Aerodynamické zahrievanie raketovej konštrukcie. Príklad výpočtu katapultu na vzduchový štart kosmického raketového rozstupového momentu spôsobeného rotáciou lietadla okolo osi Z

Uvažuje sa o vypustení ILV s hmotnosťou 103 ton do vzduchu (vypustenie z lietadla). Katapult ho musí zrýchliť na rýchlosť, ktorá zabezpečí, že raketa opustí lietadlo bez nárazov. Raketa sa pohybuje po strmeňoch pozdĺž vodidiel a po tom, čo zostane jedna dvojica vodidiel na vodidlách, vplyvom gravitácie začne získavať uhlovú rýchlosť, v dôsledku čoho môže dôjsť ku kolízii s rampou lietadla.

Toto určuje spodnú hranicu rýchlosti vyhadzovania: uobc\u003e 12,5 m / s.

V porovnaní s mínometným odpalovaním má spustenie ILV z lietadla pomocou katapultu niekoľko výhod: nemá žiadnu silu (vlnu) a tepelný efekt horúcich plynov na lietadlo, raketa môže mať aerodynamické povrchy, rozmery rozjazdového systému sa zmenšujú, čo zjednodušuje jeho usporiadanie v nákladovom priestore, môže sa odstrániť raketa v správnej orientácii (hlava smerom k toku). Posledné uvedené výhody umožňujú použiť rýchlosť lietadla na dodanie počiatočnej rýchlosti rakete.

Používa sa katapultová schéma s dvoma ťažnými valcami. Celková hmotnosť pohyblivých častí katapultu na základe predbežných výpočtov bola stanovená na 410 kg. Pretože prevádzkový čas tohto katapultu je omnoho dlhší ako ten, ktorý sa uvažuje vyššie, uvažuje sa o schéme s dvoma GG pracujúcimi v sérii, čo umožňuje zmeniť prietok plynu v širšom rozsahu ako v schéme s jedným GG. Berúc do úvahy veľkú vzdialenosť medzi silovými valcami (2,5 m) a následne veľkú dĺžku spojovacích potrubí, uvažujú sa schémy s dvoma GG napájajúcimi obidva hnacie valce v sérii a s dvoma pármi GG, pričom každý pár napája vlastný valec. V tomto prípade sa na vyrovnanie tlakov medzi valcami používa spojovacia rúrka s priemerom 50 mm. Na základe sily rakety a podporných uzlov (prvkov, proti ktorým spočíva priečka katapultu), sa vykonali výpočty pre hodnoty celkovej sily vytvorenej katapultom: Lcat \u003d 140 ta Lcat \u003d 160 t. Všimnite si, že celková sila pôsobiaca na lietadlo na začiatku je menšia ako tieto hodnoty podľa veľkosti trecej sily v jlmoch ILV. Tento okruh používa pneumatické brzdové zariadenie. Pri výpočtoch sa vzalo do úvahy, že v okamihu, keď sa katapult spustí, vykoná lietadlo „posuvný“ manéver. V tomto prípade je uhol sklonu 24 °, čo navyše prispieva k zrýchleniu ILV v dôsledku premietania gravitačnej sily a zjavné priečne zrýchlenie gravitácie v nákladnom priestore je 3 m / s2. Nízkoteplotné balistické palivo sa používa so spaľovacou teplotou pri konštantnom tlaku 2200 K. Maximálny tlak v generátore plynu by nemal prekročiť 200 - 105 Pa.

Vo variante 1 s maximálnou silou 140 ton (schéma s dvoma pármi plynových generátorov) bol po sérii predbežných výpočtov zvolený prevádzkový čas prvej komory rovný 0,45 sa priemer otvoru dýzy bol 27 mm. Priemer kanálov v šachovnicovom telese je 4 mm, počiatočná plocha spaľovacieho povrchu prvej komory je 0,096 m2 a nábojová hmota je 1,37 kg (na každý GG). Priemer otvoru dýzy v druhej komore je 53 mm, priemer kanálov v šachovniciach je 7,7 mm, počiatočná plocha spaľovacej plochy je 0,365 m2 a hmotnosť náplne je 4,95 kg. Priemer pracovnej komory výkonového valca je 225 mm, priemer tyče je 50 mm, dráha piesta pred začiatkom brzdenia je 5,0 m.

Maximálne zrýchlenie ILV bolo 16,6 m / s2, rýchlosť rakety v okamihu oddelenia od traverzy bola 12,7 m / s (keďže dĺžka vodidiel pri použití katapultu je spravidla väčšia ako priebeh katapultovania, rýchlosť rakiet pri opúšťaní vodičov sa líši od rýchlosti, ktorú katapult dodáva rakete). Maximálna teplota vnútornej steny výkonového valca je 837 K, tyč je 558 K.

Dodatok 3 obsahuje grafy zodpovedajúce tejto možnosti. Čas zapnutia druhého HG je zvolený tak, aby tlak v hnacom valci zostal nezmenený. Berúc do úvahy rozšírenie doby vznietenia druhého GG v reálnych podmienkach, začne sa o niečo neskôr ako odhadovaný čas, takže tlaková krivka vo výkonových valcoch môže mať malý pokles. Ak sa druhý HS spustí skôr, na krivke sa objaví nežiaduce zvýšenie tlaku. Na obr. A3.1 znázorňuje závislosť tlakov v generátore plynu, pracovných valcoch a v brzdovej komore na pohybe pohyblivých častí katapultu. Znázornenie tlaku ako funkcie dráhy umožňuje jasnejšie vyhodnotiť účinnosť pracovného cyklu katapultu, pretože práca, ktorú vykonáva, je úmerná integrálu sily (tlaku) pozdĺž dráhy. Ako je možné vidieť z kriviek, plocha integrandu je blízko maximálnej možnej hodnoty (berúc do úvahy obmedzenie maximálnej sily). Použitie dvojstupňového HG umožňuje vysokú rýchlosť.

Pri možnosti 2 (katapult vyvíjajúci silu 160 ton) sa priemer hnacieho valca zväčšil na 240 mm, priemer tyče sa zvýšil na 55 mm. Po sérii predbežných výpočtov bol zvolený prevádzkový čas prvej komory rovný 0,45 sa priemer otvoru dýzy bol 28 mm. Priemer kanálov v šachovnicovom telese je 4 mm, počiatočná plocha spaľovacieho povrchu je 0,122 m2, vsádzková hmotnosť je 1,43 kg (na každý GG). Priemer otvoru dýzy v druhej komore je 60 mm, priemer kanálov v šachovniciach je 7,4 mm, počiatočná plocha povrchu spaľovania je 0,43 m2 a hmotnosť náplne je 5,8 kg. Súčasne bolo maximálne zrýchlenie ILV 18,5 m / s2, rýchlosť strely bola v momente oddelenia od traverzu 13,4 m / s. Maximálne teploty vnútornej steny výkonového valca (850 K), tyče (572 K) sa prakticky nezmenili.

