Общая температура воздуха

Эта статья включает в себя список общих ссылок , но он остается в значительной степени непроверенным, поскольку в нем отсутствует достаточное количество соответствующих встроенных ссылок . Пожалуйста, помогите улучшить эту статью, добавив более точные цитаты. ( Март 2011 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения )

В авиации застойная температура известна как общая температура воздуха и измеряется датчиком температуры, установленным на поверхности самолета. Зонд предназначен для приведения воздуха в состояние покоя относительно самолета. Когда воздух останавливается, кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию . Воздух сжимается и испытывает адиабатическое повышение температуры. Следовательно, общая температура воздуха выше статической (или окружающей) температуры воздуха.

Общая температура воздуха является важным входом в компьютер данных о воздухе , чтобы можно было вычислить статическую температуру воздуха и, следовательно, истинную воздушную скорость .

Связь между статической и общей температурой воздуха определяется по формуле:

${\displaystyle {\frac {T_{\mathrm {total} }}{T_{s}}}={1+{\frac {\gamma -1}{2}}M_{a}^{2}}}$

куда:

${\displaystyle T_{s}=}$статическая температура воздуха, SAT ( кельвин или градус Ренкина )

${\displaystyle T_{\mathrm {total} }=}$ общая температура воздуха, TAT (кельвинов или градусов Ренкина)

${\displaystyle M_{a}=}$ число Маха

${\displaystyle \gamma \ =\,}$ коэффициент удельной теплоемкости, около 1,400 для сухого воздуха

На практике зонд общей температуры воздуха не может полностью восстановить энергию воздушного потока, и повышение температуры не может быть полностью связано с адиабатическим процессом. В этом случае может быть введен эмпирический коэффициент извлечения (менее 1) для компенсации:

(1):${\displaystyle {\frac {T_{\mathrm {total} }}{T_{s}}}={1+{\frac {\gamma -1}{2}}eM_{a}^{2}}}$

Где:

e = коэффициент извлечения (также отмечается C _t )

Типичные коэффициенты восстановления

Термометр ратиометра с платиновой проволокой («с промывочной грушей»): e ≈ 0,75 - 0,9

Двойной платиновый термометр-ратиометр («зонд ТАТ»): e ≈ 1

Другие обозначения

Общая температура воздуха (TAT) также называется: указанная температура воздуха (IAT) или температура набегающего воздуха (RAT).
Статическая температура воздуха (SAT) также называется: температура наружного воздуха (OAT) или истинная температура воздуха.

Ram Rise [ править ]

Разница между TAT и SAT называется подъемом плунжера (RR) и вызвана сжимаемостью и трением воздуха при высоких скоростях.

(2):${\displaystyle RR_{\mathrm {total} }=TAT-SAT\,}$

На практике подъем тарана незначителен для самолетов, летящих с (истинной) скоростью ниже 0,2 Маха.

Для воздушной скорости (TAS) более 0,2 Маха по мере увеличения воздушной скорости температура превышает температуру неподвижного воздуха. Это вызвано сочетанием кинетического (фрикционного) нагрева и адиабатического сжатия.

• Кинетический нагрев . По мере увеличения скорости полета в самолет попадает все больше и больше молекул воздуха в секунду. Это вызывает повышение температуры в датчике термометра прямого считывания самолета из-за трения. Поскольку воздушный поток считается сжимаемым и изоэнтропическим , который по определению является адиабатическим и обратимым, уравнения, используемые в этой статье, не учитывают нагрев трением . Поэтому расчет статической температуры воздуха требует использования коэффициента извлечения, . Кинетический нагрев для современных пассажирских самолетов практически ничтожен.${\displaystyle {e}}$
• Адиабатическое сжатие . Как описано выше, это вызвано преобразованием энергии, а не прямым приложением тепла. При скорости полета более 0,2 Маха в датчике температуры с дистанционным считыванием (TAT-датчик) внешний воздушный поток, который может составлять несколько сотен узлов, практически прекращается очень быстро. Затем энергия ( удельная кинетическая энергия ) движущегося воздуха высвобождается (преобразуется) в виде повышения температуры ( удельная энтальпия ). Энергия не может быть уничтожена, а только преобразована; это означает, что согласно первому закону термодинамики полная энергия изолированной системы должна оставаться постоянной.

Сумма кинетического нагрева и адиабатического изменения температуры (вызванного адиабатическим сжатием) является полным подъемом рам .

Комбинируя уравнения (1) и (2), получаем:

${\displaystyle RR_{\mathrm {total} }={T_{s}{\frac {\gamma -1}{2}}eM_{a}^{2}}}$

Если использовать уравнение числа Маха для сухого воздуха:

${\displaystyle M_{a}={\frac {V}{a}}}$

куда ${\displaystyle a={\sqrt {\gamma R_{sp}T_{s}}}}$

мы получили

(3):${\displaystyle RR_{\mathrm {total} }={eV^{2}{\frac {\gamma -1}{\gamma 2R_{sp}}}}}$

Что можно упростить до:

${\displaystyle RR_{total}={\frac {V^{2}}{2C_{p}}}e}$

используя ${\displaystyle R_{sp}={C_{p}-C_{v}}}$

и

${\displaystyle \gamma ={\frac {C_{p}}{C_{v}}}}$

${\displaystyle a=}$ местная скорость звука .

${\displaystyle \gamma =}$ индекс адиабаты (соотношение теплоемкостей) и принят для авиационных целей равным 7/5 = 1.400.

${\displaystyle R_{sp}=}$ удельная газовая постоянная . Приблизительное значение для сухого воздуха составляет 286,9 Дж · кг − 1 · K − 1.${\displaystyle R_{sp}}$

${\displaystyle C_{p}=}$ постоянная теплоемкости при постоянном давлении.

${\displaystyle C_{v}=}$ постоянная теплоемкость при постоянном объеме.

${\displaystyle T_{s}=}$ статическая температура воздуха SAT, измеряемая в кельвинах.

${\displaystyle V=}$ истинная скорость самолета, ТАС.

${\displaystyle e=}$ коэффициент восстановления, который имеет примерное значение 0,98, типичное для современного ТАТ-зонда.

Решив уравнение (3) для вышеуказанных значений с TAS в узлах, можно получить простую точную формулу для подъема подъемника:

${\displaystyle RR_{\mathrm {total} }={\frac {V^{2}}{87^{2}}}}$

См. Также [ править ]

Внешние ссылки [ править ]

• Измерения температуры в полете
• Измерение температуры в самолете
• Работа датчика ТАТ и уравнения
• Эффект ошибки нагревателя датчика TAT
• Высокоскоростной полет - вязкое взаимодействие