Calculating friction force and thermal action of a jet engine jet on the inner surface of a tubular guide / Расчет силового и термического воздействия струи двигателя реактивного снаряда на внутреннюю поверхность трубчатой направляющей / Proračun sile trenja i toplotnog uticaja mlaza mlaznog motora na unutrašnju površinu lansirne cevi

• Main Authors: Oleksandr M. Shyiko, Anatoly М. Pavlyuchenko, Olexii А. Obukhov
• Format: Article
• Language: English
• Published: University of Defence in Belgrade 2020-01-01
• Series: Vojnotehnički Glasnik
• Subjects: launcher; tubular guide; rocket; engine jet; boundary layer; friction force of the jet; heating the tubular guide; пусковая установка; трубчатая направляющая; ракета; реактивный двигатель; пограничный слой; сила трения струи; нагрев трубчатой направляющей; lanser; lansirna cev; raketa; mlazni motor; granični sloj; sila trenja mlaza; zagrevanje lansirne cevi
• Online Access: https://scindeks-clanci.ceon.rs/data/pdf/0042-8469/2020/0042-84692001008S.pdf
• ISSN: 0042-8469; 2217-4753

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. / Введение/цель: Для исследования динамики пусковых установок с источниками высокоэнергетических газовых струй актуальным является расчет касательных усилий от действия высокотемпературной сверхзвуковой струи на внутреннюю поверхность цилиндрического канала и температуры стенок канала. Целью данной работы является разработака комплексного метода расчета аэродинамического трения и нагрева на внутренней поверхности трубчатой направляющей реактивного снаряда. Методы/результаты: Метод исследования основывается на теории сверхзвуковых газовых течений в цилиндрических каналах и теории пограничного слоя. Газовая струя считается непрерывной, стационарной и осесимметричной. Система дифференциальных уравнений движения снаряда в направляющей интегрируется численно по времени. Параметры потока в сечениях трубы расположены по зависимостям теории сверхзвуковых газовых течений с учетом потерь на трение. Для расчета касательного напряжения на стенке направляющей используются соотношения асимптотической теории турбулентного пограничного слоя, теория турбулентных пятен Эммонса переходного пограничного слоя и данные о числах Рейнольдса начала ламинарно-турбулентного перехода в аэродинамических трубах. В то же время численно интегрируется дифференциальное уравнение нагрева тонкой стенки направляющей в интервале контакта поверхности направляющей со струей. Выполнены и графически представлены расчеты распределения параметров потока, силы трения и температуры стенки трубчатой направляющей при движении снаряда внутри напавляющей с момента запуска двигателя и до момента полного выхода снаряда из направляющей. Выводы: Данный метод расчета аэродинамического трения и нагрева на внутренней поверхности трубчатой направляющей реактивного снаряда от высокотемпературной сверхзвуковой газовой струи с учетом эффектов неизотермичности, сжимаемости, ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое, может быть использован при исследовании динамики старта реактивних снарядов из пусковых установок, оборудованных трубчатыми направляющими. / Uvod/cilj: Za proučavanje dinamike lansera sa izvorima mlazeva gasa velike energije važno je izračunati sile smicanja usled dejstva supersoničnog mlaza visoke temperature na unutrašnju površinu cilindričnog kanala i temperaturu zidova kanala. Cilj ovog rada jeste razvijanje sveobuhvatne metode izračunavanja aerodinamičkog trenja i zagrevanja na unutrašnjoj površini višecevnog raketnog lansera. Metode/rezultati: Metoda istraživanja zasnovana je na teoriji strujanja gasa pri supersoničnim brzinama u cilindričnim kanalima i na teoriji graničnog sloja. Polazi se od pretpostavke da je mlaz gasa neprekidan, stacionaran i osnosimetričan. Sistem diferencijalnih jednačina kretanja projektila u lanseru numerički se integriše s vremenom. Parametri strujanja u delovima cevi utvrđuju se u zavisnosti od teorije strujanja gasa pri supersoničnim brzinama, uzimajući u obzir gubitke zbog trenja. Da bi se izračunao napon smicanja na zidu lansera, koristili su se: odnos asimptotske teorije turbulentnog graničnog sloja, Emonsova teorija turbulentnih tačaka prelaznog graničnog sloja, kao i podaci o Rejnoldsovim brojevima početka laminarno-turbulentne tranzicije u aero-tunelima. Istovremeno se integriše diferencijalna jednačina zagrevanja tankog zida lansirne cevi u rasponu kontakata između površine lansera i mlaza. Izračunata je raspodela parametara strujanja, sila trenja i temperatura zida lansirne cevi tokom kretanja projektila od trenutka pokretanja motora do trenutka kada projektil potpuno izlazi iz lansera, što je i grafički predstavljeno. Zaključci: Uzimajući u obzir efekte neizotermičnosti i stišljivosti pri prelazu iz laminarnog u turbulentni granični sloj, ova metoda proračuna aerodinamičkog trenja i zagrevanja na unutrašnjoj površini raketnog lansera, usled dejstva supersoničnog mlaza gasa velike energije, može da se koristi za proučavanje dinamike lansiranja raketa iz raketnih lansera koji su opremljeni lansirnim cevima.