Ďalej zvážte schému, v ktorej sú oba hnacie valce poháňané rovnakými dvoma postupne spustenými GG. Na to musíte použiť dostatočne veľký rozdeľovač (potrubie) spájajúci plynový generátor s plynovými fľašami. V tejto a nasledujúcich verziách uvažujeme, že potrubie je vyrobené z ocele so zvýšenou tepelnou odolnosťou 12MX, medzou klzu 280 MPa pri teplote 293 K a 170 MPa pri teplote 873 K, ktorá má vysoký koeficient tepelnej vodivosti.

Pri variante 3 so silou 140 t sa predpokladá, že priemer spojovacieho potrubia bude 110 mm a hrúbka steny 13 mm. Priemer hnacieho valca, rovnako ako vo verzii 1, je 220 mm, priemer tyče je 50 mm. Po sérii predbežných výpočtov bol zvolený prevádzkový čas prvej komory rovný 0,46 s a priemer otvoru dýzy bol 40 mm. Priemer kanálov v šachovnicovom telese je 16 mm, počiatočná plocha spaľovacieho povrchu je 0,43 m2 a hmotnosť náplne je 4,01 kg. Priemer otvoru dýzy druhej komory je 84 mm, priemer kanálov v šachovniciach je 8,0 mm, počiatočná plocha spaľovacej plochy je 0,82 m2 a hmotnosť náplne je 11,0 kg.

Maximálne zrýchlenie ILV bolo 16,5 m / s2, rýchlosť rakety v momente oddelenia od traverzy bola 12,65 m / s (0,05 m / s menej ako v možnosti 1). Maximálna teplota vnútornej steny výkonového valca je 755 K, tyč je 518 K (znížená o 40-80 K v dôsledku tepelných strát v potrubí). Maximálna teplota vnútornej steny potrubia je 966 K. Je to dosť vysoká, ale celkom prijateľná teplota, vzhľadom na to, že hrúbka zóny, v ktorej je pevnosť v ťahu materiálu znateľne znížená zahrievaním, je iba 3 mm.

Pri variante katapultovania, ktorý vyvinie silu 160 ton (variant 4), sa priemer hnacieho valca rovná 240 mm, priemer tyče je 55 mm a priemer potrubia je 120 mm. Po sérii predbežných výpočtov bol zvolený prevádzkový čas prvej komory rovný 0,46 s a priemer otvoru dýzy bol 43 mm. Priemer kanálov v šachovniciach je 16 mm, počiatočná plocha spaľovania je 0,515 m2 a hmotnosť náplne je 4,12 kg. Priemer otvoru dýzy v druhej komore je 90 mm, priemer kanálov v šachovniciach je 7,8 mm, počiatočná plocha povrchu spaľovania je 0,95 m2 a hmotnosť náplne je 12,8 kg. Zároveň je maximálna akcelerácia ILV 18,4 m / s2, rýchlosť strely v čase oddelenia od traverzy je 13,39 m / s. Maximálna teplota vnútornej steny výkonového valca je 767 K, tyč je 530 K. Maximálna teplota vnútornej steny potrubia je 965 K. Pokles priemeru potrubia na 95 mm vedie k zvýšeniu teploty jeho stien na 1075 K, čo je stále prípustné.

Na záver sa pozrime na vplyv počtu GG na spoľahlivosť katapultu. Jednostupňový GG poskytne maximálnu spoľahlivosť pri minimálnej rýchlosti vystreľovania rakety. V prípade, že sa GH nespustí, k nehode nedôjde. Miera emisií sa môže zvýšiť zvýšením rýchlosti spaľovania paliva, ukazovateľa v zákone o spaľovaní, tlaku na konci operácie GG na 60 - 80 MPa (tlak v tlakových fľašiach a potrubí zostáva nezmenený), priemeru potrubia (počiatočný objem).

Všeobecný dvojstupňový GG má menšiu spoľahlivosť, ale poskytuje zvýšenie rýchlosti vystreľovania rakety. V prípade nezačatia druhej etapy nastane jedna z nasledujúcich možností: raketa je vypustená nízkou rýchlosťou, s vylúčením jej ďalšieho použitia sa raketa dotýka lietadla s malými následkami (neschopnosť úplne uzavrieť rampu,

nemožnosť následného natlakovania nákladného priestoru), deformácie alebo dopadu rakety na lietadlo, čo má za následok poruchy alebo požiar av konečnom dôsledku smrť lietadla. Na zvýšenie spoľahlivosti v tomto prípade je možné prijať nasledujúce opatrenia, aby sa zabránilo zhoršeniu vývoja udalostí, zdvojeniu spúšťacích systémov hlavného generátora druhej etapy a zvýšeniu doby prevádzky hlavného generátora prvej etapy (v dôsledku čoho rýchlosť výstupu rakety, keď je v prevádzke len hlavný generátor prvej fázy, sa tak zvýši, že následky nespustenia nebudú také nebezpečné). , zmena konštrukcie lietadla, s výnimkou jeho nehody, keď raketa vychádza z nižšej rýchlosti. Je potrebné poznamenať, že v uvažovaných variantoch, keď sa spustí iba prvý GG, rýchlosť úniku rakety sa zníži o 3-4 m / s.

Ohrievacie telesá pohybujúce sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne

animácie

popis

Aerodynamické zahrievanie je zahrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne Aerodynamické zahrievanie je výsledkom skutočnosti, že molekuly vzduchu (plynu), ktoré útočia na telo, sú spomalené v blízkosti tela. Ak sa let vykonáva nadzvukovou rýchlosťou, spomalenie nastane predovšetkým v nárazovej vlne, ktorá sa vyskytuje pred telom. Pri spomaľovaní molekúl vzduchu v medznej vrstve, priamo na povrchu tela, sa zvyšuje energia ich chaotického pohybu, čo vedie k zvýšeniu teploty plynu v tejto vrstve a k aerodynamickému zahrievaniu tela. Napríklad, keď nadzvukové lietadlo letí rýchlosťou 1 km / s, teplota spomalenia je asi 700 K, a keď kozmická loď vstúpi do atmosféry Zeme pri prvej kozmickej rýchlosti (~ 7,6 km / s), teplota spomalenia dosiahne 8300 K. Ak v prvom prípade teplota kože lietadla môže byť blízka stagnačnej teplote, potom v druhom prípade sa povrch kozmickej lode nevyhnutne začne zrútiť v dôsledku neschopnosti materiálov odolávať takým vysokým teplotám.

