В таблице запишите три значения f =10, 11,12, и три значения d = 30, 33, 36. Единица измерения 1 мм = 10-3 м. Для этих результатов считаем всю работу. Погрешности не считаем.
Нагрев самолета в полете происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и от тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твердым телом (самолетом, двигателем). Второе явление типично для всех самолетов, и связано оно с повышением температуры элементов конструкции двигателя, воспринимающих тепло от воздуха, сжатого в компрессоре, а также от продуктов сгорания в камере и выхлопной трубе. При полете с большими скоростями внутренний нагрев самолета происходит также и от воздуха, тормозящегося в воздушном канале перед компрессором. При полете на малых скоростях воздух, проходящий через двигатель, имеет относительно низкую температуру, вследствие чего опасный нагрев элементов конструкции планера не происходит. При больших скоростях полета ограничение нагрева конструкции планера от горячих элементов двигателя обеспечивается посредством дополнительного охлаждения воздухом низкой температуры. Обычно используется воздух, отводимый от воздухозаборника с направляющей, отделяющей пограничный слой, а также воздух, захватываемый из атмосферы с дополнительных заборников, размещенных на поверхности гондолы двигателя. В двухконтурных двигателях для охлаждения используется также воздух внешнего (холодного) контура.
Таким образом, уровень теплового барьера для сверхзвуковых самолетов определяется внешним аэродинамическим нагревом. Интенсивность нагрева поверхности, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. При малых скоростях этот нагрев так незначителен, что повышение температуры может не приниматься во внимание. При большой скорости воздушный поток обладает высокой кинетической энергией, в связи с чем повышение температуры может быть значительным. Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя.
31 г
Объяснение:
дано:
m(спирта) = 60 г
t(1) = 20 градусов Цельсия
t(2) = 70 градусов Цельсия
найти:
m(воды)
Q(спирт) = лямбда(спирт) × m(спирт),
лямбда(спирт) - удельная теплота плавления спирта,
по справочнику:
лямбда(спирт) = 1,1 × 10^5 Дж/кг
Q(спирт) - количество теплоты, которое мы получим, спалив спирт.
Именно его мы и потратим на нагревание воды,
Q(спирт) = Q(вода)
Q(вода) = c(вода) × m(вода) × (t(2) -t(1)),
c(вода) - удельная теплоемкость воды,
по справочнику:
c(вода) = 4,2 × 10^3 Дж /(кг × градус Цельсия)
тогда выводим общую формулу:
Q(вода) = c(вода) × m(вода) × (t(2) -t(1))
m(вода) = Q(вода) / ( c(вода) × (t(2) -t(1)) )
m(вода) = Q(спирт) / ( c(вода) × (t(2) -t(1)) )
m(вода) = ( лямбда(спирт) × m(спирт) ) / ( c(вода) × (t(2) -t(1)) )
подставляем значения,
но сначала переведем граммы в килограммы:
1 г = 10^(-3) кг
60 г = 60 × 10^(-3) = 6 × 10^(-2) кг
m(вода) = ( 1,1 × 10^5 × 6 × 10^(-2) ) / ( 4,2 × 10^3 × (70-20) ) = (6,6 × 10^3) / (4,2 × 10^3 × 50) = (6,6 × 10^3) / (210× 10^3) = 0,031 кг = 31 г
проверим размерности:
( Дж/кг × кг ) / ( (Дж/(кг×градус Цельсия) × (градус Цельсия) ) = Дж / (Дж/кг) = Дж × (кг/Дж) = кг
Увеличивается.
Нагрев самолета в полете происходит главным образом по двум причинам: от аэродинамического торможения воздушного потока и от тепловыделения двигательной установки. Оба эти явления составляют процесс взаимодействия между средой (воздухом, выхлопными газами) и обтекаемым твердым телом (самолетом, двигателем). Второе явление типично для всех самолетов, и связано оно с повышением температуры элементов конструкции двигателя, воспринимающих тепло от воздуха, сжатого в компрессоре, а также от продуктов сгорания в камере и выхлопной трубе. При полете с большими скоростями внутренний нагрев самолета происходит также и от воздуха, тормозящегося в воздушном канале перед компрессором. При полете на малых скоростях воздух, проходящий через двигатель, имеет относительно низкую температуру, вследствие чего опасный нагрев элементов конструкции планера не происходит. При больших скоростях полета ограничение нагрева конструкции планера от горячих элементов двигателя обеспечивается посредством дополнительного охлаждения воздухом низкой температуры. Обычно используется воздух, отводимый от воздухозаборника с направляющей, отделяющей пограничный слой, а также воздух, захватываемый из атмосферы с дополнительных заборников, размещенных на поверхности гондолы двигателя. В двухконтурных двигателях для охлаждения используется также воздух внешнего (холодного) контура.
Таким образом, уровень теплового барьера для сверхзвуковых самолетов определяется внешним аэродинамическим нагревом. Интенсивность нагрева поверхности, обтекаемой потоком воздуха, зависит от скорости полета. При малых скоростях этот нагрев так незначителен, что повышение температуры может не приниматься во внимание. При большой скорости воздушный поток обладает высокой кинетической энергией, в связи с чем повышение температуры может быть значительным. Касается это равным образом и температуры внутри самолета, поскольку высокоскоростной поток, заторможенный в воздухозаборнике и сжатый в компрессоре двигателя, приобретает настолько высокую температуру, что оказывается не в состоянии отводить тепло от горячих частей двигателя.