Аэродинамический нагрев
нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. - результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью культур, торможение происходит прежде всего в ударной волне (См. Ударная волна),
возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в
пограничном слое (См. Пограничный слой). При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения: T
0 = Т
н + v 2 /2c p ,
где Т н -
температура набегающего воздуха, v -
скорость полёта тела, c p
- удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1 км/ сек
) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (8,1 км/сек
) температура торможения достигает 8000 °С. Если в первом случае при достаточно длительном полёте температура обшивки самолёта достигнет значений, близких к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры. Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н. - конвективная и радиационная. Конвективный нагрев - следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела.
Количественно конвективный тепловой поток определяют из соотношения q k = а
(Т е -Т
w), где T e -
равновесная температура (предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), T
w - реальная температура поверхности, a
- коэффициент конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от других факторов. Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента а
от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое. С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит Диссоциация и Ионизация
молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область - к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (Рекомбинация),
идущая с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный А. н. При достижении скорости полёта порядка 5000 м/сек
температура за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек
) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек
)
их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек
и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев.
Особо важную роль А. н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов (например, «Восток», «Восход», «Союз»). Для борьбы с А. н. космические аппараты оснащаются специальными системами теплозащиты (См. Теплозащита). Лит.:
Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960; Дорренс У. Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966; Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966. Н. А. Анфимов.
Большая советская энциклопедия. - М.: Советская энциклопедия . 1969-1978 .
Смотреть что такое "Аэродинамический нагрев" в других словарях:
Нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. н. результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела. Если полёт совершается со сверхзвук. скоростью, торможение происходит прежде всего в ударной… … Физическая энциклопедия
Нагрев тела, движущегося с большой скоростью в воздухе (газе). Заметный аэродинамический нагрев наблюдается при движении тела со сверхзвуковой скоростью (например, при движении головных частей межконтинентальных баллистических ракет) EdwART.… … Морской словарь
аэродинамический нагрев - Нагревание обтекаемой газом поверхности тела, движущегося в газообразной среде с большой скоростью при наличии конвективного, а при гиперзвуковых скоростях и радиационного теплообмена с газовой средой в пограничном или ударном слое. [ГОСТ 26883… … Справочник технического переводчика
Повышение температуры тела, движущегося с большой скоростью в воздухе или др. газе. Аэродинамический нагрев результат торможения молекул газа вблизи поверхности тела. Так, при входе космического аппарата в атмосферу Земли со скоростью 7,9 км/с… … Энциклопедический словарь
аэродинамический нагрев - aerodinaminis įšilimas statusas T sritis Energetika apibrėžtis Kūnų, judančių dujose (ore) dideliu greičiu, paviršiaus įšilimas. atitikmenys: angl. aerodynamical heating vok. aerodynamische Aufheizung, f rus. аэродинамический нагрев, m pranc.… … Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas - повышение темп ры тела, движущегося с большой скоростью в воздухе или др. газе. А. и. результат торможения молекул газа вблизи поверхности тела. Так, при входе космич. аппарата в атмосферу Земли со скоростью 7,9 км/с темп pa воздуха у поверхности … Естествознание. Энциклопедический словарь
Аэродинамический нагрев конструкции ракеты - Нагрев поверхности ракеты во время ее движения в плотных слоях атмосферы с большой скоростью. А.н. – результат того, что налетающие на ракету молекулы воздуха тормозятся вблизи ее корпуса. При этом происходит переход кинетической энергии… … Энциклопедия РВСН
Concorde Concorde в аэропор … Википедия
Использование: в теплотехнике, в частности в устройствах для нагревания и нагнетания воздуха в рециркуляционных нагревательных установках, а именно, в камерных сушилках для древесины. Сущность изобретения: аэродинамический нагреватель имеет ротор 1, расположенный в камере 2, у которой в передней стенке 5 выполнены круглое соосное с ротором 1 входное отверстие 6 и примыкающее к боковой стенке выходное отверстие 7. Камера 2 имеет боковые стенки 3 шириной 2,0-2,5 ширины ротора 1 и внутри камеры параллельно торцевой стенке 4 размещена перегородка 8 с высотой, равной высоте камеры, шириной не менее 1,5 диаметра ротора. Ротор 1 в камере 2 располагается в двух вариантах: между перегородкой 8 и передней стенкой 5 или между торцевой стенкой 4 и перегородкой 8. 2 з.п. ф-лы, 8 ил.
