Большой Космический Обман США

[НеПрохожий]

Текстолит, такой, какой он обычно.
Мне интересно, почему он не сгорел?
Как я написал выше, почернение от температуры лишь на небольшом участке снаружи крышки.

Скорее всего этот участок был прикрыт тепловым экраном , перед приземлением он отстреливался

[Олег Владимирович Лавринович]

Текстолит, такой, какой он обычно.
Мне интересно, почему он не сгорел?
Как я написал выше, почернение от температуры лишь на небольшом участке снаружи крышки.

Текстолит там не обычный,на основе ткани из асбеста и кремнийорганического связующего сложного состава.
Пока асбестовые волокна испаряются связующее  послойно кипит,обугливается  и выделяет газ ,создавая газовую подушку ,замедляя теплопередачу в массив.
Точный состав был гос секретом.

[НеПрохожий]

Текстолит там не обычный,на основе ткани из асбеста и кремнийорганического связующего сложного состава.
Пока асбестовые волокна испаряются связующее  послойно кипит,обугливается  и выделяет газ ,создавая газовую подушку ,замедляя теплопередачу в массив.
Точный состав был гос секретом.

И однозначно , что этот участок был на стороне с минимальной тепловой нагрузкой  (это верхняя часть капсулы, противоположная основному тепловому экрану) там температура потока значительно ниже не более 1000*С Там без проблем и краска может сохранится

[НеПрохожий]

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/z-s/1960/proryv.html

Вот проблемы космического полета вкратце:


МЕТАЛЛ В КОСМОСЕ

Люди постоянно изыскивают все новые и новые материалы, необходимые для создания механизмов. В поисках источников сырья они вгрызаются в недра земли, опускаются на дно морей, ежегодно перерабатывают горы земных пород.

Рис. 2

В наши дни все химические элементы земной коры используются человеком при создании орудий машинной техники.

Наблюдая десятилетиями за работой стальных механизмов, человек сделал для себя важный вывод: металлические детали не вечны. Под влиянием нагрузок и внешней среды они приходят в негодность: изнашиваются, устают, подвергаются поверхностному разрушению.

Чтобы продлить жизнь машин, сделать их более надежными, металловеды, металлурги, физики и химики провели тысячи разнообразных испытаний. Стремясь проникнуть в тайны разрушения деталей машин под действием нагрузок и внешней среды, ученые создали науку о прочности металлов, о защите их от распространенной болезни — коррозии.

Современная промышленность и техника имеют в своем распоряжении полезный опыт по созданию надежных и работоспособных механизмов, способных работать в самых разнообразных земных условиях, в любой окружающей нас обстановке. Однако в наш космический век машины, созданные человеком, стали применяться не только в пределах земной атмосферы, но и вышли в межпланетное пространство — в царство вечного вакуума, метеоритных «дождей», в мир ливней сверхбыстрых ядерных частиц, в районы резких температурных контрастов.

Механизмы космической летательной машины работают при невероятно высоких тепловых, вибрационных и акустических нагрузках. Ведь в ракетных двигателях преобразуется за короткое время огромное количество энергии. Исторгаясь из реактивных сопел, поток раскаленных газов прежде всего воздействует на детали космического корабля. И чем выше мощность двигателей, тем тяжелее условия работы материалов, из которых строятся летательные аппараты.

Во время взлета корабля и пробивания плотных слоев воздуха обшивка его разогреется до температуры, исчисляемой сотнями градусов. Раскаленные стенки обтекаются потоком газа, распавшегося на отдельные атомы. Ясно, что взаимодействие металла с таким диссоциированным газом отличается от условий обтекания тела обычным воздухом.

Еще более необычной для материалов является окружающая среда в момент обратного входа межпланетного корабля в атмосферу Земли. В результате торможения аппарата большая часть его энергии движения трансформируется в тепло. Молекулы воздуха в пограничном слое разрушаются, и осколки молекул газа — атомы превращаются в смесь электронов, ионов и ядер атомов — плазму. Она служит источником невероятно высокого нагрева стенок корабля. Корабль на некоторое время оказывается в своеобразном огненном мешке. Даже короткое пребывание летательного аппарата в потоке плазмы оставляет глубокий след на его обшивке.

