PL233268B1

PL233268B1 - Method for measuring of variability of the stream of heat from the tested surface, preferably from the space rocket shell

Info

Publication number: PL233268B1
Application number: PL423198A
Authority: PL
Inventors: Adam Dąbrowski; Leszek DĄBROWSKI; Leszek Dąbrowski
Original assignee: Politechnika Gdanska
Priority date: 2017-10-18
Filing date: 2017-10-18
Publication date: 2019-09-30
Also published as: PL423198A1

Abstract

Sposób pomiaru zmienności strumienia ciepła z badanej powierzchni zwłaszcza płaszcza rakiety kosmicznej (1) polegający na pomiarze różnic strumieni ciepła za pomocą czujników termoelektrycznych, w którym strumień ciepła z badanej powierzchni odbiera się za pomocą elementu kumulującego ciepło, który wykonany jest z materiału zasadniczo takiego samego pod względem własności termomechanicznych, jak badana powierzchnia, a jego zewnętrzna strona jest obwodowo dopasowana do ukształtowania wewnętrznej strony badanej powierzchni, korzystnie w postaci pierścienia. W elemencie kumulującym ciepło, w połowie jego szerokości ukształtowane jest przewężenie, na którego obu krańcach, pomiędzy utworzonym w ten sposób od strony badanej powierzchni, przewodnikiem ciepła a zbiornikiem ciepła, dokonuje się w znany sposób pomiarów strumieni ciepła za pomocą prostopadle do wektora przepływu ciepła, zamocowanych na głębokość zasadniczo równą połowie wysokości przewężenia dwóch termopar. Element kumulujący ciepło zamocowany jest od wewnątrz do badanej powierzchni, zaś w miejscu styku elementu kumulującego ciepło i badanej powierzchni nałożona jest pasta termoprzewodząca (5).A method of measuring the variability of the heat flow from the tested surface, especially the shell of a space rocket (1), consisting in measuring differences in heat flows using thermoelectric sensors, in which the heat flow from the tested surface is collected using a heat accumulating element, which is made of a material essentially the same in terms of with respect to the thermomechanical properties of the tested surface, and its external side is peripherally adapted to the shape of the internal side of the tested surface, preferably in the form of a ring. In the heat accumulating element, a constriction is formed in half of its width, at both ends of which, between the heat conductor thus created on the side of the tested surface and the heat reservoir, heat fluxes are measured in a known way, perpendicular to the heat flow vector, attached to a depth substantially equal to half the height of the throat of the two thermocouples. The heat accumulating element is attached from the inside to the tested surface, and thermally conductive paste (5) is applied at the point of contact between the heat accumulating element and the tested surface.

Description

Opis wynalazkuDescription of the invention

Przedmiotem wynalazku jest sposób pomiaru zmienności strumienia ciepła z badanej powierzchni zwłaszcza płaszcza rakiety kosmicznej, mający zastosowanie do pomiaru wysokich temperatur pochodzących od oporów aerodynamicznych np. podczas lotu.The subject of the invention is a method of measuring the variability of the heat flux from the tested surface, especially the shell of a space rocket, applicable to the measurement of high temperatures resulting from aerodynamic resistances, e.g. during flight.

Autorzy Suslov D., Woschnak A., Greuel D., Oschwald M., Measurement techniques for investigation ofheat transfer processes at European Research and Technology Test Facility P8, Proceedings of German Aerospace Congress 2005, Friedrichshafen, proponują układ termopar zagłębionych na różne głębokości w płaszczu rakiety. W ujawnionym rozwiązaniu, termopary ułożone są równolegle do wektorów przepływu ciepła (oznaczonych na Fig. 1 jako heatfluxg). Zaproponowane ułożenie termopar znacząco zaburza strumień ciepła w płaszczu rakiety. Materiał termopary ma inne własności termiczne (współczynnik przewodzenia ciepła) niż materiał płaszcza rakiety. Skutkiem tego jest skierowanie większego strumienia ciepła w kierunku krótszej termopary (TE5 na rysunku) i dokonanie nieprawidłowego pomiaru, skutkującego nieprawidłowymi wynikami. Dodatkowo, autorzy publikacji przyznają, że zaprojektowali układ pomiarowy przystosowany tylko do doświadczeń laboratoryjnych - niemożliwy do zastosowania w trakcie lotu rakiety. Wskazują między innymi na konieczność wywiercenia stosunkowo głębokich otworów pod termopary, co może znacząco zmniejszyć wytrzymałość mechaniczną rakiety. Inną niedogodnością zaproponowanego rozwiązania jest konieczność ciągłego doprowadzania środka chłodzącego przez specjalny kanał tak, aby odprowadzać ciepło z płaszcza rakiety.The authors of Suslov D., Woschnak A., Greuel D., Oschwald M., Measurement techniques for investigation ofheat transfer processes at European Research and Technology Test Facility P8, Proceedings of German Aerospace Congress 2005, Friedrichshafen, propose a system of thermocouples embedded at various depths in rocket coat. In the disclosed embodiment, the thermocouples are oriented parallel to the heat flow vectors (denoted in Fig. 1 as heatfluxg). The proposed arrangement of thermocouples significantly disturbs the heat flux in the rocket shell. The thermocouple material has different thermal properties (thermal conductivity) than the rocket shell material. This has the effect of directing a larger heat flux towards a shorter thermocouple (TE5 in the figure) and making an incorrect measurement, resulting in incorrect results. In addition, the authors of the publication admit that they designed a measuring system adapted only to laboratory experiments - impossible to use during rocket flight. Among other things, they indicate the need to drill relatively deep holes for thermocouples, which can significantly reduce the mechanical strength of the rocket. Another disadvantage of the proposed solution is the necessity to continuously supply a cooling medium through a special channel so as to remove heat from the rocket shell.

Dostępny komercyjnie czujnik przepływu ciepła HPF01, przedstawiony na Rys. 2, [Flukseflux Thermal Sensors B.V., HFP01 & HFP03 heat flux sensor User Manuał, v. 1620, www.huxeflux.com, 2016, Delft, Holandia] bazuje na układzie termopar do pomiaru różnicy temperatur pomiędzy oboma stronami cienkiej okrągłej tarczy. Tarcza otulona jest ceramicznym pierścieniem, który pełni rolę izolatora termicznego. Producent zwraca uwagę na szereg zjawisk, które wpływają na dokładność pomiaru. Jednym z nich jest przedstawiony na Rys. 2b) tzw. błąd oporności, który spowodowany jest tym, że sam czujnik (2) zmienia oporność termiczną obiektu, na którym jest on zamocowany. Jednorodny przepływ (1) jest lokalnie zaburzany. Analiza przebiegu izoterm (3) wskazuje na to, że w przedstawionej sytuacji, zmierzony strumień ciepła jest mniejszy niż rzeczywisty. Dodatkowo producent wskazuje tzw. błąd zaginania linii przepływu ciepła, przedstawiony na Rys. 2.c. Polega on na uginaniu się linii przepływu ciepła w kierunku sensora powodując wskazania większe niż rzeczywisty strumień ciepła. Czujnik HFP01 nie nadaje się do zastosowania wewnątrz rakiety w trakcie lotu, gdyż posiada zakres pracy od -30°C do +70°C, podczas gdy temperatura na płaszczu rakiety dochodzi do nawet 200°C.The commercially available HPF01 heat flow sensor, shown in Fig. 2, [Flukseflux Thermal Sensors BV, HFP01 & HFP03 heat flux sensor User Manual, v. 1620, www.huxeflux.com, 2016, Delft, The Netherlands] is based on a thermocouple system for measuring the temperature difference between both sides of the thin circular disc. The shield is covered with a ceramic ring that acts as a thermal insulator. The manufacturer draws attention to a number of phenomena that affect the accuracy of the measurement. One of them is shown in Fig. 2b) so-called the resistance error, which is caused by the fact that the sensor (2) itself changes the thermal resistance of the object on which it is mounted. The homogeneous flow (1) is locally disturbed. The analysis of the isotherms (3) shows that in the presented situation, the measured heat flux is lower than the real one. In addition, the manufacturer indicates the so-called heat flow line bending error, shown in Fig. 2.c. It consists in bending the heat flow line towards the sensor causing indications greater than the real heat flux. The HFP01 sensor is not suitable for use inside the rocket during flight, as it has a working range from -30 ° C to + 70 ° C, while the temperature on the rocket's shell reaches up to 200 ° C.

Z amerykańskiej dokumentacji zgłoszeniowej US 20100111133A1 znany jest sposób pomiaru strumienia ciepła przy pomocy ultradźwięków. Opisane urządzenie wysyła sygnał akustyczny do wewnątrz materiału oraz mierzy czas propagacji w tym materiale. Na podstawie czasu propagacji obliczany jest strumień ciepła.From the American application documentation US 20100111133A1 a method of measuring the heat flux by means of ultrasound is known. The described device sends an acoustic signal inside the material and measures the propagation time in the material. The heat flux is calculated from the propagation time.

