[发明专利]一种基于推进剂物性的航天器推进剂剩余量测量方法

说明书

一种基于推进剂物性的航天器推进剂剩余量测量方法，包括下列步骤：(1)获得推进剂密度、饱和蒸气压等物性随温度的变化；(2)围绕推进剂贮箱配置压力传感器、温度传感器和主动热控措施；(3)调整贮箱主动温控策略，使得贮箱经历存在明显差异的两种温度状态；(4)利用步骤(3)两种状态贮箱压力、温度数据及推进剂物性随温度变化特性，计算推进剂剩余量。本发明实现了低成本航天器推进剂剩余量精确测量，提高了航天器寿命预估精度，可延长航天器服役时间，增加了航天器在轨运行的经济效益。

技术领域

本发明的技术领域属于航天器(如人造卫星、飞船、深空探测器等)推进技术，也可应用于火箭/导弹推进系统，或相关推进系统产品的地面试验中。

背景技术

航天器推进系统的功能是为航天器提供变轨和姿态控制所需的推力。目前，航天器推进系统领域(卫星、飞船，深空探测器等)仍以化学推进为主，航天器通过贮箱携带一种推进剂(单元推进系统)或两种推进剂(双元推进系统)，在贮箱内挤压气体的作用下推进剂进入发动机进行催化分解或燃烧产生推力。贮箱内推进剂剩余量多少是预估航天器在轨寿命的重要依据之一。

目前国内外在轨实际应用的推进剂剩余量测量方法主要有：簿记法(BK)、气体定律法(PVT)和气体注入激励法(PGS)等，这些方法各具特点。BK法的应用需要发动机进行地面热标，获得发动机准确的推进剂消耗特性，通过推进剂的消耗特性和在轨工作时间累计出消耗的推进剂量，进而得到剩余的推进剂量，该方法测量精度为3％～5％,适用于轨控发动机长时间变轨过程中推进剂消耗的估算，对于以脉冲工作为主的姿控任务，BK法精度较差，甚至无法开展。PVT方法基于挤压气体的量守恒原理，根据初始气体的温度、压力和推进剂量，以及末期挤压气体的温度、压力，预估末期推进剂量，该方法测量精度受到温度、压力的测量精度限制(长期在轨情况下传感器的特性衰减无法避免)，测量精度约为10％～15％；PGS方法对贮箱进行气体注入激励，根据激励前后挤压气体的量守恒计算推进剂剩余量，该方法精度为1％～5％，精度较高，但需要配置额外的气源和贮箱补气支路。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明的技术解决问题是：无需额外增加硬件的情况下，提供一种基于推进剂物性的航天器推进剂剩余量测量方法，实现推进剂剩余量的在轨测量，为提高推进剂利用率和航天器寿命预估提供依据。

本发明的一种基于推进剂物性的航天器推进剂剩余量测量方法，包括下列步骤：步骤(1)获得推进剂密度、饱和蒸气压的物性随温度的变化；步骤(2)围绕推进剂贮箱配置压力传感器、温度传感器和主动热控措施；步骤(3)调整贮箱主动温控策略，使得贮箱经历存在明显差异的两种温度状态；步骤(4)利用步骤(3)两种状态贮箱压力、温度数据及推进剂物性随温度变化特性，计算推进剂剩余量。

进一步，所述步骤(1)中推进剂密度、饱和蒸气压的物性随温度变化特性应准确，若误差较大则影响推进剂剩余量测量精度，需开展精度的推进剂物性测量。

进一步，所述步骤(3)调整贮箱主动温控策略，使得贮箱经历存在明显差异的两种温度状态，该温度差异通常不小于5℃。

进一步，所述步骤(4)中基于贮箱内挤压气体的量守恒原理和推进剂物性随温度变化特性，计算推进剂剩余量。

本发明立足于贮箱内挤压气体的量守恒和推进剂物性随温度变化特性，实现航天器推进剂剩余量测量，精度约1％～5％。本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)目前绝大部分航天器推进剂贮箱均已配置压力传感器、温度传感器和主动热控措施，所以本发明无需额外增加硬件；

(2)本发明实现的剩余量测量精度取决于压力传感器、温度传感器的分辨率而不是绝对精度，降低了压力传感器、温度传感器的精度需求；

(3)本发明实现的剩余量测量精度约1％～5％，优于PVT法和BK法，与PGS法测量精度相当，但无需额外的气源和贮箱补气支路。

附图说明