Стойкость стенок корабля в этих условиях во многом зависит от количества газовых пузырьков в материале обшивки. Чем это объяснить? При выплавке металлов и сплавов широко применяются очистка их от газов методом плавки в вакууме. Когда над ванной с растворенным металлом создают безвоздушное пространство, металл начинает бурно «кипеть». Это выходят из него газы. Теперь представьте себе, что носовой конус космического корабля был сделан из сплава, содержащего в себе большое количество газов. При входе в верхние слои атмосферы, где фактически имеется такой же вакуум, как и над ванной в электропечи, оплавляющийся носовой конус буквально закипит, освобождаясь от газов. Ясно, что оболочку аппарата лучше изготовлять из материалов, свободных от растворенных газов. В этом случае конус будет оплавляться спокойнее и выдержит высокий нагрев более продолжительное время.

Но не только вакуум и резкие смены температур характерны для условий, в которых применяются материалы космической техники. За пределами атмосферы межпланетный корабль попадает под ливень космических частиц — ядер водорода. Зонтом для космонавта в этом ливне явятся прежде всего стенки корабля. Но насколько стойкими будут они при длительном космическом облучении, наукой достоверно еще не установлено.

Материалы для корпуса межпланетного корабля, помимо всего прочего, должны надежно предохранять экипаж от космического вакуума, хорошо противостоять эрозии при бомбардировке обшивки космической пылью и даже выдерживать удары мелких метеоритов...

Какие же металлы самые стойкие в этих необычных условиях? — вот проблема, над решением которой работают ученые многих стран.
Этого американцы постановщики шоу не знали!

[НеПрохожий]

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/obert/puti/12.html?reload_coolmenus
Оберт Г. «Пути осуществления космических полетов»
Глава XI
ПРИЗЕМЛЕНИЕ

Принятые обозначения
h — толщина воздушного слоя, необходимого для торможения.
p — параметр траектории полета ракеты для межпланетных полетов.
p — давление воздуха после сжатия.
p0 — давление воздуха до сжатия.
r — радиус Земли.
s — высота над поверхностью Земли.
t — кажущаяся температура воздуха, обусловленная движением.
v — скорость.
H — 7300 - 7400 м [см. формулу (34)].
L — сопротивление воздуха.
Q — количество подведенного тепла.
S — количество тепла, отданного излучением.
T — абсолютная температура.
T1 — абсолютная температура после сжатия.
T0 — абсолютная температура до сжатия.
β — барометрическое давление.
βS — давление воздуха на высоте S.
θ — абсолютная температура тела, нагретого вследствие трения в воздухе.
k — отношение между удельными теплоемкостями при постоянном давлении и постоянном объеме.
μ — масса 1 м³ в технических единицах.
ρ — радиус-вектор (проведенный к центру Земли).
α — постоянная излучения в законе Стефана-Больцмана.
τ — истинная температура воздуха.
φ — угол между радиусом-вектором р и избранным неподвижным направлением..
При падении метеоритов можно наблюдать следующие явления.

1. Метеоритные тела достигают Земли не с космической, а лишь с земной скоростью. Это объясняется тем, что сопротивление воздуха растет пропорционально квадрату скорости и так велико, что небольшие тела могут достичь поверхности Земли лишь со скоростями, не превышающими самое большее нескольких сотен метров в секунду.

2. Метеориты накаливаются при прохождении зоны, лежащей на высоте примерно между 100 и 75 км (вероятно, вследствие того, что их кинетическая энергия превращается в тепло в результате сопротивления воздуха). Упавшие метеориты раскалены по поверхности, внутри же они холодны; на их поверхности видны ясные следы того, что внешний слой был расплавлен и сдут воздухом. Большие метеориты всегда имеют светящийся хвост, который часто можно видеть еще долгое время после того, как сам метеорит уже исчез из вида. Однажды удалось наблюдать хвост, который оставался видимым свыше часа. Цвет этого хвоста соответствовал цвету раскаленных паров железа или раскаленных щелочных металлов. Это позволяет предположить, что хвост состоит из тех же веществ, что и само метеоритное тело, т.е. что он в действительности представляет собою сорванный верхний слой метеоритного тела. Спектроскопическое исследование хвостов является, конечно, исключительно трудной задачей, так как в большинстве случаев они видимы лишь в течение нескольких секунд, и, насколько нам известно, в настоящее время еще нет достаточно надежных спектроскопических исследований метеоритных хвостов.