Jeszcze inny sposób pomiaru strumienia ciepła ujawniono w dokumencie patentowym PL178253B1. Do pomiaru wykorzystuje się tam stałotemperaturowy czujnik termoanemometryczny, a sygnał pomiarowy z czujnika rejestruje się w warunkach skokowej zmiany przejmowania ciepła, po czym wyznacza się średni współczynnik przejmowania ciepła i fluktuacji, bez konieczności wzorcowania czujnika. Czujnik jest montowany w badaną powierzchnię i jest osłonięty ruchomą osłoną izolującą czujnik. Dzięki zastosowaniu ruchomej osłony, możliwy jest pomiar przy wykorzystaniu tylko jednego termometru.Yet another method of measuring the heat flux is disclosed in patent PL178253B1. A constant-temperature thermoanemometric sensor is used there for measurement, and the measurement signal from the sensor is recorded in the conditions of a step change in heat transfer, and then the average coefficient of heat transfer and fluctuation is determined, without the need to calibrate the sensor. The sensor is mounted on the tested surface and is covered with a movable cover insulating the sensor. Thanks to the use of a movable cover, it is possible to measure with only one thermometer.

Sposób pomiaru zmienności strumienia ciepła z badanej powierzchni zwłaszcza płaszcza rakiety kosmicznej polegający na pomiarze różnic strumieni ciepła za pomocą czujników termoelektrycznych charakteryzuje się według wynalazku tym, że strumień ciepła z badanej powierzchni odbiera się za pomocą elementu kumulującego ciepło, który wykonany jest z materiału zasadniczo takiego samego pod względem własności termomechanicznych, jak badana powierzchnia, a jego zewnętrzna strona jest obwodowo dopasowana do ukształtowania wewnętrznej strony badanej powierzchni, korzystnie w postaci pierścienia. W elemencie kumulującym ciepło, w połowie jego szerokości ukształtowane jest przewężenie, na którego obu krańcach, pomiędzy utworzonym w ten sposób od strony badanej powierzchni, przewodnikiem ciepła a zbiornikiem ciepła, dokonuje się w znany sposób pomiarów strumieni ciepła za pomocą prostopadle do wektora przepływu ciepła, zamocowanych na głębokość zasadniczo równą połowie wysokości przewężenia dwóch termopar. Element kumulujący ciepło zamocowany jest od wewnątrz do badanej powierzchni, zaś w miejscu styku elementu kumulującego ciepło i badanej powierzchni nałożona jest pasta termoprzewodząca.The method of measuring the variability of the heat flux from the tested surface, especially the shell of a space rocket, consisting in measuring the differences in heat flux with the use of thermoelectric sensors, is characterized according to the invention by the fact that the heat flux from the tested surface is collected by means of a heat accumulating element made of substantially the same material. in terms of thermomechanical properties, as the test surface, and its outer side circumferentially conforms to the shape of the inner side of the tested surface, preferably in the form of a ring. In the heat accumulating element, half of its width is formed by a narrowing at both ends of which, between the heat conductor formed in this way on the side of the tested surface and the heat reservoir, heat flux measurements are made in a known manner by means of perpendicular to the heat flow vector, fixed to a depth substantially equal to half the throat height of the two thermocouples. The heat-storing element is attached from the inside to the tested surface, and the heat-conducting paste is applied at the contact point of the heat-accumulating element and the tested surface.

PL 233 268 B1PL 233 268 B1

Korzystnie element kumulujący ciepło pokrywa się warstwą izolacji.The heat-storing element is preferably covered with a layer of insulation.

Ukształtowanie wymusza jednorodny przepływ ciepła, co oznacza opracowanie prostego, jednowymiarowy modelu przepływu ciepła, idealnego do identyfikacji. Dzięki prostopadłemu do linii wektora przepływu ciepła ułożeniu termopar uzyskuje się jak najmniejszy wpływ na sam przepływ ciepła. Duża wewnętrzna masa działa jako zbiornik ciepła, co pozwala zmagazynować odpowiednio dużą energię cieplną. Dzięki temu, że zbiornik ciepła długo przyjmuje ciepło, zapewniona jest różnica temperatur między oboma końcami przewężenia, co zwiększa dokładność pomiaru przepływu ciepła.The design forces a homogeneous heat flow, which means developing a simple, one-dimensional heat flow model, ideal for identification. Due to the arrangement of thermocouples perpendicular to the line of the heat flow vector, the least possible impact on the heat flow itself is obtained. The large internal mass acts as a heat reservoir, which allows you to store a sufficiently large thermal energy. Due to the fact that the heat reservoir absorbs heat for a long time, the temperature difference between both ends of the throat is ensured, which increases the accuracy of the heat flow measurement.

Dzięki korzystaniu ze sposobu pomiaru strumienia ciepła według wynalazku uzyskuje się, trudnodostępną w inny sposób, wartość mocy źródła ciepła - oporów aerodynamicznych na zewnątrz rakiety. Zmierzona wartość umożliwia symulację lub też odtworzenie środowiska termicznego rakiety w warunkach kontrolowanych. Umożliwia to testowanie zachowania i wytrzymałości eksperymentów, które są planowane do wyniesienia w przestrzeń kosmiczną przy pomocy danej rakiety. Dzięki temu, można także zaprojektować sam eksperyment tak, aby był w stanie wytrzymać lot rakietą.By using the method of measuring the heat flux according to the invention, the value of the power of the heat source, which is difficult to access in any other way, is obtained - the aerodynamic resistance outside the rocket. The measured value makes it possible to simulate or recreate the thermal environment of the rocket under controlled conditions. This makes it possible to test the behavior and durability of experiments that are planned to be launched into space with a given rocket. In this way, you can also design the experiment itself to be able to withstand rocket flight.

Wynalazek jest bliżej objaśniony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 i fig. 2 przedstawiają schematycznie wnętrze rakiety w widoku perspektywicznym, fig. 3 przedstawia schematycznie przebieg strumieni ciepła w trakcie pomiaru.The invention is explained in more detail in the drawing, in which Fig. 1 and Fig. 2 schematically show the interior of the rocket in a perspective view, Fig. 3 shows schematically the course of heat fluxes during the measurement.

P r z y k ł a d 1P r z k ł a d 1

Z materiału o właściwościach termomechanicznych podobnych do materiału, z którego wykonany jest płaszcz rakiety 1 wykonany jest gruby pierścień, który zamocowany jest obwodowo do wewnętrznej strony płaszcza rakiety 1. W miejscu styku nałożona jest pasta termoprzewodząca 5. W pierścieniu wykonane jest przewężenie 7 wymuszające jednowymiarowy przepływ ciepła, posiadające małą pojemność cieplną, oddzielające przewodnik ciepła 6 od zbiornika ciepła 8. Zbiornik ciepła 8 umożliwia pochłanianie dużego strumienia ciepła przez dłuższy czas, zapewniając różnicę temperatur na dwóch końcach przewężenia 7. Oś symetrii pierścienia jest zgodna z osią rakiety 4, dzięki czemu możliwe jest zastosowanie osiowosymetrycznego modelu przepływu ciepła. Na obu krańcach przewężenia 1 zamocowane są dwie termopary 2, ułożone prostopadle do kierunku przepływu strumienia ciepła, dzięki czemu w możliwie niewielki sposób ingeruje się w sam przepływ. Strumień ciepła z płaszcza rakiety 1, który odbierany jest przez materiał przewodnika ciepła 6, jest następnie koncentrowany w przewężeniu 7 i dalej odbierany przez materiał zbiornika ciepła 8. Pomiar strumieni ciepła odbywa się z wykorzystaniem dwóch termopar 2, których położenie nie zakłóca przebiegu strumienia ciepła.A thick ring is made of a material with thermomechanical properties similar to the material of which the rocket shell 1 is made, and a thick ring is made, which is attached circumferentially to the inside of the rocket shell 1. A thermally conductive paste is applied at the contact point 5. The ring is made of a narrowing 7 forcing a one-dimensional flow heat, having a low heat capacity, separating the heat conductor 6 from the heat reservoir 8. The heat reservoir 8 allows the absorption of a large heat flux for a longer time, providing a temperature difference at the two ends of the throat 7. The axis of symmetry of the ring is in line with the axis of the rocket 4, making it possible to is the use of an axisymmetric heat flow model. At both ends of the constriction 1, two thermocouples 2 are mounted, arranged perpendicular to the direction of heat flow, thanks to which the flow itself is interfered with as little as possible. The heat flux from the rocket shell 1, which is received by the heat conductor material 6, is then concentrated in the throat 7 and further received by the heat reservoir material 8. The heat fluxes are measured by means of two thermocouples 2, the position of which does not disturb the course of the heat flux.

P r z y k ł a d 2P r z k ł a d 2

Postępuje się jak w przykładzie 1, przy czym pierścień pokryty jest warstwą izolacji 3.The procedure is as in example 1, but the ring is covered with the insulation layer 3.

Claims

Patent claims

The method of measuring the variability of the heat flux from the tested surface, especially the shell of a space rocket, consisting in measuring the differences in heat flux with the use of thermoelectric sensors, characterized in that a material that is essentially the same in terms of thermomechanical properties as the tested surface is made of a heat accumulating element, the outer surface of which the side is circumferentially fitted to the shape of the inner side of the surface to be tested, preferably in the form of a ring, and a narrowing is formed in the heat-storing element halfway through its width, and then between the thus formed heat conductor and the heat reservoir, on both sides of the throat, perpendicular to the flow vector heat, two thermocouples are mounted to a depth substantially equal to half the height of the narrowing, then the heat-storing element is attached from the inside to the tested surface, and the thermal paste is applied at the contact point of the heat-accumulating element and the tested surface. The heat fluxes are then determined in a known manner.

2. The method according to p. The method of claim 1, characterized in that the heat storing element is covered with a layer of insulation.