Calculating friction force and thermal action of a jet engine jet on the inner surface of a tubular guide

Abstract

Introduction/purpose: To study the dynamics of launchers with sources of high-energy gas jets, it is relevant to calculate shear forces from the action of a high-temperature supersonic jet on the inner surface of a cylindrical channel and the temperature of the channel walls. The aim of this work is to develop a comprehensive method for calculating aerodynamic friction and heating on the inner surface of a tubular guide of a rocket. Methods/results: The research method is based on the theory of supersonic gas flows in cylindrical channels and the theory of the boundary layer. The gas jet is considered continuous, stationary and axisymmetric. The system of differential equations of motion of the projectile in the guide integrates numerically over time. The flow parameters in the pipe sections are found according to the dependences of the theory of supersonic gas flows, taking into account friction losses. To calculate shear stress on the guide wall, we use the relations of the asymptotic theory of the turbulent boundary layer, the theory of turbulent spots of Emmons of the transition boundary layer, and data on the Reynolds numbers of the beginning of the laminar-turbulent transition in wind tunnels. At the same time, the differential equation for heating the thin wall of the guide in the range of contact between the surface of the guide and the jet is numerically integrated. The calculations of the distribution of flow parameters, friction force and the temperature of the wall of the tubular guide during the movement of the projectile inside the jet from the moment the engine is started to the moment the shell exits completely from the guide are performed and graphically presented. Conclusions: This method of calculating aerodynamic friction and heating on the inner surface of a tubular guide of a rocket due to a high temperature supersonic gas jet - taking into account the effects of nonisothermality, compressibility and laminar-turbulent transition in the boundary layer - can be used to study the dynamics of the launch of rockets from launchers equipped with tubular guides. Введення/мета: Для дослідження динаміки пускових установок з джерелами високоенергетичних газових струменів актуальним є розрахунок дотичних зусиль від дії високотемпературної надзвукового струменя на внутрішню поверхню циліндричного каналу і температури стінок каналу. Метою даної роботи є разработак комплексного методу розрахунку аеродинамічного тертя і нагріву на внутрішній поверхні трубчастої направляючої реактивного снаряда. Методи/результати: Метод дослідження ґрунтується на теорії надзвукових газових течій в циліндричних каналах і теорії прикордонного шару. Газовий струмінь вважається безперервним, стаціонарним і осесиметричним. Система диференціальних рівнянь руху снаряда в направляючій інтегрується чисельно за часом. Параметри потоку в перетинах труби розраховуються по залежностям теорії надзвукових газових течій з урахуванням втрат на тертя. Для розрахунку дотичного напруження на стінці направляючої використовуються співвідношення асимптотичної теорії турбулентного прикордонного шару, теорія турбулентних плям Еммонса перехідного прикордонного шару і дані про числа Рейнольдса початку ламінарно-турбулентного переходу в аеродинамічних трубах. У той же час чисельно інтегрується диференціальне рівняння нагріву тонкої стінки направляючої в інтервалі контакту поверхні направляючої зі струменем. Виконані і графічно представлені розрахунки розподілу параметрів потоку, сили тертя і температури стінки трубчастої направляючої при русі снаряда всередині напавляючої з моменту запуску двигуна і до моменту повного виходу снаряда з направляючої. Висновки: Даний метод розрахунку аеродинамічного тертя і нагріву на внутрішній поверхні трубчастої направляючої реактивного снаряда від високотемпературного надзвуковий газового струменя з урахуванням ефектів неізотермічності, стисливості, ламінарно-турбулентного переходу в прикордонному шарі, може бути використаний при дослідженні динаміки старту реактивних снарядів з пускових установок, обладнаних трубчастими направляючими.