Изобретение относится к области теплотехники, в частности к устройству для нагревания и нагнетания воздуха, и может быть использовано в рециркуляционных установках аэродинамического нагрева, в особенности в камерных сушилках для древесины. Наиболее близким по технической сущности к заявленному устройству является аэродинамический нагреватель лесосушильной камеры, в котором ротор расположен в камере, образованной сплошными торцевой и боковыми стенками, передней стенкой с соосным ротору входным отверстием и расположенным около боковой стенки выходным отверстием. Достоинство конструкции ее простота. Такие нагреватели с однонаправленным воздушным потоком и узким протяженным отверстием для выхода воздуха имеют большое распространение. Однако указанное устройство создает поток нагретого воздуха с большой неравномерностью скорости истечения из выходного отверстия. Это происходит из-за неорганизованного взаимодействия струй, выходящих из лопаток ротора по касательной к нему, с потоками, отраженными от стенок камеры. Соотношение скоростей в потоке по высоте выходного отверстия составляют 1,0:0,7:0,4 (верх, середина, низ). В лесосушилках это приводит к неравномерности сушки штабеля пиломатериалов по высоте. Цель изобретения повышение эффективности работы нагревателя посредством повышения равномерности распределения скоростей потока в выходном отверстии. Цель достигается тем, что в аэродинамическом нагревателе, имеющем ротор, расположенный в камере, ограниченной сплошными боковыми и торцевой стенками и параллельной торцевой стенке передней стенкой, имеющей соосное ротору круглое входное и примыкающее к боковой стенке выходное отверстия, согласно изобретению боковые стенки имеют ширину в пределах 2,0-2,5 ширины ротора, а в камере установлена перегородка, расположенная параллельно торцевой стенке на расстоянии от нее не менее ширины ротора. При этом перегородка имеет высоту, равную высоте камеры, и двумя кромками примыкает к ее боковым стенкам. Ширина перегородки не менее 1,5 диаметра ротора, а ее свободные кромки расположены параллельно стенкам камеры на расстоянии не менее ширины ротора от них. Ротор в камере располагается или между перегородкой и передней стенкой соосно с круглым входным отверстием, или между торцевой стенкой и перегородкой. Во втором случае в перегородке выполнено круглое отверстие, равное входному отверстию в передней стенке, и эти отверстия соединены цилиндрическим патрубком. Предлагаемое конструктивное решение схематично пояснено на чертежах, где на фиг.1,2,3 схематично показано заявляемое устройство; на фиг.4,5,6,7,8 некоторые варианты его промышленного применения в установках аэродинамического нагрева. Ротор 1 расположен в камере 2, ограниченной боковыми стенками 3, торцевой стенкой 4 и передней стенкой 5 с соосным ротору входным отверстием 6 и примыкающим к боковой стенке выходным отверстием 7. Внутри камеры 2 установлена перегородка 8, примыкающая двумя сторонами к противоположным боковым стенкам, а ее свободные кромки расположены параллельно двум другим стенкам камеры. Размеры боковых стенок 3, перегородки 8 и выходного отверстия 7 выбраны по п.1 формулы изобретения. На фиг.1 показан вид спереди аэродинамического нагревателя. На фиг.2 показано поперечное сечение устройства, в котором ротор 1 расположен между перегородкой 8 и передней стенкой 5 (в соответствии с п.2 формулы изобретения). На фиг.3 изображено поперечное сечение устройства в соответствии с п.3 формулы изобретения: ротор 1 расположен между торцевой стенкой 4 и перегородкой 8, а отверстия в перегородке 8 и передней стенке 5 соединены патрубком 9. В камере 2 обозначены полости а и б. На фиг. 4 показана нагревательная установка с применением предлагаемого аэродинамического нагревателя при однократной циркуляции воздуха. Воздуховод 10 соединяет нагреватель с технологической емкостью 11; предусмотрен патрубок 12 для выброса воздуха. На фиг. 5 и 6 изображены поперечное и продольное сечения лесосушильной камеры