Maximálna teplota, na ktorú sa plyn môže ohrievať v blízkosti pohybujúceho sa telesa, je blízko k tzv. Stagnačnej teplote T 0:

kde je teplota privádzaného vzduchu;

V je rýchlosť letu tela;

c р - špecifická tepelná kapacita plynu pri konštantnom tlaku.

So zvyšovaním rýchlosti tela sa zvyšuje teplota vzduchu za nárazovou vlnou a v medznej vrstve.

Stupeň aerodynamického zahrievania významne závisí od tvaru tela, čo sa berie do úvahy zavedením koeficientu aerodynamického odporu Cx. Existujú dva typy aerodynamického zahrievania: konvekčné a žiarenie. Konvektívne zahrievanie je prenos tepla z oblasti medznej vrstvy na povrch pohybujúceho sa objektu pomocou vedenia tepla a difúzie. Radiačné zahrievanie je prenos tepla v dôsledku žiarenia molekúl plynu. Pomer tepelných tokov konvekcie a žiarenia závisí od rýchlosti objektu. Až do hodnôt prvej kozmickej rýchlosti prevláda konvekčné zahrievanie, pri druhej kozmickej rýchlosti (~ 11200 m / s) sú konvekčné a žiarivé toky približne rovnaké a pri rýchlostiach vyšších ako 13 000 m / s sa radiálny tepelný tok stáva prevládajúcim tokom tepla.

Charakteristiky aerodynamického zahrievania plynov sa skúmajú v zariadeniach nazývaných rázové trubice. Rázová vlna sa môže vytvoriť výbuchom, elektrickým výbojom atď.

Časové charakteristiky

Počiatočný čas (log na -1 až 2);

Životnosť (log tc od 13 do 15);

Čas degradácie (log td od -1 do 2);

Optimálny čas vývoja (log tk od 1 do 2).

diagram:

Technické realizácie účinku

Technická realizácia účinku

Aerodynamické vykurovanie je spojené s problémom „tepelnej bariéry“, ktorý sa vyskytuje pri vývoji nadzvukových lietadiel a nosných rakiet. Aerodynamické zahrievanie zohráva dôležitú úlohu, keď sa kozmická loď vracia do zemskej atmosféry, ako aj keď planéty vstupujú do atmosféry s rýchlosťami rádovo druhej vesmírnej rýchlosti a vyššou. Na boj proti aerodynamickému vykurovaniu sa používajú špeciálne systémy tepelnej ochrany.

Aerodynamické zahrievanie zvyčajne zohráva úlohu negatívneho faktora. Na boj proti aerodynamickému vykurovaniu sú lietadlá vybavené špeciálnymi systémami tepelnej ochrany. Existujú aktívne a pasívne metódy tepelnej ochrany. Pri aktívnych metódach je plynné alebo kvapalné chladivo tlačené na chránený povrch. Plynné chladivo, ako to bolo, blokuje povrch pred účinkami vysokoteplotného prostredia a kvapalné chladivo, ktoré tvorí ochranný film na povrchu, absorbuje teplo, ktoré sa blíži k povrchu v dôsledku zahrievania a odparovania filmu, ako aj následného zahrievania pár. Pri pasívnych metódach tepelnej ochrany sa účinok tepelného toku preberá špeciálne navrhnutým vonkajším plášťom alebo špeciálnym povlakom naneseným na hlavnú štruktúru. Najrozšírenejšia je tepelná ochrana pomocou kolapsu povrchov, pri ktorých sa tepelný tok vynakladá na procesy topenia, odparovania a sublimácie chemických reakcií. Materiály takýchto povlakov sú sklenené vlákna a iné plasty na organických a organokremičitých spojivách. Sľubné sú aj kompozície uhlíka a uhlíka.

Ak je zahrievanie nábojov a rakiet pri nízkych letových rýchlostiach nízke, potom sa pri vysokých rýchlostiach stáva vážnou prekážkou rozvoja lietadiel. Tieto vozidlá sú ohrievané teplom vyžarovaným slnkom a teplom emitovaným motormi a riadiacim zariadením. Okrem toho sa zohrievajú pri náraze na vzduch.

Najdôležitejšiu úlohu zohrieva ohrev zo vzduchu, najmä pri návrate balistických rakiet do atmosféry. Keď sa lietadlo pohybuje vo vzdušnom prostredí, vytvára sa teplo spôsobené trením vzduchu proti povrchu rakety a hlavne kompresiou vzduchu pred lietajúcim telom.

Ako viete, sovietska raketa vypustená do Tichého oceánu vyvinula rýchlosť viac ako 7200 m / s. Ak by sa táto rýchlosť počas návratu do atmosféry zachovala a zabezpečilo by sa úplné spomalenie vzduchu pred raketou, potom by sa, ako ukazuje elementárny výpočet založený na rovnici úspory energie pre stlačiteľné plyny, teplota vzduchu pred raketou mohla zvýšiť o takmer 26 000 °.

Položme si však niekoľko otázok. Po prvé, zohrieva sa vzduch pred raketou v dôsledku kompresie na vypočítanú teplotu? Odpoveď znie nie. Teoreticky by úplné spomalenie vzduchu pred prúdiacim telesom, ktorým je strela alebo raketa, malo nastať iba v jednom bode, konkrétne pred špičkou nosa. Na zvyšku povrchu nastáva iba čiastočné vzduchové brzdenie. Preto je celkové ohrev vzduchu v blízkosti lietadla oveľa menší. Okrem toho, keď sa vzduch pred raketou zohrieva a zvyšuje hustotu, menia sa najmä jeho termodynamické vlastnosti, najmä sa zvyšuje špecifická tepelná kapacita a ohrievanie vzduchu je menšie. Nakoniec sa molekuly vzduchu zahriate na absolútnu teplotu 2 500 - 3 000 ° začnú "rozdeliť" na atómy. Atómy sa menia na ióny, to znamená, že strácajú elektróny. Tieto procesy (disociácia a ionizácia) tiež spotrebúvajú určité množstvo tepla a znižujú teplotu vzduchu.