3. Основываясь на непосредственных наблюдениях, можно утверждать, что светящиеся метеоритные тела имеют температуру от 10 000 до 30 000°. Если бы температура метеоритных тел была ниже, то можно было бы наблюдать лишь метеориты весьма больших размеров и на Землю часто падали бы метеориты различной величины. Кроме того, трудно было бы объяснить, почему в периоды так называемых звездных дождей, которые часто бывают весьма интенсивными, на Землю в большинстве случаев не падает ни один метеорит. С другой стороны, если температура метеоритных тел была бы выше 30 000°, то они светились бы гораздо ярче, чем это наблюдается в действительности. Известен, однако, случай падения метеорита весом 63 кг, который светился так ярко, что его можно было видеть в светлый день. Этот метеорит, несомненно, имел температуру свыше 40 000°.

Оберт или переводчик не совсем точен. Метеорит сам не мог иметь такую температуру, это температура плазмы, соприкасающейся с метеоритом

[НеПрохожий]

Указанные температуры представляют собой так называемые эффективные температуры (т.е. температуры, которые должно иметь твердое, абсолютно черное тело при свечении с данной яркостью). Какую же температуру имеют метеоритные тела в действительности, собственно говоря, неизвестно. Можно лишь утверждать, что их действительная температура несколько выше эффективной, но для наших расчетов и не требуется такой точности.

При вычислении температуры, которую достигает воздух на вогнутой стороне парашюта, мы исходим из следующего предположения*. Массе воздуха, которую встречает парашют, сообщается столько тепла и кинетической энергии, сколько кинетической энергии теряет ракета вследствие торможения. При этом необходимо также учесть энергию, излучаемую нагретым воздухом. Если воздушный поток полностью задерживался бы парашютом и не раскалялся бы, то его температуру можно было бы легко вычислить; но нагретый воздух должен излучать много тепла, кроме того, неизвестно, какая часть энергии движения воздуха в действительности теряется. Допустим, что она составляет 99%. Однако это допущение является в высшей степени произвольным. Таким образом приведенный расчет не может ни в малейшей степени претендовать на научную точность.

Можно также исходить из другого предположения, — что при набегании воздушного потока на тело в точках встречи (остановки) воздух нагревается вследствие превращения энергии его движения в тепловую

Как известно, техническая единица массы весит 9,81 кг. Чтобы нагреть 1 кг воздуха на 1°, необходимо затратить 0,24 ккал; 1 ккал соответствует работе 426 кгм. Таким образом, для того чтобы нагреть техническую единицу массы на 1°, требуется 1000 кгм. Если воздух движется со скоростью v, то каждая единица массы обладает кинетической энергией v²/2 кгм. Таким образом набегающий воздух, теряя свою скорость перед телом, нагревается на v²/2000 °С.

В научной литературе часто встречается формула


где Т — темепратура снаряда или метеоритного тела, а τ — температура воздуха. Но в применении к метеоритам эта формула дает слишком высокие значения температуры, так как в ней не учитывается поглощение теплового излучения воздухом.

[НеПрохожий]

Если обозначить температуру метеорита через θ, то по закону Стефана-Больцмана переход тепла для единицы поверхности определится, как известно, формулой

Здесь, коночно, предполагается, что закон Стефана-Болыщана выполняется для паров металлов при θ°.

Рассмотрим абсолютно черное тело, для которого этот закон безусловно выполняется.

