一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统的制作方法

1.本发明属于卫星燃料余量控制领域，涉及一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统。


背景技术：

2.卫星在进行升轨、降轨、轨道倾角调整，以及大角度快速姿态机动时会采用喷气控制，需要消耗燃料。按照国际空间法规定，对于轨道资源有限的卫星，其寿命末期需要进行离轨操作，也要消耗掉一定数量的燃料。卫星燃料剩余量测量是在轨管理的一项重要工作，事关卫星寿命评估和离轨时机的选择。而一般卫星携带的燃料有限且不可再生，若燃料在境外意外泄漏未得到及时处置，将造成灾难性的后果。因此实时掌握卫星所携带燃料的剩余量至关重要。
3.目前卫星液体燃料剩余量的测量应用较广泛的方法有薄记法和pvt法(压力-体积-温度法)。
4.薄记法先根据遥测参数和地面标定数据计算推进剂的流量，然后对推力器工作时间累加得到推进剂的消耗量。这种方法比较简单，但是需要基于地面实验数据、在轨历史数据，且要较多的人工参与，且多次叠加存在累计误差，实时性、自主性和测量精度较差。
5.pvt法是根据卫星上的燃料贮箱内气体压力和温度遥测数据，在地面利用气体状态方程计算出贮箱内气体体积，再由贮箱总体积和液体密度计算出箱内燃料体积和质量。该方法能够测量总的燃料剩余量，且无累计误差，但该方法仍然基于卫星下传的贮箱压力、温度等原始遥测数据，需要在地面人员及监控系统参与下完成，自主性较差，实时性也较差，不利于燃料异常泄漏时的及时控制。