Po druhé, odovzdáva sa počas letu všetok vzduch vo vzduchu do strely alebo rakety? Ukázalo sa, že nie. Ohrievaný vzduch odovzdáva veľa tepla okolitým vzduchom prostredníctvom prenosu tepla a tepelného žiarenia.

Po tretie, ak sa vzduch pred lietajúcim telesom zahreje na určitú teplotu, znamená to, že raketa sa zohreje na rovnakú úroveň? Tiež nie. Plášť bude mať vždy teplotu nižšiu ako okolitý vzduch.

Lietadlo súčasne s prijímajúcim teplom vydáva teplo okolitému vzduchu a ochladzuje v dôsledku žiarenia. Všeobecne sa zariadenie zahreje na teplotu, pri ktorej sa vytvorí určitá komplexná tepelná rovnováha.

Aby bolo možné odhadnúť pravdepodobné zahrievanie strely alebo rakety za letu, je potrebné najprv vedieť, pri akej rýchlosti a ako dlho bude lietať vzduchovými vrstvami danej hustoty a teploty. Pri prenikaní do atmosféry je pobyt balistickej strely v relatívne hustej atmosfére veľmi krátky a meria sa v sekundách. V skutočnosti sa vyvíja vysoká rýchlosť už pri východe z atmosféry, tj tam, kde je vzduch veľmi zriedkavý.

Všetky tieto okolnosti spolu vedú k skutočnosti, že intenzita zahrievania rakety počas letu smerom nahor, hoci významná, je celkom prijateľná bez prijatia špeciálnych konštruktívnych opatrení.

Po návrate do atmosféry čakajú na raketu (jej hlavicu) podstatne väčšie ťažkosti. Okrem vysokých aerodynamických zaťažení sa tu môže vyskytnúť tzv. „Tepelný zdvih“ spojený s rýchlym zvýšením teploty rakety.

V krátkosti uvádzame niektoré spôsoby boja proti ohrevu lietadiel uvedené v zahraničnej literatúre *. Po prvé, zníženie rýchlosti ich núteného pohybu v atmosfére (napríklad pri návrate rakety) pomocou vzduchových bŕzd, padákov, brzdových motorov atď. Po druhé, použitie žiaruvzdorných a žiaruvzdorných materiálov na konštrukciu opláštenia. Po tretie, použitie materiálov alebo povlakov na škrupinu, ktoré sa vyznačujú vysokou emisivitou, to znamená schopnosťou odvádzať viac tepla do vesmíru. Po štvrté, starostlivé leštenie povrchu, ktoré zlepšuje jeho odrazivosť. Po piate, tepelná izolácia hlavných konštrukčných jednotiek, t.j. zníženie rýchlosti zahrievania nanesením vrstvy látky s nízkou tepelnou vodivosťou na povrch alebo vytvorením vrstvovo-poréznej tepelnoizolačnej súpravy medzi vonkajšou a vnútornou kožou.

* (Letecká spoločnosť # 2478.)

Napriek tomu sa pri veľmi vysokých rýchlostiach vyvíjajú teploty, pri ktorých nie sú vhodné ani kovy, ani iné materiály, bez toho, aby sa prijali opatrenia na nútené ochladenie pokožky. Šiestym spôsobom je preto vytvorenie núteného chladenia, ktoré sa dá vytvoriť rôznymi spôsobmi v závislosti od účelu lietadla.

Raketové hlavice sú niekedy pokryté tzv. Pálivými krytmi. Pokles teploty sa v tomto prípade dosiahne vytvorením takých vrstiev ochranného plášťa, ktoré sú určené na topenie a horenie. Takto absorbujú teplo a bránia mu dosiahnuť hlavné konštrukčné prvky. Keď sa povrchová vrstva topí alebo odparuje, vytvára sa súčasne ochranná vrstva, ktorá znižuje prenos tepla do zvyšku štruktúry.

Účinnosť lietadla na súčasnej úrovni ich vývoja priamo súvisí s riešením tepelného problému. Vrcholom úspechov v tejto oblasti boli lety na kruhovej obežnej dráhe s návratom sovietskych kozmonautov Yu. A. Gagarin a GS Titov na Zem.

Základné údaje o zahraničných riadených strelách a raketách*

Názov a krajina

Maximálny dosah letu, km

Maximálna výška letu, km

Maximálna rýchlosť

Počiatočná hmotnosť

Motory (ťah)

Približné geometrické rozmery, m

Začiatočný typ

Navádzací systém

Riadiace orgány

Poplatok za bojovú hlavicu (ekvivalent TNT)

Ďalšie údaje

dĺžka

zametanie

maxim. priemer tela

Balistické strely

Atlas (USA)

10 000

do 1 300

asi 7 km / s

115 - 118 t

Prvý stupeň - 2 raketové motory na kvapalné palivo (každý s hmotnosťou 75 ton), druhý stupeň - motor na kvapalné palivo (27 ton)

Stacionárne pozemné polohy

Kombinované (inerciálne a rádiové povely)

Odklopné komory LPRE s otočným závesom a 2 vernierové motory

jadrový

„Titan“ (USA)

10 000

do 1 300

asi 7 km / s

93 - 99 t

Prvý stupeň je dvojkomorový raketový motor (136 t), druhý stupeň je raketový motor (36,6 t)

27,6

Stacionárne podzemné polohy

inerciálnej

Otočné komory s pevnými raketovými motormi a 4 spätné motory

Jadrová energia (7 mgt)

Nezadané do prevádzky

Minuteman (USA)

10 000

do 1 300

asi 7 km / s

34 - 36 t

Prvý, druhý a tretí stupeň - tuhá látka

1,5

Stacionárne podzemné polohy alebo mobilné železničné plošiny

inerciálnej

Deflektory v štyroch dýzach prvého stupňa motora (pravdepodobne v iných stupňoch)

Jadrová energia (1 mgt)

Nezadané do prevádzky

Thor (USA)

2 775

do 600

asi 4,5 km / s

50 t

Jednostupňový - raketový motor (68 t)

19,8

2,4

inerciálnej

Odklonené spaľovacie komory pre raketové motory na kvapalné palivo a 2 jednosmerné motory (na reguláciu v konečnej časti a stabilizáciu telesa proti rotácii)

Jadrová energia (4 mgt)

Nosový kužeľ klesá podzvukovou rýchlosťou, stabilizovanou šiestimi dýzami

Jupiter (USA)

2 775

do 600

asi 4,5 km / s

50 t

Jednostupňový - raketový motor (68 t)

