Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Крейт Ф. -> "Основы теплопередачи" -> 9

Основы теплопередачи - Крейт Ф.

Крейт Ф., Блэк У. Основы теплопередачи — М.: Мир, 1983. — 512 c.
Скачать (прямая ссылка): osnteploper1983.djvu
Предыдущая << 1 .. 3 4 5 6 7 8 < 9 > 10 11 12 13 14 15 .. 177 >> Следующая

Яг = °Аі(Т\-Ц)> (1.21)
где Т\ — температура черного тела в Кельвинах, a T2 — температура поверхности полости в Кельвинах.
Реальные тела не являются идеальными излучателями, они излучают тепло менее интенсивно, чем абсолютно черное тело. Если они при некоторой температуре испускают на каждой длине волны одинаковую долю излучения черного тела с той же температурой, они называются серыми телами. Радиационный тепловой поток от серого тела равен еоАТ4. Результирующий тепловой поток от серого тела с температурой Т\ к окружающему его абсолютно черному телу с температурой T2 выражается формулой
Яг = оАъ{Т\-Т§9 (1.22)
где е — излучательная способность (степень черноты) серой поверхности, равная отношению потока излучения серой поверхности к потоку излучения идеального излучателя при той же самой температуре.
Пример 1.6. Рассчитать радиационный тепловой поток, испускаемый в пространство верхней поверхностью горизонтальной квадратной плоской пластины размерами 2 X 2 м с температурой 500 К и степенью черноты 0,6.
Решение. По формуле (1.20) вычислим радиационный тепловой поток от абсолютно черного тела с температурой 500 К
qr = 5,67 .10~8 . 4 . (500)4 = 14 180 Вт.
Однако, поскольку степень черноты излучающей поверхности равна 0,6, действительный тепловой поток будет равен 0,6-14 180 = 8508 Вт.
Если ни одно из двух тел не является идеальным излучателем и если тела занимают определенное геометрическое положение друг относительно друга, результирующий радиационный тепловой поток между ними определяется выражением
Яг = °а$у-2{т\-тЬ (1-23)
где Si-2 — коэффициент в соотношении для радиационного теплового потока от идеального излучателя, учитывающий степени черноты и относительное расположение реальных тел.
Во многих инженерных задачах излучение действует наряду с другими видами теплопередачи. Зачастую можно упростить решение таких задач, используя термическое сопротивление для излучения Rn Величина Rr определяется аналогично термическому сопротивлению для конвекции или теплопроводности.
Принципы теплопередачи 29
Если радиационный тепловой поток записать в виде
т_т'
<7г = -^. (1.24)
то, используя соотношение (1.23), можно получить следующую формулу для термического сопротивления:
Т\ - Т2
Xr= аД с, (J Г4ч • (1.25)
Кроме того, можно определить удельную тепловую проводимость для излучения Hr
hr =-= ш"п 1 , 2) , (1.26)
RrAx T1-T2
где T2- подходящая характерная температура, выбор которой часто диктуется уравнением конвекции.
Пример 1.7. Рассчитать удельную радиационную тепловую проводимость для небольшого сферического спая термопары, расположенного в большой абсолютно черной трубе, по которой продувается воздух. Температура трубы 300 К, температура термопары 500 К, степень черноты термопары 0,3.
Решение. Используя соотношения (1.2) и (1.26) в предположении, что характерной температурой является температура трубы Г2, получаем
«г - {А - Tt) - OB1 (Т\ + Tt) (T1 + T2) =
= 5,67 . 10~8 . 0,3 (5002 + 3003) (800) = 4,63 Вт/(м2 • град).
1.5. СЛОЖНЫЙ ТЕПЛООБМЕН
На практике тепло обычно переносится ступенчатым образом через ряд различных последовательно соединенных элементов и зачастую два механизма теплопередачи действуют параллельно. Примером такой ситуации является теплопередача от продуктов сгорания в камере ракетного двигателя через тонкую стенку к потоку охладителя в кольцевом канале с внешней стороны стенки (рис 1.12).
Продукты сгорания содержат газы СО, CO2 и H2O, которые испускают и поглощают излучение. Следовательно, в первом элементе системы тепло переносится от горячей газовой среды к внутренней поверхности стенки ракетного двигателя конвекцией и излучением, действующими параллельно. Суммарный тепловой поток q к поверхности стенки на некотором расстоянии от сопла определяется выражением
Я = Яс + Чг = hcA (T8 - Tsg) + hrA (Tg - Tsg)9 или q - (hcA + hrA) (Tg - Tsg) = ~, (1.27)
30 Глава 1
где Tg — температура горячего газа, Tsg — температура внутренней поверхности стенки, Ri = l/(hr+ Hc)A — суммарное термическое сопротивление первого элемента системы. В стационарных условиях кондуктивный тепловой поток через стенку (второй элемент системы) равен тепловому потоку, поступающему в стенку,
Я = Ян - Ц; (Tsg - Tsc) = Tsg ~ Tsc , (1.28)
где Tsc — температура поверхности стенки со стороны охладителя, #2 — термическое сопротивление второго элемента системы. После прохождения через стенку, в третьем элементе си-
Рис. 1.12. Теплопередача в ракетном двигателе.
а—физическая схема; б—тепловая цепь.
стемы, тепло передается охладителю конвекцией. Тепловой поток в этом последнем элементе выражается формулой
Я-Яс = hcA (Tsc - T0) = (Tsc - T0)IR39 (1.29)
где T0 — температура охладителя, 7?з — термическое сопротивление третьего элемента системы. Следует отметить, что через fie обозначена в общем случае удельная конвективная тепловая проводимость, но численные значения этого коэффициента для первого и третьего элементов системы зависят от многих факторов и, как правило, отличны друг от друга. Кроме того, площади поверхностей во всех трех элементах системы, по которой распространяется тепловой поток, не одинаковы. Но поскольку стенка очень тонкая, изменение площади поверхности теплообмена настолько мало, что в рассматриваемой системе им можно пренебречь.
Предыдущая << 1 .. 3 4 5 6 7 8 < 9 > 10 11 12 13 14 15 .. 177 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed