Introduction/purpose: To study the dynamics of launchers with sources ofhigh-energy gas jets, it is relevant to calculate shear forces from the actionof a high-temperature supersonic jet on the inner surface of a cylindricalchannel and the temperature of the channel walls. The aim of this work isto develop a comprehensive method for calculating aerodynamic frictionand heating on the inner surface of a tubular guide of a rocket.Methods/results: The research method is based on the theory ofsupersonic gas flows in cylindrical channels and the theory of theboundary layer. The gas jet is considered continuous, stationary andaxisymmetric. The system of differential equations of motion of theprojectile in the guide integrates numerically over time. The flowparameters in the pipe sections are found according to the dependencesof the theory of supersonic gas flows, taking into account friction losses.To calculate shear stress on the guide wall, we use the relations of theasymptotic theory of the turbulent boundary layer, the theory of turbulentspots of Emmons of the transition boundary layer, and data on theReynolds numbers of the beginning of the laminar-turbulent transition inwind tunnels. At the same time, the differential equation for heating thethin wall of the guide in the range of contact between the surface of theguide and the jet is numerically integrated. The calculations of thedistribution of flow parameters, friction force and the temperature of the wall of the tubular guide during the movement of the projectile inside thejet from the moment the engine is started to the moment the shell exitscompletely from the guide are performed and graphically presented.Conclusions: This method of calculating aerodynamic friction and heatingon the inner surface of a tubular guide of a rocket due to a hightemperature supersonic gas jet - taking into account the effects ofnonisothermality, compressibility and laminar-turbulent transition in theboundary layer - can be used to study the dynamics of the launch ofrockets from launchers equipped with tubular guides. / Введение/цель: Для исследования динамики пусковых установок систочниками высокоэнергетических газовых струй актуальнымявляется расчет касательных усилий от действиявысокотемпературной сверхзвуковой струи на внутреннююповерхность цилиндрического канала и температуры стенокканала. Целью данной работы является разработакакомплексного метода расчета аэродинамического трения инагрева на внутренней поверхности трубчатой направляющейреактивного снаряда.Методы/результаты: Метод исследования основывается натеории сверхзвуковых газовых течений в цилиндрических каналахи теории пограничного слоя. Газовая струя считаетсянепрерывной, стационарной и осесимметричной. Системадифференциальных уравнений движения снаряда в направляющейинтегрируется численно по времени. Параметры потока всечениях трубы расположены по зависимостям теориисверхзвуковых газовых течений с учетом потерь на трение. Длярасчета касательного напряжения на стенке направляющейиспользуются соотношения асимптотической теориитурбулентного пограничного слоя, теория турбулентных пятенЭммонса переходного пограничного слоя и данные о числахРейнольдса начала ламинарно-турбулентного перехода ваэродинамических трубах. В то же время численно интегрируетсядифференциальное уравнение нагрева тонкой стенкинаправляющей в интервале контакта поверхности направляющейсо струей. Выполнены и графически представлены расчетыраспределения параметров потока, силы трения и температурыстенки трубчатой направляющей при движении снаряда внутринапавляющей с момента запуска двигателя и до момента полноговыхода снаряда из направляющей.Выводы: Данный метод расчета аэродинамического трения инагрева на внутренней поверхности трубчатой направляющейреактивного снаряда от высокотемпературной сверхзвуковойгазовой струи с учетом эффектов неизотермичности,сжимаемости, ламинарно-турбулентного перехода в пограничномслое, может быть использован при исследовании динамикистарта 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.
展开▼