По Курлбауму, постоянная σ для абсолютно черного тела имеет следующую величину:

σ = 5,32·10-12 вт см-2 град-4

В наших расчетах можно с достаточной точностью положить σ = 5·10-12, даже если наше тело будет значительно менее «черным», так как излучающие поверхности больше, чем их проекция в направлении движения; таким образом обе ошибки должны взаимно компенсироваться. Поскольку величиной τ-4 можно пренебречь по сравнению с θ-4, то окончательно получим:

S = 5·10-12 θ-4 вт см-2          (177)

Вамслер и Гинлейн нашли для теплообмена между отвесной металлической стенкой и покоящимся воздухом при малых разностях температур следующую формулу:

Q = 3,5·-4(t - θ) вт см-2          (178)

где t — температура воздуха, т.е. в нашем случае

Если v очень велико, то можно пренебречь величиной τ и положить t = v²/2000.

[НеПрохожий]

Согласно данным, приведенным в справочнике Хютте, теплообмен пропорционален корню квадратному из плотности воздуха, т.е. обратно пропорционален корню квадратному из абсолютной температуры* и прямо пропорционален корнк квадратному из давления воздуха. При больших разностям температур в формулу должен войти еще один множитель, ко торый по Нуссельту пропорционален 4√(θ-τ). Однако мы считаем, что этот множитель может появиться лишь при некоторых явлениях в воздушном потоке, которые нас не интересуют, так как в рассматриваемом нами случае не имеют места.

Следовательно, при расчете нагревания метеоритов от встречного потока воздуха необходимо вместо истинного показания барометра брать корень квадратный из этого числа, но, с другой стороны, количество подводимого тепла необходимо положить пропорциональным числу молекул, которые действительно сталкиваются с метеоритом. Если s — высота метеорита над поверхностью Земли, β — давление воздуха на рассматриваемой высоте, а β0 — давление воздуха у земли, то, согласно (94)

причем Н следует положить равным 7,4 км. Отсюда получим


исло молекул, сталкивающихся с метеоритом, пропорционально скорости, причем среднюю скорость молекул воздуха можно считать равной скорости звука. Поэтому число молекул, ударяющихся о метеорит, летящий со скоростью и, относится к числу молекул, ударяющихся о неподвижную стенку, как √(330² + v²) : 330. При v >> 330 м/сек это отношение можно принять равным v/300.

На этот коэффициент следует умножить правую часть уравнения (178). Наконец, необходимо допустить, что передача тепла обратно пропорциональна корню квадратному из абсолютной температуры, т.е. умножить правую часть нашего уравнения на √288/τ. В результате получим:

где θ — абсолютная температура метеорита.

Для того чтобы определить, как сильно нагреется метеорит, необходимо приравнять величину Q из этой формулы величине S из формулы (177), и тогда получим:

Если применить эту формулу для определения температуры метеорита, летящего со скоростью 36 км/сек, то получим значение, в 5 — 7 раз меньшее действительного.

[НеПрохожий]

Оберт берет скорость звука 330 метров в секунду но на высоте 60 км это порядка 300 метров в секунду. Ошибка не принципиальная и не в пользу американцев.

Отсюда можно заключить, что передача тепла должна быть значительно больше, чем мы приняли (примерно в тысячу раз), и правую часть формулы необходимо умножить еще на коэффициент, который при 0° равен единице, а при θ = 20 000° равен 1000. В качестве простейшего коэффициента такого вида кожно предложить выражение (θ—253°)·1/20. Но для промежуточных значений θ этот коэффициент, вероятно, слишком велик и целесообразнее было бы подобрать выражение, которое вначале, как в формуле Нуссельта, пропорционально корню четвертой степени из t°, а затем начинает расти быстрее, так что при t = 20 000° оно принимает значение 1000. Однако мы считаем, что наши расчеты не нуждаются в такой точности.

Так как в действительности мы можем сказать лишь кое-что о наблюдаемых излучениях, а об истинной температуре метеоритных тел мы не делали никаких предположений, то следует заключить, что & есть эффективная температура, т.е. та температура, которую должно было бы иметь абсолютно черное тело, светящееся с яркостью ;метеорита. Но эта температура и нужна, так как мы хотим лишь знать, какое количества тепла излучается или, вернее, какое количество тепла было-приобретено. В таком случае

При той небольшой точности, с которой производились наши расчеты, можно положить

Тогда получим:

или

Как уже было упомянуто, множитель (θ—253°)·1/20 несколько велик для ракетных скоростей, и получающуюся ошибку можно несколько скомпенсировать, если в последней формуле опустить множитель ³√5.

Тогда получим:

Поскольку θ есть эффективная температура, то теплоотдача через излучение определяется по формуле S = σθ4 и тепло Q, приобретенное вследствие трения, должно быть примерно равно этой величине.

Если плоскость расположена к воздушному потоку под углом α, то для значений углов между 45 и 90° число ударяющихся о плоскость молекул пропорционально приблизительно величине sin α; то же относится, конечно, и к приобретению тепла, и потому мы должны в этом случае положить Q = σθ4 sin α. Ошибкой, которую мы при этом, вероятно, совершаем в отношении величины α, можно здесь пренебречь. Если же плоскость движется по направлению полета, то число молекул воздуха, ударяющихся о нее, так относится к первоначальному числу, как скорость звука к скорости v. Для передачи тепла мы в этом случае получим Q' = Q330/v (скорость звука полагаем равной 330 м/сек; действительную же величину скорости звука в верхних слоях атмосферы можно определить лишь при помощи регистрирующих ракет; но если примем 330 м/сек, то ошибка не будет слишком большой, во всяком случае она не скажется сильно на результатах расчета). Для углов от 0 до 45° можно положить

Если выразить α в радианной мере, то

Если же α выразить в угловой мере, то

При этом

Это, конечно, лишь очень грубая оценка. Результат может оказаться в 10 раз больше или меньше действительного значения; но он дает по крайней мере некоторое представление о порядке величины теплопередач, с которыми нам придется иметь дело.

Температура неохлажденной поверхности, расположенной под углом α к воздушному потоку, при скоростях 5000 — 15 000 м/сек может быть определена по формуле

Приведенные выше формулы выводились так подробно лишь потому, что они, по нашему мнению, дают результаты, приближающиеся к действительности больше, чем все известные нам формулы. Существует еще теория, которая на основе термодинамических и физико-химических соображений пытается по числу и силе соударений молекул определить возникающие при этом колебания молекул метеорита. Но результат вычислений по этой теории получается больше примерно в 100 раз. Даже в предположении наличия чистой водородной атмосферы* этот результат был бы слишком велик.

Таким образом искомая температура значительно превышает для ракет 5000°. Если же необходимо предотвратить такое сильное нагревание поверхности, следует подвести достаточное количество охлаждающего вещества, чтобы оно могло отнять тепло Q'.

[НеПрохожий]

Неточности и ошибки Оберта не сильно изменили результат расчета что то подобное получают и нынешние теоретики.
Принципиальной ошибки в расчетах Оберта Г. нет

[НеПрохожий]

Но есть кое что, что Оберт не учел и это кое что опять не в пользу америкосов

[НеПрохожий]

"С увеличением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область — к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением теплоты. Это даёт дополнит. вклад в конвективный Аэродинамический нагрев "
http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_physics/ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ
"При достижении скорости полёта =5000 м/с темп-pa за ударной волной достигает значений, при к-рых газ начинает излучать энергию. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повыш. темп-рой к поверхности тела происходит радиац. нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и УФ областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже 1-й космической радиац. нагрев мал по сравнению с конвективным. При 2-й косм. скорости (11,2 км/с) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13—15 км/с и выше, соответствующих возвращению объектов на Землю после полёта к др. планетам, осн. вклад вносит уже радиац. нагрев. "
Два дополнительных понятия: конвективный аэродинамический нагрев и радиационный  нагрев
http://www.ligis.ru/effects/science/265/index.htm
С увеличением скорости движения тела температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает.

