Temperatura do ar local
Em aeronaves rápidas, o aquecimento máximo é no ponto de estagnação. Aqui a energia cinética do fluxo é completamente convertida em pressão, que aquece o ar e, consequentemente, a estrutura. Devido à baixa velocidade local e à alta pressão no ponto de estagnação e próximo dele, a taxa de transferência de calor também é alta, aumentando a carga de calor.
A fórmula para a temperatura do ponto de estagnação $ T_s $ de um gás ideal da temperatura $ T _ {\ infty} $ acertando um objeto com o número Mach Ma é $$ T_s = T _ {\ infty} + T _ {\ infty } \ cdot \ frac {(\ kappa-1) \ cdot Ma ^ 2} {2} $$
Para o ar, a proporção de calores específicos $ \ kappa $ é 1,4. A ponta do nariz da fuselagem de um avião voando a Mach 0,85 verá a temperatura do ar subir 14,45%. Se o ar em altitude tiver uma temperatura de 220 ° K (-53,15 ° C), a temperatura do ar no ponto de estagnação será de 251,8 ° K (-21,36 ° C).
Mas depois do ponto de estagnação, o ar vai acelerar e se tornar mais rápido que a velocidade de vôo. Agora, a pressão e, conseqüentemente, a temperatura precisam cair o suficiente para estimular o fluxo a permanecer fixo e seguir a curvatura da fuselagem dianteira. Essa aceleração irá resfriar o ar, então o fluxo logo acima do pára-brisa será mais frio do que o ar ambiente.
Ao longo da parte cilíndrica da fuselagem, encontramos novamente a velocidade de vôo, mas agora o atrito vai mudar a temperatura perto da parede. Novamente a energia cinética é convertida, mas o aquecimento é causado por atrito. Veja os gráficos da camada limite abaixo:
Camada limite friccional e térmica (foto fonte )
A temperatura próxima à parede agora é chamada temperatura de recuperação e é diferente da temperatura do ponto de estagnação porque existe uma componente de velocidade pequena normal à superfície que leva um pouco do calor. A temperatura do ar depende da razão entre a difusão viscosa e a difusão térmica, que é expressa pelo Prandtl number Pr . Se Pr > 1, a temperatura do ar na parede é superior à temperatura de estagnação e para Pr <1, é mais frio. O número de ar Prandtl é 0,72, então o ar ao redor da fuselagem é ligeiramente mais frio que a temperatura de estagnação.
Temperatura da fuselagem
A temperatura da fuselagem é determinada pelo equilíbrio entre a condutividade térmica, radiação e convecção .
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Condutividade: Aqui é importante o quanto a temperatura interna da fuselagem pode aquecer a pele. A temperatura da cabine é provavelmente em torno de 20 ° C, portanto, pode ser esperado algum aquecimento. No entanto, uma vez que a maioria dos aviões tem esteiras de isolamento entre a pele externa e os painéis internos da parede, a condutividade interna não é dominante e provavelmente aumentará a temperatura da pele em alguns graus ou menos. A baixa condutividade térmica do ar (0,0204 W por m² e Kelvin ) significa que o aquecimento do interior domina condutividade.
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Radiação: Como a parte superior da fuselagem está apontando para o espaço, seu orçamento de radiação de campo distante é negativo à noite e aponta para longe do sol, então a radiação irá resfriá-lo . A fuselagem inferior, no entanto, está voltada para o solo ou para as nuvens abaixo, que provavelmente são mais quentes do que o ar ambiente. A radiação não esfria muito e é mais provável que aqueça. A parte da fuselagem sob luz solar direta será significativamente mais quente novamente, dependendo de sua cor.
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Convecção: Esse é o fator dominante devido à alta velocidade de o ar ao redor da fuselagem. Aqui, o ar e a fuselagem trocam calor pela radiação de campo próximo e, como a camada de ar é reabastecida rápida e continuamente, a temperatura do ar é impressa na fuselagem.
Eu não fui ao esforço de calcular o resultado final, mas tentei listar os principais contribuintes e sua magnitude. Em geral, a temperatura da fuselagem está ligeiramente abaixo da temperatura de estagnação, e uma fuselagem escura sob luz solar intensa ou uma com pouco isolamento e um interior quente serão vários graus mais quentes que a temperatura de estagnação.