с аэродинамическим нагревателем с электродвигателем 13, имеющей наружное ограждение 14 и дверь 15. На фиг. 7 и 8 приведена схема печи для термообработки материала, в которой аэродинамический нагреватель снабжен электродвигателем 13, а ограждение 14 имеет дверь 15. Внутри размещен нагреваемый материал 16. Устройство работает следующим образом. При вращении ротора 1 воздух засасывается через входное отверстие 6 (и патрубок 9 по п.3 формулы изобретения), нагревается в межлопаточных каналах ротора и нагнетается во все стороны по окружности ротора. В камере 2 нагнетаемый воздух разделяется на два потока и по каналам, образованным перегородкой 8 и стенкой 5 (фиг.2) или стенкой 3 (фиг.3), направляется в противоположные стороны. Один поток попадает в полость а камеры. Другой поток направляется в полость б, где он разворачивается на 180 о и через канал между перегородкой 8 и стенкой 4 (фиг.2) или стенкой 5 (фиг.3) также попадает в полость а камеры. В полости а оба потока смешиваются, поворачиваются на 90 о и нагретый воздух под напором истекает из выходного отверстия 7. Направление потока воздуха в аэродинамическом нагревателе показано стрелками. Предложенный аэродинамический нагреватель позволяет разделить нагнетаемый ротором поток воздуха на две части, исключить их столкновение и совместить в одном направлении. Сложение эпюр скоростей двух потоков дает высокую равномерность распределения скоростей потока воздуха в выходном отверстии. По данным натурных испытаний соотношение скоростей воздуха в выходном отверстии (верх, середина, низ) составляет 1,05:1,0:0,95. Это обеспечивает высокую равномерность тепловоздушной обработки материала. Поэтому предложенное устройство может быть использовано также при конструировании обычных центробежных вентиляторов. Заявляемые геометрические соотношения предлагаемого устройства: ширина боковых стенок (2-2,5 ширины ротора), расстояние от перегородки до торцевой стенки (не менее ширины ротора), ширина перегородки (не менее 1,5 диаметра ротора), проем между свободными кромками перегородки до стенок камеры (не менее ширины ротора) являются отличительными признаками изобретения и в совокупности обеспечивают достижение поставленной цели. Они получены на основании большого практического опыта конструирования и эксплуатации роторных нагревателей в установках аэродинамического нагрева, в результате анализа и обобщения данных многочисленных испытаний и производственной практики. Устройство с указанными конструктивными параметрами обеспечивает размещение каналов и полостей достаточного объема для разделения всего количества воздуха от ротора на потоки в противоположные стороны, с их разворотом и последующим слиянием в полости перед выходом, стабилизацию и выравнивание скоростей, увеличение статического напора за счет динамического и в результате равномерность скоростей выходящего из камеры нагревателя потока; в итоге решается поставленная задача улучшение качества тепловоздушной обработки. На фиг.4 при работе ротора воздух из нагревателя нагнетается через воздуховод 10 в емкость 11, где располагается обрабатываемый материал, а затем удаляется через патрубок 12. На фиг.5-8 показаны схемы работы нагревателя при рециркуляции. Например, в лесосушилках (фиг.5, 6) равномерный поток воздуха из выходного отверстия нагревателя проходит сквозь штабель материала 16, подсасывается во входное отверстие и вновь направляется в контур циркуляции (с небольшим воздухообменом). В нагревательных печах (фиг.7, 8) равномерный поток воздуха из выходного отверстия нагревателя распределяется по всему объему и омывает нагреваемый материал 16 со всех сторон, после чего он подсасывается нагревателем через входное отверстие, цикл повторяется. Ход потоков воздуха в сушилке (фиг.6) и печи (фиг.7) показан стрелками. Применение заявленного устройства во всех случаях выравнивает скорости потока на выходе из нагревателя и тем самым улучшает равномерность и однородность тепловоздушной обработки материала.
ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВАТЕЛЬ для сушилок, содержащий ротор, установленный в камере, ограниченной сплошными верхней, нижней, боковыми и торцевой стенками, а также передней стенкой, в которой выполнено соосное с ротором круглое входное отверстие и примыкающее к боковой стенке прямоугольное выходное отверстие, отличающийся тем, что боковая стенка выполнена с шириной, составляющей 2,0 2,5 ширины ротора, а в полости камеры параллельно торцевой стенке и с зазором относительно боковых стенок расположена прямоугольная перегородка, примыкающая к верхней и нижней стенкам камеры и имеющая ширину не менее 1,5 диаметра ротора, при этом расстояние от перегородки до торцевой стенки, а также зазор между свободной кромкой перегородки и боковой стенкой камеры составляет не менее ширины ротора. 2. Нагреватель по п.1, отличающийся тем, что ротор расположен между перегородкой и передней стенкой камеры. 3. Нагреватель по п.1, отличающийся тем, что ротор расположен между торцевой стенкой и перегородкой, причем в последней выполнено соосное с ротором круглое отверстие диаметром, равным диаметру входного отверстия, а торцы отверстий соединены цилиндрическим патрубком.Ином газе. Аэродинамический нагрев неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, которое испытывают тела при движении в атмосфере; энергия, затрачиваемая на его преодоление, частично передаётся телу в виде аэродинамического нагрева. При движении тела встречный поток газа тормозится вблизи его поверхности. Если тело движется со сверхзвуковой скоростью, то торможение происходит сначала в ударной волне, возникающей перед телом, затем непосредственно у самой его поверхности, где торможение вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы газа «прилипать» к поверхности, образуя так называемый пограничный слой. При торможении потока его кинетическая энергия уменьшается, и соответственно увеличиваются внутренняя энергия газа и его температура. Так, при полёте ЛА со скоростью, втрое превышающей скорость звука (около 1 км/с), температура воздуха у его поверхности составляет около 400 К, при входе в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (около 8 км/с) достигает 8000 К, а со 2-й космической скоростью (11,2 км/с) - около 11 000 К. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся движущемуся телу, происходит аэродинамический нагрев. Существуют две формы аэродинамического нагрева - конвективный и радиационный.
Конвективный нагрев - следствие передачи теплоты теплопроводностью из внешней, «горячей» части пограничного слоя к поверхности тела; зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, характера течения (ламинарное или турбулентное) в пограничном слое. В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. При дальнейшем увеличении скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходят диссоциация и ионизация молекул газа. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область потока - к поверхности тела, где происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это вносит дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.
Радиационный нагрев происходит вследствие переноса лучистой энергии из областей газа с повышенной температурой к поверхности тела. Наибольшую роль играют излучения в видимой и УФ-областях спектра. При скорости полёта порядка 5 км/с температура газа за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным; при 2-й космической скорости их значения становятся близкими, а при скоростях 13-15 км/с и выше (соответствующих возвращению космического аппарата на Землю) основная доля аэродинамического нагрева принадлежит радиационнрй составляющей.
Аэродинамический нагрев также играет существенную роль при сверхзвуковом течении газа в каналах, в первую очередь в соплах ракетных двигателей. В пограничном слое на стенках сопла температура газа может быть близкой к температуре в камере сгорания ракетного двигателя (до 4000 К). При этом действуют те же механизмы переноса энергии, что и в пограничном слое на поверхности ЛА, в результате чего и возникает аэродинамический нагрев стенок сопла ракетного двигателя.
С аэродинамическим нагревом связана проблема «теплового барьера», возникающая при создании сверхзвуковых самолётов, ракет-носителей и космических аппаратов. Но если при достаточно длительном сверхзвуковом полёте обшивка самолёта нагревается до температуры, близкой к температуре торможения (порядка 400 К), то поверхность космического аппарата при входе в атмосферу Земли или другой планеты со скоростью более 10-11 км/с неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности обычных материалов выдерживать столь большие температуры (порядка 6000-8000 К). Поэтому для противодействия аэродинамическому нагреву на космических аппаратах применяют тепловую защиту.
Лит.: Основы теории полёта космических аппаратов. М., 1972; Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике. 2-е изд. М., 1992.
Трение о воздух, конечно, происходит, и при этом выделяется какое-то количество тепла, однако раскаляет обшивку спускаемого аппарата и заставляет пылать и взрываться летящие к земле болиды другой физический процесс, называемый аэродинамическим нагревом.