Степень аэродинамического нагрева существенно зависит от формы тела, которая учитывается путем введения аэродинамического коэффициента сопротивления Сх. Различают два вида аэродинамического нагрева: конвективный и радиационный. Конвективный нагрев - это перенос тепла из области пограничного слоя к поверхности движущегося объекта путем теплопроводности и диффузии. Радиационный нагрев - это перенос тепла за счет излучения молекул газа. Соотношение между тепловыми потоками конвекционными и радиационными зависят от скорости движения объекта. До значений первой космической скорости преобладает конвективный нагрев, при второй космической скорости (~11200м/с) конвективные и радиационные потоки примерно равны, а при скоростях более 13000 м/с преобладающим тепловым потоком становится радиационный.

[НеПрохожий]

Аэродинамический нагревРазличают два вида аэродинамического нагрева: конвективный и радиационный. … Радиационный нагрев - это перенос тепла за счет излучения молекул газа

[НеПрохожий]

Естественно такое излучение молекул газа и радиационной нагрев не понижает температуру космической капсулы при ее входе в Атмосферу

[НеПрохожий]

БСЭ:
    
Аэродинамический нагрев

Аэродинамический нагрев, нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или другом газе. А. н. — результат того, что налетающие на тело молекулы воздуха тормозятся вблизи тела.

Если полет совершается со сверхзвуковой скоростью культур, торможение происходит прежде всего в ударной волне, возникающей перед телом. Дальнейшее торможение молекул воздуха происходит непосредственно у самой поверхности тела, в пограничном слое. При торможении молекул воздуха их тепловая энергия возрастает, т. е. температура газа вблизи поверхности движущегося тела повышается максимальная температура, до которой может нагреться газ в окрестности движущегося тела, близка к т. н. температуре торможения:

T0= Тн+ v2/2cp,

где Тн — температура набегающего воздуха, v — скорость полёта тела, cp — удельная теплоёмкость газа при постоянном давлении. Так, например, при полёте сверхзвукового самолёта с утроенной скоростью звука (около 1 км/ сек) температура торможения составляет около 400°C, а при входе космического аппарата в атмосферу Земли с 1-й космической скоростью (8,1 км/сек) температура торможения достигает 8000 °С. Если в первом случае при достаточно длительном полёте температура обшивки самолёта достигнет значений, близких к температуре торможения, то во втором случае поверхность космического аппарата неминуемо начнёт разрушаться из-за неспособности материалов выдерживать столь высокие температуры.

Из областей газа с повышенной температурой тепло передаётся движущемуся телу, происходит А. н. Существуют две формы А. н. — конвективная и радиационная. Конвективный нагрев — следствие передачи тепла из внешней, "горячей" части пограничного слоя к поверхности тела. Количественно конвективный тепловой поток определяют из соотношения

qk = а(Те—Тw),

где Te — равновесная температура (предельная температура, до которой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), Tw — реальная температура поверхности, a — коэффициент конвективного теплообмена, зависящий от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от других факторов. Равновесная температура близка к температуре торможения. Вид зависимости коэффициента а от перечисленных параметров определяется режимом течения в пограничном слое (ламинарный или турбулентный). В случае турбулентного течения конвективный нагрев становится интенсивнее. Это связано с тем обстоятельством, что, помимо молекулярной теплопроводности, существенную роль в переносе энергии начинают играть турбулентные пульсации скорости в пограничном слое.

С повышением скорости полёта температура воздуха за ударной волной и в пограничном слое возрастает, в результате чего происходит диссоциация и ионизация молекул. Образующиеся при этом атомы, ионы и электроны диффундируют в более холодную область — к поверхности тела. Там происходит обратная реакция (рекомбинация), идущая с выделением тепла. Это даёт дополнительный вклад в конвективный А. н.

При достижении скорости полёта порядка 5000 м/сек температура за ударной волной достигает значений, при которых газ начинает излучать. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек)их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13—15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев.

http://www.ngpedia.ru/id168795p1.html
Радиационный нагрев


Радиационный нагрев в свою очередь делится на три вида: 1) равномерно распределенный теплообмен ( рис. 5 - 4 а), когда падающие тепловые потоки от факела ( пламени) на кладку Qr. K и на поверхность нагреваемого материала QTM равны между собой, температурное поле и излучательные свойства факела равномерны во всем объеме; 2) направленный прямой теплообмен ( рис. 5 - 4 6), когда Qr. [1]

Радиационный нагрев при температуре выше 2773 К сопровождается значительным повышением скорости испарения даже наиболее тугоплавкого вольфрама.

