Celková teplota vzduchu - Total air temperature

Tento článek obsahuje seznam obecných Reference, ale zůstává z velké části neověřený, protože postrádá dostatečné odpovídající vložené citace. Prosím pomozte zlepšit tento článek představuji přesnější citace. (Březen 2011) (Zjistěte, jak a kdy odstranit tuto zprávu šablony)

V letectví stagnační teplota je známý jako celková teplota vzduchu a měří se teplotní sondou namontovanou na povrchu letadla. Sonda je navržena tak, aby umožňovala odpočinek vzduchu vzhledem k letadlu. Když je vzduch přiveden k odpočinku, Kinetická energie je převeden na vnitřní energie. Vzduch je stlačený a zažívá adiabatický zvýšení teploty. Proto je celková teplota vzduchu vyšší než teplota statického (nebo okolního) vzduchu.

Celková teplota vzduchu je základním vstupem do počítač s daty o vzduchu aby bylo možné vypočítat statickou teplotu vzduchu a tím i skutečná rychlost.

Vztah mezi statickou a celkovou teplotou vzduchu je dán vztahem:

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

kde:

${ displaystyle T_ {s} =}$ statická teplota vzduchu, SAT (kelvinů nebo stupně Rankin )

${ displaystyle T _ { mathrm {celkem}} =}$ celková teplota vzduchu, TAT (kelviny nebo stupně Rankine)

${ displaystyle M_ {a} =}$ Machovo číslo

${ displaystyle gamma = ,}$ poměr specifických ohřevů, přibližně 1400 pro suchý vzduch

V praxi nebude sonda celkové teploty vzduchu dokonale obnovovat energii proudění vzduchu a nárůst teploty nemusí být zcela způsoben adiabatickým procesem. V tomto případě může být zaveden empirický faktor zotavení (menší než 1), který kompenzuje:

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

Kde:

E = faktor zotavení (také uvedeno C_t)

Typické faktory zotavení

Poměr teploměru s platinovým drátem ("zapuštěná žárovka"): E ≈ 0.75 - 0.9

Poměrový teploměr s dvojitou platinovou trubicí („sonda TAT“): E ≈ 1

Jiné notace

Celková teplota vzduchu (TAT) se také nazývá: indikovaná teplota vzduchu (IAT) nebo teplota vzduchu (RAT)
Statická teplota vzduchu (SAT) se také nazývá: venkovní teplota (OAT) nebo skutečná teplota vzduchu

Beran stoupá

Rozdíl mezi TAT a SAT se nazývá zdvih ram (RR) a je způsoben stlačitelností a třením vzduchu při vysokých rychlostech.

(2) :${ displaystyle RR _ { mathrm {total}} = TAT-SAT ,}$

V praxi je vzestup beranu pro letadla letící rychlostí (skutečnou) pod 0,2 Mach zanedbatelný

U rychlosti letu (TAS) nad Mach 0,2, protože rychlost vzduchu zvyšuje teplotu vyšší než teplota nehybného vzduchu. To je způsobeno kombinací kinetického (třecího) ohřevu a adiabatická komprese

• Kinetický ohřev. Jak se zvyšuje rychlost letu, do letadla narazilo více a více molekul vzduchu za sekundu. To způsobí nárůst teploty v sondě teploměru s přímým odečtem v důsledku tření. Protože se předpokládá, že proudění vzduchu je stlačitelné a isentropic, který je podle definice adiabatický a reverzibilní, rovnice použité v tomto článku nezohledňují třecí topení. Proto výpočet statické teploty vzduchu vyžaduje použití rekuperačního faktoru, ${ displaystyle {e}}$. Kinetické vytápění pro moderní trysky pro cestující je téměř zanedbatelné.
• Adiabatická komprese. Jak je popsáno výše, je to způsobeno přeměnou energie, nikoli přímým působením tepla. Při rychlosti vzduchu vyšší než 0,2 Mach se v teplotní sondě dálkového odečtu (sonda TAT) velmi rychle zastaví klidový proud vnějšího vzduchu, který může mít několik stovek uzlů. Energie (Specifická kinetická energie ) pohybujícího se vzduchu je poté uvolňován (přeměňován) ve formě nárůstu teploty (Specifická entalpie ). Energie nemůže být zničena, ale pouze transformována; to znamená, že podle první zákon termodynamiky, celková energie izolovaného systému musí zůstat konstantní.

Celkový kinetický ohřev a adiabatická změna teploty (způsobená adiabatickou kompresí) je Total Ram Rise.

Kombinací rovnic (1) a (2) dostaneme:

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

Pokud použijeme Machovo číslo rovnice pro suchý vzduch:

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

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

dostaneme

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

Což lze zjednodušit na:

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

používáním ${ displaystyle R_ {sp} = {C_ {p} -C_ {v}}}$

a

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

${ displaystyle a =}$ místní rychlost zvuku.

${ displaystyle gamma =}$ adiabatický index (poměr tepelných kapacit) a pro letecké účely se předpokládá, že je 7/5 = 1 400.

${ displaystyle R_ {sp} =}$ konstanta specifického plynu. Přibližná hodnota ${ displaystyle R_ {sp}}$ pro suchý vzduch je 286,9 J · kg − 1 · K − 1.

${ displaystyle C_ {p} =}$ tepelná kapacita konstantní pro konstantní tlak.

${ displaystyle C_ {v} =}$ tepelná kapacita konstantní pro konstantní objem.

${ displaystyle T_ {s} =}$ statická teplota vzduchu, SAT, měřeno v kelvinech.

${ displaystyle V =}$ skutečná rychlost letadla, TAS.

${ displaystyle e =}$ obnovovací faktor, který má přibližnou hodnotu 0,98, což je typické pro moderní sondu TAT.

Řešením (3) výše uvedených hodnot pomocí TAS v uzlech je jednoduchý jednoduchý vzorec pro vzestup beranu následující:

${ displaystyle RR _ { mathrm {total}} = { frac {V ^ {2}} {87 ^ {2}}}}$

Viz také

externí odkazy

• Měření teploty za letu
• Měření teploty na letadle
• Činnost snímače TAT a rovnice
• Účinek chyby ohřívače snímače TAT
• Vysokorychlostní let - viskózní interakce