2,6

Stacionárne pozemné zariadenia

inerciálnej

Odklonené spaľovacie komory motorov na kvapalné palivo. Dýza, privádzaná výfukovými plynmi generátora plynu turbočerpadla, pôsobí ako vernierový motor a stabilizuje kryt proti rotácii

Jadrová energia (1 mgt)

Nosový kužeľ je stabilizovaný štyrmi dýzami

Polaris (USA)

2200

do 5500

asi 4 km / s

12,6 t

Prvý stupeň je tuhá pohonná látka (45 t), druhý stupeň je tuhá pohonná látka (9 t)

8,4

1,37

Z ponoriek na hladine a pod vodou a zo stacionárnych základní

Inerciálny navádzací systém projektilov a ponorkový inerciálny navigačný systém

Deflektory v štyroch dýzach prvého stupňa. V druhej etape je možné rovnaké zariadenie alebo 4 vernierové motory

Jadrová energia (1 mgt)

K palivu sa pridal práškový hliník

„Blue Stream“ (Anglicko)

4 500

do 800

asi 5,2 km / s

80 t

Jednostupňová - 2 LRE (135 t)

Stacionárne podzemné zariadenia

inerciálnej

Odchýlka kĺbových raketových motorov a dvoch vetiev na odvádzanie plynov z turbodúchadla

jadrový

Nezadané do prevádzky

Pershing (USA)

480

do 160

asi 2 km / s

16 t

Prvý a druhý stupeň - tuhá látka

Pohyblivé zariadenia

inerciálnej

Jadrová energia (1 mgt)

Raketa má nahradiť Redstone. Nezadané do prevádzky

Redstone „USA)

320

do 130

asi 1,7 km / s

27,7 t

Jednostupňový - raketový motor (34 t)

19,2

3,6

1,8

Pohyblivé zariadenia

inerciálnej

Aerodynamické a plynové kormidlá

Jadrové alebo konvenčné

„Desiatnik“ (USA)

110

do 50

asi 1 km / s

5 t

Jednostupňový - raketový motor (9 t)

2,13

0,76

Pohyblivé zariadenia

Inerciálne a rádiové povely

Aerodynamické a plynové kormidlá

Jadrové alebo konvenčné

„Seržant“ (USA)

120

do 50

asi 1 km / s

5 t

Jednostupňový - pevná pohonná látka (22,7 t)

10,4

1,8

0,7

Pohyblivé zariadenia

inerciálnej

Aerodynamické a plynové kormidlá

Jadrové alebo konvenčné

Raketa má nahradiť desiatnika. Nezadané do prevádzky

"Honest John" (USA)

do 10

asi 0,55 km / s

2,7 t

Jednostupňová - pevná pohonná látka

8,3

2,77

0,584

Samohybná nosná raketa nesená vrtuľníkom

Inštalácia štartovacieho rámu v azimute a elevácii. Stabilizácia rotácie

Rotácia štyrmi malými motormi a naklonenými kýlmi

Jadrové alebo konvenčné

"Little John" (USA)

nadzvukový

0,36 t

Jednostupňová - pevná pohonná látka

4,422

0,584

0,318

Ľahký odpaľovač vrtuľníkov

Sklopné ovládacie plochy kríža

Inštalácia štartovacieho rámu v azimute a elevácii. Gyrostabilization

Jadrové alebo konvenčné

„GAM - 87 A“ (USA)

1600

do 250 - 300

asi 4 km / s

9 t

Jedna pevná pohonná látka

Z lietadiel ako B-47, B-52 a B-58A

inerciálnej

Deflektor prúdu

Jadrová energia (4 mgt)

Balistická strela lietadla. Nezadané do prevádzky

II. Výletné strely

„Snark“ (USA)

10 000

od 300 do 15 200 m

990 km / h

28,2 t

Dva štartovacie pevné palivá (každý s hmotnosťou 59 ton), jeden hlavný prúdový motor (5,9 ton)

12,9

Pohyblivý launcher

Inertial s astronomickým korektorom gyroskopicky stabilizovanej platformy

Deflektory prúdov štartovacích motorov (počas zrýchlenia), elevóny (za letu)

Jadrová energia (do 20 mgt)

„Matador“ (USA)

800 (obmedzené schopnosťami zacielenia)

11 000 m

965 km / h

5,44 t (bez naštartovania motora)

Jedno štartovacie tuhé palivo (23 t), jeden hlavný prúdový motor (2 t)

12,1

8,87

1,37

Pohyblivý launcher

Pri modifikácii TM-61A - rádiopríkaz. Na TM-61S - ďalší hyperbolický rádio navigačný systém "Shanikl"

Ovládateľný stabilizátor, vychyľovacie dosky na hornom povrchu krídla

Jadrové alebo konvenčné

„Mace“ (USA)

1000

od 300 do 12 200 m

1050 km / h

6,36 t (bez naštartovania motora)

Jedno štartovacie tuhé palivo (45,4 t), jeden hlavný prúdový motor (2,36 t)

13,42

7,09

Pohyblivý launcher

Na modifikácii TM-76A - navádzací systém Atran, ktorý reprodukuje radarovú mapu oblasti, ktorá sa porovnáva s mapou na palube. Na TM-76V - inerciálny

Stabilizátor riadenia, volant

Odbočky, krídelká

jadrový

„Lacrosse“ (USA)

32 (obmedzené rozsahom systému navádzania)

transonický

1 t

Jedna pevná pohonná látka

5,86

2,7

0,52

Rádiové velenie

Pohyblivá chvostová jednotka kríža

Jadrové alebo konvenčné

"Kasser" (Francúzsko)

V závislosti od terénu

970 km / s

1 t

Dva počiatočné pevné palivá, jeden pomocný náporový prúd

3,5

Samohybná nosná raketa

Rádiové velenie

Krídla, výťahy a blatníky s kormidlami

obvyklý

III. Protilietadlové rakety

Beaumark (USA)

400

M \u003d 2,5 **

6,8 t

Jeden štartovací raketový motor alebo motor na tuhé palivo (15,9 t), dva podporné náporové motory (10,4 t)

5,54

0,88

Stacionárne základne protivzdušnej obrany

V počiatočnej fáze - podľa príkazov systému Sage. V poslednej fáze aktívne radarové navádzanie

Vychýlenie kĺbového štartovacieho motora, výťahu, kormidla a krídel

Jadrové alebo konvenčné

Začína vertikálne

Nika-Ajax (USA)

M \u003d 2,5 1

040 kg, 500 kg bez naštartovania motora

Jeden štartovací pohonný plyn, jeden udržiavací raketový motor (1,18 t)

