一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置和方法
【专利摘要】本发明公开了一种空间飞行器在轨推进剂剩余量测量装置和方法，该装置包括：多个加热器，均布于推进剂贮箱下半球；多个热敏电阻，粘贴在推进剂贮箱下半球的若干区域；多层隔热组件包覆在推进剂贮箱外。采用本发明装置作为热控措施，通过地面试验修正热模型，建立热模型仿真数据库，将实际测得的热响应曲线与热模型仿真热响应曲线做比对，最后得出推进剂剩余量。本发明解决了空间飞行器在轨末期剩余量测量问题，取得了控温精度高、可靠性好、设计灵活等有益效果。
【专利说明】一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置和方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种空间飞行器在轨推进剂剩余量测量装置和方法。
【背景技术】
[0002]作为卫星姿态和轨道控制的主要执行系统，推进分系统为卫星提供转移轨道远地点机动、姿态控制、姿态调整、同步定点、位置保持、轨道控制和卫星离轨所需的动力。为了保证能够正常的执行上述任务，保证满足卫星寿命要求，需要精确的了解星上推进剂剩余量，为开展姿态和轨道控制提供依据。
[0003]传统的卫星推进剂剩余量测量方法是BK法和PVT方法。BK法通过累计发动机点火时间来估算推进剂的消耗量，但是BK法计算的整个系统总的消耗量，无法估算单个贮箱内的推进剂消耗量，至关重要的是在落压模式下推力器内推进剂的流量随着贮箱内压力变化而改变。所以测量的精度随着工作时间增加而降低。PVT法是一种非常好的测量方法，只要测量设备的精度足够好，就可以通过氦气的质量守恒精确计算推进剂的剩余量(不考虑系统泄漏)。但是对于多贮箱并联布局模式而言，在工作过程中无法保证每个贮箱内的氦气质量守恒(增压气体的分配不均匀)，因此无法精确测量单个贮箱内的推进剂消耗量。
【发明内容】
[0004]针对上述现有技术中存在的技术问题，本发明提供一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置和方法，不但解决了在轨末期剩余量测量精度不足的问题，且操作简单、可
靠性高。
[0005]为了达到上述发明目的，本发明所采用的技术方案如下:
[0006]一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量的测量装置，包括:多个加热器，均布于推进剂贮箱下半球；多个热敏电阻，粘贴在推进剂贮箱下半球的若干区域；多层隔热组件，包覆在推进剂贮箱外。
[0007]所述加热器分为多组。
[0008]所述加热器设置备份。
[0009]所述多层隔热组件采用10单元的低温多层，包覆在推进剂贮箱上半球、柱段、下半球。
[0010]所述热敏电阻均匀粘贴在推进剂贮箱下半球。
[0011]一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量的测量方法，采用上述装置作为热控措施进行地面整星真空热试验；利用试验结果修正整星热模型；实施加热器动作后得到推进剂贮箱壁面温度变化曲线来得到热模型热响应曲线；建立热响应曲线的标准数据库，该标准数据库是通过地面试验修正过的热模型计算得到的各种剩余量条件下的热响应曲线；将实际测量的热响应曲线与标准数据库中的热响应曲线比对，即可得到在推进剂贮箱内的推进剂剩余量。
[0012]本发明所提供的用在空间飞行器在轨末期剩余量的测量装置，由于采取多个加热器、热敏电阻和多层隔热组件的热控措施，能够方便测量在轨末期贮箱表面温度响应曲线，达到了如下的有益效果:
[0013]1.装置设计简单、灵活，设计的部分加热器在转移轨道、定点后可作为贮箱的控温加热器用。能够同时满足贮箱的控温要求和剩余量测量要求；
[0014]2.测量装置中加热器分组使用，能够适用在轨末期不同剩余量的测量精度要求；
[0015]3.装置可靠性，部件包括加热器、热敏电阻和多层隔热组件，整套装置不存在系统的启动、终止和失效问题。
【专利附图】
【附图说明】
[0016]图1为本发明所提供的装置结构示意图；
[0017]图2为加热器接线图。
【具体实施方式】
[0018]下面结合附图和具体实施例对本发明技术方案做进一步详细的说明。
[0019]图1为本发明空间飞行器用在轨剩余量的测量装置结构示意图，图中，多层隔热组件1，多个加热器2，多个热敏电阻3。加热器2分为四组，均布于推进剂贮箱下半球。热敏电阻3均匀粘贴在推进剂贮箱下半球。多层隔热组件I包覆在推进剂贮箱上半球、柱段、下半球。多层隔热组件I采用10单元的低温多层。
[0020]图2是加热器接线图。本实施例中加热器分为4组，分别为第I组加热器1、第2组加热器I1、第3组加热器II1、第4组加热器IV。加热器2外包覆多层隔热组件I。
[0021 ] 粗略估算贮箱剩余量的质量和液位，选择对应的加热器组:
[0022]表I开启加热器顺序及对应的质量范围
[0023]
【权利要求】
1.一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置，其特征在于，包括: 多个加热器，均布于推进剂贮箱下半球； 多个热敏电阻，粘贴在推进剂贮箱下半球的若干区域； 多层隔热组件，包覆在推进剂贮箱外。
2.根据权利要求1所述的空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置，其特征在于，所述加热器分为多组。
3.根据权利要求1所述的空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置，其特征在于，所述加热器设置备份。
4.根据权利要求1所述的空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置，其特征在于，所述多层隔热组件采用10单元的低温多层，包覆在推进剂贮箱上半球、柱段、下半球。
5.根据权利要求1所述的空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量装置，其特征在于，所述热敏电阻均匀粘贴在推进剂贮箱下半球。
6.一种空间飞行器用在轨推进剂剩余量测量的方法，其特征在于，采用如权利要求1所述的装置作为热控措施进行地面整星真空热试验；利用试验结果修正整星热模型；实施加热器动作后得到推进剂贮箱壁面温度变化曲线来得到热模型热响应曲线；建立热响应曲线的标准数据库，该标准数据库是通过地面试验修正过的热模型计算得到的各种剩余量条件下的热响应曲线；将实际测量的热响应曲线与标准数据库中的热响应曲线比对，即可得到在推进剂贮箱内的推进剂剩余量。
【文档编号】G01F22/00GK103453963SQ201310345379
【公开日】2013年12月18日 申请日期:2013年8月8日 优先权日:2013年8月8日
【发明者】江世臣, 付鑫, 康奥峰, 胡炳亭 申请人:上海卫星工程研究所