При этом интенсифицируется химическое взаимодействие образующихся паров с материалом образца. Индукционный нагрев, лишенный этого недостатка, позволяет проводить испытания при температуре до 4273 К. [2

[НеПрохожий]

НИКАКИХ ШАНСОВ У КАПСУЛ МЕРКУРИЙ И ДЖЕМИНИ ПРИ ВОЗВРАЩЕНИИ ИЗ КОСМОСА В АТМОСФЕРУ  НЕ БЫЛО ВООБЩЕ, НЕ ЕДИНОГО ШАНСА!

[НеПрохожий]

Без абляционного покрытия на боковых поверхностях где температура потока может достигать величин более 5000*С эти капсулы шансов не имели.
Итак минимум 5000 толщина ТИ 10-20 см стекловаты тепловой режим с такими тгемпературами три минуты. определить надо температуру внутри этой КАПСУЛЫ.

[НеПрохожий]

Вспоминаем это:
http://www.math24.ru/newtons-law-of-cooling.html
"Закон охлаждения Ньютона

В конце 17 века британский ученый Исаак Ньютон изучал охлаждение тел. Эксперименты показали, что скорость охлаждения примерно пропорциональна разнице температур между нагретым телом и окружающей средой. Этот факт можно записать в виде дифференциального уравнения:

где Q − количество теплоты, A − площадь поверхности тела, через которую передается тепло, T − температура тела, TS − температура окружающей среды, α − коэффициент теплопередачи, зависящий от геометрии тела, состояния поверхности, режима теплопередачи и других факторов.

Поскольку Q = CT, где C − теплоемкость тела, то дифференциальное уравнение можно записать как


Решение данного уравнение имеет вид:

где T0 обозначает начальную температуру тела.

Таким образом, температура тела уменьшается экспоненциально по мере охлаждения, приближаясь к температуре окружающей среды. Скорость охлаждения зависит от параметра (коэффициента теплопроводности). С увеличением коэффициента k (например, вследствие увеличения площади поверхности), тело будет охлаждаться быстрее (рисунок 1.)
процесс охлаждения при разных значениях параметра k
      
температура тела через 2 часа в зависимости от температуры окружающей среды

Рис.1

      
Рис.2

[НеПрохожий]

 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ - нагрев тел, движущихся с большой скоростью в воздухе или др.газе. А. н. неразрывно связан с аэродинамическим сопротивлением, к-рое испытывают тела при полёте в атмосфере. Энергия, затрачиваемая на преодоление сопротивления, частично передаётся телу в виде А. н. Рассмотрение физ. процессов, обусловливающих А. н., удобно провести с точки зрения наблюдателя, находящегося на движущемся теле. В этом случае можно заметить, что набегающий на тело газ тормозится вблизи поверхности тела. Сначала торможение происходит в ударной волне, образующейся перед телом, если полёт происходит со сверхзвуковой скоростью. Дальнейшее торможение газа происходит, как и при дозвуковых скоростях полёта, непосредственно у самой поверхности тела, где оно вызывается силами вязкости, заставляющими молекулы "прилипать" к поверхности с образованием пограничного слоя.

При торможении потока газа его кинетич. энергия уменьшается, что в соответствии с законом сохранения энергии приводит к увеличению внутр. энергии газа и его темп-ры. Макс. теплосодержание (энтальпия)газа при его торможении у поверхности тела близко к энтальпии торможения: , где - энтальпия набегающего потока, а - скорость полёта. Если скорость полёта не слишком высока ( м/с), то уд. теплоёмкость при пост. давлении ср может считаться постоянной и соответствующая темп-pa торможения газа может быть определена из выражения



При полёте со скоростью звука повышение темп-ры воздуха у тела составляет до 50 К; при входе в атмосферу Земли с первой космич. скоростью (7,9 км/с) T0 составляет уже ок. 8000 К, а со второй (11,2 км/с) - ок. 11000 К. Передача тепла из областей с повышенной темп-рой и приводит к А. н. движущегося тела. Существуют две формы А. н.- конвективный нагрев и радиационный.