10,8; 6.4 bez naštartovania motora

1,6

0,305

Stacionárne základne protivzdušnej obrany

Veliteľský radar

Tri hlavice s črepmi

"Nika-Hercules" (USA)

120

M \u003d 3,3 4

500 kg, 2 250 kg bez štartovacieho motora

Jeden štartovací štvorkomorový raketový motor (alebo motor na tuhé palivo), jeden pomocný tuhý pohon

12124; 8.159 bez štartovacieho motora

2,286

0,8

Stacionárne základne protivzdušnej obrany

Veliteľský radar

Ovládajte povrchy na zadných okrajoch krídla kríža

Konvenčné alebo jadrové

Nika-Zeus (USA)

do 320

M \u003d 5 - 7

9,1 t

Jeden východiskový tuhý pohonný plyn (200 t), jeden pomocný tuhý pohonný plyn

15; 9 bez naštartovania, motor

Podzemné stacionárne základne protivzdušnej obrany

Príkazový radar a cieľové navádzanie

jadrový

Vo vývoji

"Tatar" (USA)

M \u003d 2,5

680 kg

4,6

1,04

Z povrchových lodí

V poslednej fáze pomocou rádiolokátora a poloaktívneho navádzacieho systému

obvyklý

Nezadané do prevádzky

Talos (USA)

100

M \u003d 2,5

3 175 kg, 1 400 kg bez štartovacieho motora

Jeden východiskový pevný pohonný plyn, jeden pomocný náporový prúd

9,3; 6,25 (bez štartovacieho motora)

2,84

0,76

Od krížnikov

Radarovým lúčom a poloaktívnym systémom navádzania radaru v poslednej fáze (pre rakety s konvenčnými výbušninami)

Konvenčné alebo jadrové

V prípade jadrového náboja nedochádza k navádzaniu. Jeden krížnik Galveston je vyzbrojený raketami Talos

"Teriér" (USA)

M \u003d 2,5

1 300 kg, 500 kg bez štartovacieho motora

Jeden východiskový pevný hnací plyn, jeden udržiavací pevný hnací plyn

8,05; 4.5 (bez štartovacieho motora)

1,17

0,33

Od krížnikov, torpédoborcov a pobrežných zariadení

Radarovým lúčom

Pohyblivé krídlo kríža

obvyklý

Hawk (USA)

od 30 do 115 00 m

M \u003d 2

579 kg

Jedna raketa na pevné palivo so štartovacím a udržiavacím stupňom náporu

5,11

1,245

0,356

Z mobilných jednotiek prepravovaných lietadlami a helikoptérami

Príkazový radar a poloaktívny navádzací radarový systém

Kormidlo na koncových okrajoch krídla kríža

obvyklý

Raketa je určená na boj proti lietadlám s nízkym letom

"Bloodhound" Mk-1 (Anglicko)

Niekoľko desiatok kilometrov

M \u003d 2

2 000 kg, 1135 kg bez štartovacích motorov

Štyri štartovacie pevné palivá, dva podporné náporové motory

7,7; 6,77 (okrem štartovacích motorov)

2,869

0,546

Stacionárna základňa protivzdušnej obrany

Rotácia štartovacej doštičky v azimutovom a elevačnom a poloaktívnom radarovom navádzacom systéme

Oddelené alebo súčasné vychýlenie pohyblivých krídel

obvyklý

Red Eye (USA)

5 kg

1,14

0,075

Infračervené navádzanie

obvyklý

Určené na obranu vojakov na bojisku pred nízko letiacimi lietadlami

IV. Protitankové náboje

Vigilent (Anglicko)

1,6

560 km / h

12 kg

Jeden masívny raketový motor s dvoma stupňami náporu

0,9

0,279

0,114

Prenosná inštalácia

Kancelária drôtom

Ovládajte povrchy na zadných okrajoch krídla kríža. Projektil sa pomaly otáča za letu

Brnenie-piercing poplatok

Nevstúpili do služby

"Pye" R. V. (Anglicko)

1,6

Jeden masívny raketový motor s dvoma stupňami náporu

1,524

0,71

0,152

Z inštalácií vozidla alebo zo zeme

Kancelária drôtom

Priehyb trysky

Brnenie-piercing poplatok

Nevstúpili do služby

S. S. 10 „Nord“ (Francúzsko)

1,6

290 km / h

15 kg

Jeden masívny raketový motor s dvoma stupňami náporu

0,86

0,75

0,165

Od automobilových inštalácií, vrtuľníkov a lietadiel

Kancelária drôtom

Vibračné spojlery na zadných okrajoch krídla kríža

Náboj s pancierovaním (pre pancierovanie do 400 mm)

S. S. 11 „Nord“ (Francúzsko)

3,5

do 700 km / h

29 kg

Jeden masívny raketový motor s dvoma stupňami náporu

1,16

0,5

0,165

Z terénu autá, vrtuľníky a lietadlá

Kancelária drôtom

Vibračný deflektor prúdu výfukových plynov v druhom stupni, ktorý vytvára asymetriu ťahu v požadovanom smere. Projektil sa pomaly otáča za letu

Náboj s pancierovaním (pre pancierovanie do 510 mm)

Davy Crockett (USA)

3,2

Jedna pevná pohonná látka

1,5

0,15

S manuálnou inštaláciou bazooka

Jadrová energia (menej ako 1 kt)

Nevstúpili do služby

V. Strely lietadiel

Hound Dog (USA)

asi 500 km

18 000 m

2125 km / h

4500 kg

Jeden prúdový motor (3,4 t)

12,8

3,66

Od strategických bombardérov B-52S a B-52H

inerciálnej

Ovládacie plochy na prove (vzor kačíc), krídelká a kormidlo

Jadrová energia (2 mgt)

Bulpup (USA)

8 (závisí od viditeľnosti strely a cieľa)

2 250 km / h

260 kg

3,4

1,1

0,3

Z lietadiel založených na nosičoch alebo taktických lietadlách

Rádiové povely z lietadla pri vizuálnom sledovaní projektilu pomocou indikátorov

Ovládacie plochy na prove (vzor kačice)

obvyklý

Quayle (USA)

320

Nadmorská výška sa rovná letovej nadmorskej výške dopravného lietadla

966 km / h

500 kg

Jeden prúdový motor (1,1 t)

4,04

1,68

Od strategických bombardérov B-47 a B-52

Rádiové príkazy z lietadla alebo pomocou autopilota s predbežným programom

Kormidlá a Elevons

nie

Projektil je nosičom zariadení na rušenie. Nevstúpili do služby

„Blue Steel“ (Anglicko)

asi 600

Malé až 27 km

1 700 km / h (pri potápaní M-2 a viac)

6 800 kg

Jeden dvojkomorový raketový motor (8 t)

4,1

Od atentátnikov Victor a Vulcan

inerciálnej

Ovládacie plochy na prove, krídla a kormidlo

jadrový

Nevstúpili do služby

Vi. Vzduchové bojové nádrže

Eagle (USA)

50 - 160 (podľa iných zdrojov - 320)

M \u003d 3

900 kg

Jeden raketový motor alebo pevná pohonná látka

4,5

0,35

Z podzvukového stíhacieho lietadla (typu „Missailier“)

Radarové diaľkové ovládanie z nosného lietadla alebo zo zeme. V poslednej fáze (od 16 km) - aktívny radarový navádzanie

jadrový

Nevstúpili do služby

Falcon (USA)

M \u003d 2,5

68 kg

Jedna pevná pohonná látka

2,17

0,66

0,164

Z bojových lietadiel

Modifikácia GAR-3 je poloaktívny radarový navádzací systém. GAR-4-

Ovládajte povrchy na zadnom okraji krídla kríža

obvyklý

Sidewinder (USA)

5 (v závislosti od poveternostných podmienok)

M \u003d 2,5

70 kg

Jedna pevná pohonná látka

2,87

0,508

0,122

Z bojových lietadiel

Infračervený navádzací systém

Krížové ovládacie plochy v prove (kačica)

obvyklý

Sparrow (USA)

M \u003d 2,3

172 kg

Jeden raketový motor (predinštalovaný)

3,6

1,0

0,228

Od bojovníkov na nosiči

Poloaktívny radarový navádzací systém

Krížový perie

obvyklý

Firestreak (Anglicko)

6,4

15 000

M \u003d 2

136 kg

Jedna pevná pohonná látka

3,182

0,747

0,22

Z bojových lietadiel

Infračervený navádzací systém

Krížové riadiace plochy Zadné

obvyklý

„A. A. 20“ (Francúzsko)

M \u003d 1,7

134 kg, 144 kg (projektil proti pozemným cieľom)

Jeden masívny raketový motor s dvoma stupňami náporu

2,6

0,8

0,25

Z bojových lietadiel

Navádzací systém rádiového zabezpečenia (pilot vidí strela na stopovacích zariadeniach)

Vibračné reaktívne deflektory pre asymetrický ťah

obvyklý

Počas letu sa projektil otáča

* (Uvedené údaje sa požičiavajú od zahraničnej tlače (hlavne od „letu“ č. 2602 a 2643). Prázdne miesta neuvádzajú žiadne zverejnené informácie.)

AERODYNAMICKÉ VYKUROVANIE

Ohrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vzduchom alebo iným plynom. A. n.– dôsledok skutočnosti, že molekuly vzduchu, ktoré útočia na telo, sú inhibované v blízkosti tela. Ak sa let vykonáva nadzvukovým zvukom. rýchlosť, spomalenie nastane predovšetkým v rázovej vlne, ktorá sa vyskytuje pred telom. K ďalšiemu spomaleniu molekúl vzduchu dochádza priamo na samom povrchu tela, vrátane napr. hraničná vrstva. Keď je prietok molekúl vzduchu spomalený, zvyšuje sa energia ich chaotického (tepelného) pohybu, to znamená, že sa zvyšuje teplota plynu v blízkosti povrchu pohybujúceho sa telesa. Max. temp-pa, na ktorý sa môže plyn zohriať v blízkosti pohybujúceho sa telesa, je blízko tzv. Temp \u003d spomalenie: T0 \u003d Tn + v2 / 2cp, kde Tn je vstupná teplota vzduchu-pa, v je rýchlosť letu tela, porovnaj. tepelná kapacita plynu pri konštantnej hodnote. Tlak. Takže napríklad pri lietaní nadzvukový. lietadla s trojnásobnou rýchlosťou zvuku (približne 1 km / s), rýchlosť spomalenia pa je približne. 400 ° C a pri vchode do vesmíru. aparát do zemskej atmosféry z 1. kozmu. rýchlosť (približne 8 km / s), teplota brzdenia dosiahne 8000 ° C. Ak v prvom prípade to trvá dosť dlho. za letu môže byť teplota pa lietadla blízko teploty spomalenia, potom v druhom prípade povrchu priestoru. Zariadenie sa nevyhnutne začne zrútiť kvôli neschopnosti materiálov odolávať takým vysokým teplotám.

Z oblastí s nárastom. teplo-rojové teplo sa prenáša na pohybujúce sa telo, A. n. Existujú dve formy A. n. - konvekčné a žiarenie. Konvekčné zahrievanie je dôsledkom prenosu tepla z vonkajšej „horúcej“ hraničnej vrstvy na povrch tela pomocou móla. tepelná vodivosť a prenos tepla pri pohybe makroskopicky. prvky životného prostredia. Kvantitatívne je konvekčný tepelný tok qk určený z pomeru: qk \u003d a (Te-Tw), kde Te je rovnovážna teplota-pa (limitná teplota-pa, na ktorú by sa povrch tela mohol zahriať, ak by nedošlo k odstráneniu energie), Tw - skutočná teplota povrchu a - koeficient. konvekčný prenos tepla, ktorý závisí od rýchlosti a nadmorskej výšky letu, tvaru a veľkosti tela, ako aj od ďalších faktorov. Rovnovážna teplota-pa Te je blízko brzdnej teploty. Koeficient závislosti. a z uvedených parametrov je určená režimom toku v hraničnej vrstve (laminárne alebo turbulentné). V prípade turbulentného prúdenia je konvekčné zahrievanie intenzívnejšie. Dôvodom je skutočnosť, že okrem móla. tepelná vodivosť, turbulentné pulzácie rýchlosti v hraničnej vrstve začínajú hrať dôležitú úlohu pri prenose energie.

So zvyšovaním rýchlosti letu sa zvyšuje teplota vzduchu za nárazovou vlnou a v medznej vrstve, v dôsledku čoho dochádza k disociácii a ionizácii molekúl. Výsledné atómy, ióny a elektróny sa rozptyľujú do chladnejších oblastí - na povrch tela. Tam dochádza k reverznej reakcii (rekombinácii), ktorá pokračuje s uvoľňovaním tepla. To dáva doplnok. príspevok ku konvekčnému A. n.

