一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法
2023-08-03 01:27:06
一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法
【專利摘要】本發明公開了一種空間飛行器在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法，該裝置包括：多個加熱器，均布於推進劑貯箱下半球；多個熱敏電阻，粘貼在推進劑貯箱下半球的若干區域；多層隔熱組件包覆在推進劑貯箱外。採用本發明裝置作為熱控措施，通過地面試驗修正熱模型，建立熱模型仿真資料庫，將實際測得的熱響應曲線與熱模型仿真熱響應曲線做比對，最後得出推進劑剩餘量。本發明解決了空間飛行器在軌末期剩餘量測量問題，取得了控溫精度高、可靠性好、設計靈活等有益效果。
【專利說明】一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種空間飛行器在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法。
【背景技術】
[0002]作為衛星姿態和軌道控制的主要執行系統，推進分系統為衛星提供轉移軌道遠地點機動、姿態控制、姿態調整、同步定點、位置保持、軌道控制和衛星離軌所需的動力。為了保證能夠正常的執行上述任務，保證滿足衛星壽命要求，需要精確的了解星上推進劑剩餘量，為開展姿態和軌道控制提供依據。
[0003]傳統的衛星推進劑剩餘量測量方法是BK法和PVT方法。BK法通過累計發動機點火時間來估算推進劑的消耗量，但是BK法計算的整個系統總的消耗量，無法估算單個貯箱內的推進劑消耗量，至關重要的是在落壓模式下推力器內推進劑的流量隨著貯箱內壓力變化而改變。所以測量的精度隨著工作時間增加而降低。PVT法是一種非常好的測量方法，只要測量設備的精度足夠好，就可以通過氦氣的質量守恆精確計算推進劑的剩餘量(不考慮系統洩漏)。但是對於多貯箱並聯布局模式而言，在工作過程中無法保證每個貯箱內的氦氣質量守恆(增壓氣體的分配不均勻)，因此無法精確測量單個貯箱內的推進劑消耗量。
【發明內容】
[0004]針對上述現有技術中存在的技術問題，本發明提供一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置和方法，不但解決了在軌末期剩餘量測量精度不足的問題，且操作簡單、可
靠性高。
[0005]為了達到上述發明目的，本發明所採用的技術方案如下:
[0006]一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量的測量裝置，包括:多個加熱器，均布於推進劑貯箱下半球；多個熱敏電阻，粘貼在推進劑貯箱下半球的若干區域；多層隔熱組件，包覆在推進劑貯箱外。
[0007]所述加熱器分為多組。
[0008]所述加熱器設置備份。
[0009]所述多層隔熱組件採用10單元的低溫多層，包覆在推進劑貯箱上半球、柱段、下半球。
[0010]所述熱敏電阻均勻粘貼在推進劑貯箱下半球。
[0011]一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量的測量方法，採用上述裝置作為熱控措施進行地面整星真空熱試驗；利用試驗結果修正整星熱模型；實施加熱器動作後得到推進劑貯箱壁面溫度變化曲線來得到熱模型熱響應曲線；建立熱響應曲線的標準資料庫，該標準資料庫是通過地面試驗修正過的熱模型計算得到的各種剩餘量條件下的熱響應曲線；將實際測量的熱響應曲線與標準資料庫中的熱響應曲線比對，即可得到在推進劑貯箱內的推進劑剩餘量。
[0012]本發明所提供的用在空間飛行器在軌末期剩餘量的測量裝置，由於採取多個加熱器、熱敏電阻和多層隔熱組件的熱控措施，能夠方便測量在軌末期貯箱表面溫度響應曲線，達到了如下的有益效果:
[0013]1.裝置設計簡單、靈活，設計的部分加熱器在轉移軌道、定點後可作為貯箱的控溫加熱器用。能夠同時滿足貯箱的控溫要求和剩餘量測量要求；
[0014]2.測量裝置中加熱器分組使用，能夠適用在軌末期不同剩餘量的測量精度要求；
[0015]3.裝置可靠性，部件包括加熱器、熱敏電阻和多層隔熱組件，整套裝置不存在系統的啟動、終止和失效問題。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0016]圖1為本發明所提供的裝置結構示意圖；
[0017]圖2為加熱器接線圖。
【具體實施方式】
[0018]下面結合附圖和具體實施例對本發明技術方案做進一步詳細的說明。
[0019]圖1為本發明空間飛行器用在軌剩餘量的測量裝置結構示意圖，圖中，多層隔熱組件1，多個加熱器2，多個熱敏電阻3。加熱器2分為四組，均布於推進劑貯箱下半球。熱敏電阻3均勻粘貼在推進劑貯箱下半球。多層隔熱組件I包覆在推進劑貯箱上半球、柱段、下半球。多層隔熱組件I採用10單元的低溫多層。
[0020]圖2是加熱器接線圖。本實施例中加熱器分為4組，分別為第I組加熱器1、第2組加熱器I1、第3組加熱器II1、第4組加熱器IV。加熱器2外包覆多層隔熱組件I。
[0021 ] 粗略估算貯箱剩餘量的質量和液位，選擇對應的加熱器組:
[0022]表I開啟加熱器順序及對應的質量範圍
[0023]
【權利要求】
1.一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置，其特徵在於，包括: 多個加熱器，均布於推進劑貯箱下半球； 多個熱敏電阻，粘貼在推進劑貯箱下半球的若干區域； 多層隔熱組件，包覆在推進劑貯箱外。
2.根據權利要求1所述的空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置，其特徵在於，所述加熱器分為多組。
3.根據權利要求1所述的空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置，其特徵在於，所述加熱器設置備份。
4.根據權利要求1所述的空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置，其特徵在於，所述多層隔熱組件採用10單元的低溫多層，包覆在推進劑貯箱上半球、柱段、下半球。
5.根據權利要求1所述的空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量裝置，其特徵在於，所述熱敏電阻均勻粘貼在推進劑貯箱下半球。
6.一種空間飛行器用在軌推進劑剩餘量測量的方法，其特徵在於，採用如權利要求1所述的裝置作為熱控措施進行地面整星真空熱試驗；利用試驗結果修正整星熱模型；實施加熱器動作後得到推進劑貯箱壁面溫度變化曲線來得到熱模型熱響應曲線；建立熱響應曲線的標準資料庫，該標準資料庫是通過地面試驗修正過的熱模型計算得到的各種剩餘量條件下的熱響應曲線；將實際測量的熱響應曲線與標準資料庫中的熱響應曲線比對，即可得到在推進劑貯箱內的推進劑剩餘量。
【文檔編號】G01F22/00GK103453963SQ201310345379
【公開日】2013年12月18日 申請日期:2013年8月8日 優先權日:2013年8月8日
【發明者】江世臣, 付鑫, 康奧峰, 胡炳亭 申請人:上海衛星工程研究所