技术实现要素：

6.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统，实现了对卫星燃料剩余量进行在轨分析，实时控制燃料使用情况。
7.本发明解决技术的方案是：
8.一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统，包括智能计算单元、3个温度传感器、压力传感器、贮箱阀门、温度测量单元、压力测量单元、阀门控制单元；其中，智能计算单元通过can总线分别与温度测量单元、压力测量单元、阀门控制单元连通；
9.3个温度传感器：实现对燃料贮箱温度的测量，并将燃料贮箱温度测量数据发送至温度测量单元：
10.温度测量单元：接收3个温度传感器传来的燃料贮箱温度测量数据，计算出燃料贮箱温度测量数据平均值t，并将燃料贮箱温度测量数据平均值t发送至智能计算单元；
11.压力传感器：实现对燃料贮箱压力的测量p，并将燃料贮箱压力测量数据p通过压力测量单元发送至智能计算单元；
12.智能计算单元：接收温度测量单元传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t；接收压
力测量单元传来的燃料贮箱压力测量数据p；根据存储的先知数据实时计算燃料余量m，并对燃料消耗情况进行分析，当达到燃料消耗报警门限时，发出关闭阀门指令至阀门控制单元，将贮箱阀门关闭。
13.在上述的一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统，所述3个温度传感器分别设置在卫星贮箱的顶部、中部、底部。
14.在上述的一种卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统，所述智能计算单元包括先知数据存储模块、星上数据收集模块、燃料自主计算模块和分析决策模块；
15.先知数据存储模块：存储燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0；并将燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0发送至燃料自主计算模块；
16.星上数据收集模块：接收温度测量单元传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t；接收压力测量单元传来的燃料贮箱压力测量数据p；并将燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p发送至燃料自主计算模块；
17.燃料自主计算模块：接收先知数据存储模块传来的燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0；接收星上数据收集模块传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p；根据燃料贮箱温度测量数据平均值t计算燃料密度ρ；根据燃料密度ρ、燃料贮箱总容积v
t
、贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0、燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p计算出燃料剩余量m；并将燃料剩余量m发送至分析决策模块；
18.分析决策模块：接收燃料自主计算模块传来的燃料剩余量m，判断燃料消耗是否到达报警门限；当达到燃料消耗报警门限时，发出关闭阀门指令至阀门控制单元。
19.在上述的燃料自主计算模块，所述燃料贮箱温度测量数据平均值t的计算方法为：
[0020][0021]
式中，t1、t2、t3为3个温度传感器测量的卫星贮箱在轨温度。
[0022]
在上述的分析决策模块，燃料消耗报警门限的设置方法为：所述燃料自主计算模块计算燃料密度ρ的方法为：
[0023]
ρ＝ρ
1-ρ2×
t
[0024]
式中，ρ1、ρ2均为燃料密度与温度间的标定系数，跟燃料属性绑定，为固定值，为已知数据。
[0025]
在上述的分析决策模块，燃料消耗报警门限的设置方法为：所述燃料剩余量m的计算方法为：
[0026][0027]
在上述的分析决策模块，燃料消耗报警门限的设置方法为：为提高计算精度，在星载计算机内用一个浮点型参数存放燃料剩余量值，并将该参数放进卫星遥测数据帧中，作为一个遥测参数实时下传至地面。
[0028]
在上述的分析决策模块，燃料消耗报警门限的设置方法为：燃料消耗是否到达报
警门限的判断方法为：
[0029]
分析燃料消耗速率和燃料余量持续降低时间：
[0030]
记当前秒为n，设当前秒n的燃料余量为mn，m
n-1-mn、m
n-2-m
n-1
、m
n-3-m
n-2
分别为当前秒、前一秒、前两秒的燃料消耗量；
[0031]
当min(m
n-1-mn，m
n-1-mn，m
n-1-mn)≥d
max
时，判断燃料消耗到达报警门限；其中，d
max
为燃料正常消耗最大速率，为已知数据。
[0032]
本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0033]
(1)本发明实现了卫星在轨后燃料余量计算无需地面人员及软件参与，星上自主计算，节省了人力物力；
[0034]
(2)本发明采用星上智能计算单元进行实时计算，实时性更好；
[0035]
(3)本发明对燃料余量数据在星上进行实时分析，能够及时控制燃料使用情况；
[0036]
(4)本发明智能计算单元中包含的四个模块均为软件模块，可选择星上某一台计算机进行软件功能扩展来实现，未额外增加硬件资源，对卫星重量和功耗无影响。
附图说明
[0037]
图1为本发明卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统示意图。
具体实施方式
[0038]
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
[0039]
本发明提供一种卫星燃料剩余量在轨实时自主计算和控制系统，对卫星燃料剩余量进行在轨分析，实时控制燃料使用情况。
[0040]
卫星燃料余量在轨实时自主计算与控制系统，如图1所示，具体包括智能计算单元、3个温度传感器、压力传感器、贮箱阀门、温度测量单元、压力测量单元、阀门控制单元；其中，智能计算单元通过can总线分别与温度测量单元、压力测量单元、阀门控制单元连通；3个温度传感器分别设置在卫星贮箱的顶部、中部、底部。
[0041]
3个温度传感器：实现对燃料贮箱温度的测量，并将燃料贮箱温度测量数据发送至温度测量单元。
[0042]
温度测量单元：接收3个温度传感器传来的燃料贮箱温度测量数据，计算出燃料贮箱温度测量数据平均值t，并将燃料贮箱温度测量数据平均值t发送至智能计算单元；燃料贮箱温度测量数据平均值t的计算方法为：
[0043][0044]
式中，t1、t2、t3为3个温度传感器测量的卫星贮箱在轨温度。
[0045]
式中，t1的计算公式如下，t2，t3计算方法相同。
[0046][0047]
式中，a，b，c：热敏电阻系数，为固定值，为先知数据；
[0048]rt
：热敏电阻阻值，单位ω；
[0049]rt
由下式得出：
[0050][0051]
式中，v
ref
：星上测温单元的测温参考电压，单位v；
[0052]v1
：星上测温单元测得的热敏电阻两端的电压差值，单位v。
[0053]
压力传感器：实现对燃料贮箱压力的测量p，并将燃料贮箱压力测量数据p通过压力测量单元发送至智能计算单元。首先利用贮箱配置的压力传感器测量压力对应的电压值，记为v2，单位v，然后由压力测量单元利用下式计算贮箱在轨压力。
[0054]
p＝p1×v2-p2[0055]
式中，p1,p2为贮箱压力与电压间的标定系数，为固定值，为先知数据。
[0056]
智能计算单元：接收温度测量单元传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t；接收压力测量单元传来的燃料贮箱压力测量数据p；根据存储的先知数据实时计算燃料余量m，并对燃料消耗情况进行分析，当达到燃料消耗报警门限时，发出关闭阀门指令至阀门控制单元，将贮箱阀门关闭。
[0057]
智能计算单元包括先知数据存储模块、星上数据收集模块、燃料自主计算模块和分析决策模块：
[0058]
先知数据存储模块：存储燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0；并将燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0发送至燃料自主计算模块。
[0059]
星上数据收集模块：接收温度测量单元传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t；接收压力测量单元传来的燃料贮箱压力测量数据p；并将燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p发送至燃料自主计算模块。
[0060]
燃料自主计算模块：接收先知数据存储模块传来的燃料贮箱总容积v
t
、地面加注燃料后测量出的贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0；接收星上数据收集模块传来的燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p；根据燃料贮箱温度测量数据平均值t计算燃料密度ρ；燃料自主计算模块计算燃料密度ρ的方法为：
[0061]
ρ＝ρ
1-ρ2×
t
[0062]
式中，ρ1、ρ2均为燃料密度与温度间的标定系数，跟燃料属性绑定，为固定值，为已知数据。
[0063]
根据燃料密度ρ、燃料贮箱总容积v
t
、贮箱的气垫容积v0、压力p0、温度t0、燃料贮箱温度测量数据平均值t、燃料贮箱压力测量数据p计算出燃料剩余量m；燃料剩余量m的计算方法为：
[0064][0065]
式中，m：燃料剩余量，单位kg；
[0066]
ρ：燃料密度，单位kg/m3；
[0067]vt
：贮箱总容积，单位m3；
[0068]v0
：贮箱加注后的气垫容积，单位m3；
[0069]
p0，t0：加注后贮箱内压力和温度，单位分别为mpa，k；
[0070]
p，t：贮箱在轨压力和温度，单位分别为mpa，k。
[0071]
为提高计算精度，在星载计算机内用一个浮点型参数存放燃料剩余量值，并将该参数放进卫星遥测数据帧中，作为一个遥测参数实时下传至地面。
[0072]
并将燃料剩余量m发送至分析决策模块。
[0073]
分析决策模块：接收燃料自主计算模块传来的燃料剩余量m，判断燃料消耗是否到达报警门限；当达到燃料消耗报警门限时，发出关闭阀门指令至阀门控制单元。
[0074]
基于燃料实时计算情况由分析决策模块对燃料消耗量进行分析，主要分析燃料消耗速率和燃料余量持续降低时间。
[0075]
燃料消耗是否到达报警门限的判断方法为：
[0076]
分析燃料消耗速率和燃料余量持续降低时间：
[0077]
记当前秒为n，设当前秒n的燃料余量为mn，m
n-1-mn、m
n-2-m
n-1
、m
n-3-m
n-2
分别为当前秒、前一秒、前两秒的燃料消耗量；
[0078]
判断达到了燃料消耗报警门限的条件为：
[0079]
min(m
n-1-mn，m
n-1-mn，m
n-1-mn)≥d
max
，d
max
为燃料正常消耗最大速率，为先知数据；
[0080]
此外也可以按照下述条件判断达到了燃料消耗报警门限，s≥s
max
，s
max
为燃料正常消耗最大持续时间，为先知数据。
[0081]
若达到了燃料消耗报警门限，分析决策模块通过can总线向阀门控制单元发送关闭阀门指令，由阀门控制单元关闭阀门，防止燃料继续异常消耗。
[0082]
本发明将卫星发射前地面测量得到的贮箱总容积v
t
，燃料加注后贮箱气垫容积v0、压力p0、温度t0上注到智能计算单元；卫星在轨运行后利用温度测量单元、温度传感器、压力测量单元、压力传感器测量计算出贮箱温度t、贮箱压力p，通过can总线传至智能计算单元；智能计算单元利用贮箱在轨温度t计算出燃料密度ρ，基于在轨实时测量、计算得到的贮箱温度t、压力p和燃料密度ρ数据，基于气体状态方程计算得出贮箱燃料剩余量m；智能计算单元对燃料剩余量m进行燃料消耗速率分析和燃料持续消耗时间分析，满足燃料消耗报警门限后，向阀门控制单元发出阀门关闭指令。
[0083]
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。