats experimentellt. Inflytandet
av Reynolds’ tal, machtalet eller kroppens form
synes vara litet.
För Nusselts tal erhålles vid Pr — 1 enligt ekv.
(14):
Nu = Re c//2 (18)
Insätts här Reynolds’ tal för anloppssträckans
längd Rex och används följande kända samband
för lokala friktionskoefficienten vid
inkompres-sibel strömning på plan vägg:
laminärt gränsskikt cf — 0,664 {Rex)-1’* 1
turbulent gränsskikt c, = 0,059 (.RexYV. j(19)
erhålls
laminärt gränsskikt Nu = 0,332 (Äe,)-V«l
turbulent gränsskikt Nu = 0,029 {Rex)-^\
Noggrannare värden baserade på experiment ger
laminärt gränsskikt Nu = 0,265 (Re^^lA
turbulent gränsskikt Nu = 0,026 {Rex)-*l^21’
Dessa formler gäller fallet plan vägg. Inflytandet
av en oregelbunden kroppsform är
förhållandevis litet utrett.
För flygplantekniska ändamål kan man göra
följande omräkning av ekv. (18), så att
värmeövergångstalet oc direkt erhålls:
ot=QX ai- cp • ^ • M • c/I2 (22)
øi öi
eller
a = konst • F (H) M c/I2 (23)
där q är tätheten, a är ljudhastigheten och index
1 anger markhöjd. F(H) är en entydig funktion
av flyghöjden och kan lätt beräknas för
standardatmosfär. I ekv. (23) skall insättas
värden på lokala ytfriktionskoefficienten,
exempelvis enligt ekv. (19). cf är förutom en funktion
av Rex även beroende av machtalet, fig. 2.
Tillämpningar
Gränsskiktets egentemperatur kan med hjälp av
temperaturuppgifter gällande för standardatmo-
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