Конвективный нагрев происходит вследствие передачи теплоты теплопроводностью из "горячей" части пограничного слоя к поверхности тела. Количественно конвективный тепловой поток qK описывается соотношением, представляющим собой модифицир. закон Ньютона для теплообмена



где Те - равновесная темп-pa (предельная темп-ра, до к-рой могла бы нагреться поверхность тела, если бы не было отвода энергии), . конвективного теплообмена, индексом отмечаются параметры на поверхности. Tе близка к темп-ре торможения и может быть определена из выражения



где r-коэфф. восстановления темп-ры (для ламинарного пограничного слоя , для турбулентного- ), T1 и М1- темп-pa и Маха число на внеш. границе пограничного слоя, -отношение уд. теплоёмкостей газа при пост. давлении и объёме, Pr - число Прандтля.

ТЕПЛООБМЕН - самопроизвольный необратимый процесс переноса теплоты, обусловленный градиентом темп-ры. В общем случае перенос теплоты может также вызываться неоднородностью полей др. физ. величин, напр. градиентом концентраций (см. Дюфура эффект ).Различают след. виды Т.: теплопроводность, конвекция, лучистый теплообмен, Т. при фазовых превращениях; на практике Т. часто осуществляется неск. видами сразу. Т. определяет или сопровождает мн. процессы в природе (напр., эволюцию звёзд и планет, метеорологич. процессы на поверхности Земли и т. д.), в технике и быту. Во мн. случаях, напр. при исследовании процессов сушки, испарит. охлаждения, диффузии, Т. рассматривается совместно с массо-обменом. Т. между двумя теплоносителями (газами, жидкостями) через разделяющую их твёрдую стенку или через поверхность раздела между ними наз. теплопередачей.
http://www.femto.com.ua/articles/part_2/4031.html

[НеПрохожий]

Физическая энциклопедия:
http://femto.com.ua/articles/part_1/0243.html
 Величина зависит от скорости и высоты полёта, формы и размеров тела, а также от нек-рых др. факторов. Подобия теория позволяет представить законы теплообмена в виде соотношений между основными безразмерными критериями - Нуссельта числом , Рейнольдса числом , Прандтля числом и температурным фактором , учитывающим переменность теплофиз. свойств газа поперек пограничного слоя. Здесь и - плотность и скорость газа, и - коэфф. вязкости и теплопроводности, L - характерный размер тела. Наиб. влияние на конвективный А. н. оказывает число Рейнольдса. В простейшем случае продольного обтекания плоской пластины закон конвективного теплообмена для ламинарного пограничного слоя имеет вид



где и вычисляются при темп-ре а для турбулентного пограничного слоя



На носовой части тела с затуплением сферич. формы ламинарный теплообмен описывается соотношением:



где re и mе вычисляются при темп-ре Tе. Эти ф-лы могут быть обобщены и на случай расчёта теплообмена при безотрывном обтекании тел более сложной формы с произвольным распределением давления. При турбулентном течении в пограничном слое происходит интенсификация конвективного А. н., связанная с тем, что, помимо молекулярной теплопроводности, существ. роль в переносе энергии нагретого газа к поверхности тела начинают играть турбулентные пульсации.

При теоретич. расчёте А. н. аппарата, летящего в плотных слоях атмосферы, течение около тела можно разбить на две области - невязкую и вязкую (пограничный слой). Из расчёта течения невязкого газа во внеш. области определяется распределение давления по поверхности тела. Течение в вязкой области при известном распределении давления вдоль тела может быть найдено путём численного интегрирования ур-ний пограничного слоя или для расчёта А. н. могут быть использованы разл. приближённые методы.

Никаких шансов для американских "космических" аппаратов без абляционной защиты с надписями, краской и наклейками.
Вернемся к теплообмену и теплопередаче в  стенке "космического" аппарата США:

http://www.femto.com.ua/articles/part_2/4033.html