Po dosiahnutí letovej rýchlosti \u003d 5000 m / s, temp-pa za nárazovou vlnou dosiahne hodnoty, pri ktorých plyn začne vyžarovať energiu. V dôsledku sálavého prenosu energie z oblastí s rastúcou intenzitou. teplotný roj na povrch tela spôsobuje žiarenie. teplo. V tomto prípade najväčšiu úlohu hrá žiarenie vo viditeľných a UV oblastiach spektra. Pri lietaní v zemskej atmosfére rýchlosťou pod 1. kozmickým žiarením. v porovnaní s konvekčným je ohrev malý. V 2. kozme. rýchlosť (11,2 km / s), ich hodnoty sa približujú a pri letových rýchlostiach 13 - 15 km / sa vyššie, čo zodpovedá návratu objektov na Zem po odlete na iné planéty, hlavné. Príspevok už predstavuje žiarenie. teplo.

A. n. hrá dôležitú úlohu pri návrate vesmíru do zemskej atmosféry. zariadení. Bojovať proti A. n. lietať. zariadenia sú vybavené špeciálmi. systémy tepelnej ochrany. Existujú aktívne a pasívne metódy tepelnej ochrany. Pri aktívnych metódach sa plynné alebo kvapalné chladivo nútene dodáva na chránený povrch a preberá hlavné. časť tepla vstupujúceho na povrch. Plynné chladivo, ako to bolo, blokuje povrch pred účinkami vysokoteplotnej ext. prostredie a kvapalné chladivo, ktoré tvorí ochranný film na povrchu, absorbuje teplo vhodné pre povrch v dôsledku zahrievania a odparovania filmu, ako aj následného zahrievania pár. Pri pasívnych metódach tepelnej ochrany sa predpokladá účinok tepelného toku zo špeciálneho hľadiska. konštruované navonok. škrupina alebo špeciálna povlak nanesený na podklad. dizajnu. Radiačná tepelná ochrana je založená na vonkajšom použití. škrupina materiálu, ktorá udržuje pri vysokej teplote-pax dostatočné mechanické. sila. V tomto prípade je takmer všetok tepelný tok, ktorý sa blíži k povrchu takého materiálu, znovu emitovaný do okolitej výroby.

Najrozšírenejší v raketovom priestore. zariadenia dostali tepelnú ochranu pomocou deštrukčných vrstiev, keď je chránená konštrukcia pokrytá vrstvou špeciálneho. materiál, ktorého časť pod vplyvom tepelného toku môže byť zničená v dôsledku procesov topenia, odparovania, sublimácie a chemikálie. reakcie. V tomto prípade DOS. časť vhodného tepla sa vynakladá na vykonávanie rozkladu. fyzikálne a chemické transformácie. Ďalšie prekážky. účinok nastáva v dôsledku fúkania do ext. prostredie relatívne studených plynných produktov ničenia materiálu chrániaceho teplo. Príkladom dezintegrujúcich tepelných ochranných povlakov je laminát a iné organické plasty. a organokremičitý. spojiva. Ako prostriedok na ochranu lietadla pred A. n. tiež používali kompozity uhlík-uhlík. materiálov.

- v mestskom plánovaní - štandardný koeficient tlaku vetra alebo čelný odpor povrchu konštrukcie, budovy alebo konštrukcie, ktorým sa vynásobí vysokorýchlostný tlak vetra na získanie statického ...
Stavebný slovník
- prvá výskumná inštitúcia v Rusku, ktorá vykonáva výskum v oblasti teoretickej a experimentálnej aerodynamiky ...
Encyklopédia technológie
- výpočet pohybu lietadla ako významného bodu za predpokladu, že sú splnené podmienky rovnovážneho stavu ...
Encyklopédia technológie
- súbor opatrení a metód, ktoré na experimentálnych inštaláciách a stojanoch alebo v letových podmienkach vykonávajú modelovanie vzdušných prúdov a interakciu prúdov so skúmanými ...
Encyklopédia technológie
- oblasť vírivého toku za lietajúcim lietadlom alebo iným lietadlom ...
Encyklopédia technológie
- zvýšenie teploty telesa pohybujúceho sa vysokou rýchlosťou vo vzduchu alebo inom plyne. A. i. Je výsledkom spomalenia molekúl plynu v blízkosti povrchu tela. Takže pri vchode do kozmického ...
Prírodná veda. encyklopedický slovník
- Aerodynamická sila a moment ...
- zahrievanie telies pohybujúcich sa vysokou rýchlosťou vzduchom alebo iným plynom. A. n. - výsledok skutočnosti, že molekuly vzduchu, ktoré útočia na telo, sú spomalené v blízkosti tela. Ak sa let uskutoční s ...
Veľká sovietska encyklopédia
- ...
Dohromady. Od seba. Hyphened. Slovník, referencie
- ...
Pravopisný slovník ruského jazyka
- AERODYNAMIKA, - a dobre. Pobočka aeromechaniky, ktorá študuje pohyb vzduchu a iných plynov a interakciu plynov s telom v ich prúde ...
Vysvetľujúci slovník Ozhegova
- AERODYNAMICKÝ, aerodynamický, aerodynamický. adj. do aerodynamiky ...
Ushakovov výkladový slovník
- aerodynamické prispôsobenie. 1.rel. s podstatným menom s ňou spojená aerodynamika 2 ...
Efremova vysvetľovací slovník
- ...
Referenčný slovník pravopisu
- aerodynamika “...
Ruský slovník pravopisu
- ...
Formy slov

"AERODYNAMICKÉ VYKUROVANIE" v knihách

Vysokofrekvenčné vykurovanie

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (YOU) autora TSB

Aerodynamický moment

TSB

Aerodynamické vykurovanie

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (AE) autora TSB

Dielektrické vykurovanie

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (DI) autora TSB

Indukčné vykurovanie

TSB

Infračervené kúrenie

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (IN) autora TSB

Kúrenie kovom

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (HA) autora TSB

Aerodynamická dráha

Z knihy Veľkej sovietskej encyklopédie (SL) autora TSB

7.1.1. ODOLNÉ VYKUROVANIE

autor Tím autorov

7.1.1. ODOLNÝ TEPEL Počiatočné obdobie. Prvé experimenty s ohrevom vodičov s elektrickým prúdom sa datujú do 18. storočia. V roku 1749, B. Franklin (USA), pri štúdiu vypúšťania Leydenovej nádoby, objavil ohrev a roztavenie kovových drôtov a neskôr