Как известно, впереди движущегося в газе со сверхзвуковой скоростью тела формируется ударная волна — тонкая переходная область, в которой происходит резкое, скачкообразное увеличение плотности, давления и скорости вещества. Естественно, при повышении давления газа он нагревается — резкое увеличение давления приводит к быстрому повышению температуры. Вторым фактором — это и есть собственно аэродинамический нагрев — становится торможение молекул газа в тонком слое, прилегающем непосредственно к поверхности движущегося объекта — энергия хаотичного движения молекул возрастает, и температура вновь растет. А уже горячий газ нагревает и само мчащееся на сверхзвуке тело, причем тепло переносится как с помощью теплопроводности, так и с помощью излучения. Правда излучение молекул газа начинает играть заметную роль при очень высоких скоростях, например, на 2-й космической.
С проблемой аэродинамического нагрева приходится сталкиваться не только конструкторам космических кораблей, но и разработчикам сверхзвуковых летательных аппаратов — тех, что никогда не покидают атмосферу.
Известно, что конструкторы первых в мире сверхзвуковых пассажирских самолетов — Concorde и Ту-144 — были вынуждены отказаться от идеи заставить свои самолеты летать со скоростью 3 Маха (пришлось довольствоваться «скромными» 2,3). Причина — аэродинамический нагрев. При такой скорости он раскалял бы обшивки лайнеров до таких температур, которые могли уже сказаться на прочности алюминиевых конструкций. Заменять же алюминий на титан или специальную сталь (как в военных проектах) было невозможно по экономическим соображениям. Кстати, о том, как решали проблему аэродинамического нагрева конструкторы знаменитого советского высотного перехватчика МиГ-25, можно прочитать в
Нагрев поверхности ракеты во время ее движения в плотных слоях атмосферы с большой скоростью. А.н. – результат того, что налетающие на ракету молекулы воздуха тормозятся вблизи ее корпуса. При этом происходит переход кинетической энергии относительного движения частиц воздуха в тепловую.
Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью, торможение происходит, прежде всего, в ударной волне, возникающей перед носовым обтекателем ракеты. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности ракеты, в т.н. пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т.е. температура газа вблизи поверхности повышается. Максимальная температура, до которой может нагреться газ в пограничном слое движущейся ракеты, близка к т. н. температуре торможения: T0 = Тн + v2/2cp, где Тн – температура набегающего воздуха; v – скорость полёта ракеты; cp - удельная теплоёмкость воздуха при постоянном давлении.
Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущейся ракете, происходит ее А.н. Существуют две формы А.н. – конвективная и радиационная. Конвективный нагрев – следствие передачи тепла из внешней, «горячей» части пограничного слоя к корпусу ракеты. Количественно удельный конвективный тепловой поток определяют из соотношения: qk = ? (Те - Тw), где Te – равновесная температура (температура восстановления – предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность ракеты, если бы не было отвода энергии); Tw – реальная температура поверхности; ? – коэффициент теплоотдачи конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров ракеты, а также от других факторов.
Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента? от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.
С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область – к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая также с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный аэродинамический нагрев.
При достижении скорости полёта порядка 5 км/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых воздух начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности ракеты происходит ее радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической скорости (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю, основной вклад вносит уже радиационный нагрев, его интенсивность определяется удельным радиационным (лучистым) тепловым потоком: qл = ? ?0 Те4, где? – степень черноты корпуса ракеты; ?0 =5,67.10-8 Вт/(м2.К4) – коэффициент излучения абсолютно черного тела.
Частным случаем А.н. является нагрев ракеты, движущейся в верхних слоях атмосферы, где режим обтекания является свободномолекулярным, т. е. длина свободного пробега молекул воздуха соизмерима или даже превышает размеры ракеты.
Особо важную роль А.н. играет при возвращении в атмосферу Земли космических аппаратов и боевого оснащения управляемых баллистических ракет. Для борьбы с А.н. космические аппараты и элементы боевого оснащения снабжаются специальными системами теплозащиты.
Лит.: Львов А.И. Конструкция, прочность и расчет систем ракет. Учебное пособие. – М.: Военная академия им. Ф.Э.Дзержинского, 1980; Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике. – М., 1960; Дорренс У.Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа. Пер. с англ. – М., 1966; Зельдович Я.Б., Райзер Ю.П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд. - М., 1966.