一种GEO轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法与流程

一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法
技术领域
1.本发明涉及一种geo轨道燃料站全寿命周期推进剂剩余量测量系统方案，属于在轨服务技术领域。


背景技术：

2.geo轨道未来存在两种类型的高价值目标，一种是维持在固定轨位保持对地三轴稳定的高价值卫星，另外一种是机动作战类高价值卫星。这两种高价值目标都需要通过在轨推进剂补加提高卫星的应用价值，所以geo轨道的在轨加注技术应用就显得极为迫切。
3.在轨加注的技术应用首先要解决两类飞行器的部署，一种是服务飞行器，这类飞行器通过主动逼近停靠高价值目标并把自身燃料补加到高价值目标贮箱中，这类飞行器机动能力较强，而另外一类飞行器就是geo轨道燃料站，这类飞行器通过多次gto转移入轨后，稳态运行在geo轨道，并等待服务飞行器来停靠，停靠完成后补加推进剂给服务飞行器。geo轨道燃料站的推进剂剩余量测量，一方面为燃料站的任务安全性监测提供保障，另外一方面燃料站推进剂剩余量也是影响补加任务设计的一个关键参数之一，所以通过结合燃料站各任务段的工作特点来测量燃料站贮箱推进剂剩余量就显得尤为重要，属于在轨加注技术中的一个关键技术之一。
4.geo轨道燃料站为了节省重量成本，其贮箱一般为表面张力贮箱，贮箱内是气液混合的，没有直接的传感器来测量贮箱推进剂剩余量，需要借助整个推进系统的配置来配合完成贮箱推进剂的剩余量测量。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：针对目前现有技术中，缺少解决geo轨道燃料站全生命周期贮箱剩余推进剂的系统测量问题，提出一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法。
6.本发明解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
7.一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，步骤如下：
8.(1)geo轨道燃料站与火箭分离后进入gto转移轨道，通过轨控发动机多次远地点变轨进入geo轨道，在gto转移阶段通过发动机小偏差方程计算推进剂消耗量，间接获取氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量；
9.(2)geo轨道燃料站稳态飞行阶段，通过推进系统配置的小气瓶向燃料站单个贮箱分别补充增压气体，基于系统上配置的高精度压力传感器及温度传感器数据，通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃料贮箱的推进剂剩余量；
10.(3)燃料站为服务飞行器补加推进剂阶段，通过在氧化剂补加管路和燃料补加管路上分别配置超声波流量计，通过基于顺逆流相位差原理的超声波流量计法测量推进剂的补加量，从而间接获取单个贮箱剩余量。
11.所述步骤(1)中，gto转移阶段推进剂补加模块不工作，系统上也不能通过气体体
积激励法来测量推进剂剩余量，气体体积激励法会影响主发动机的工况特性。主发动机工作期间，推进剂流量较大，流量参数比较稳定，可通过轨控发动机的小偏差方程计算推进剂剩余量，包括以下步骤：
12.1-1)通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量；
[0013][0014][0015]
每次变轨的秒耗量有所不同，可通过当次变轨燃料站上主发动机入口压力、推进剂温度参数拟合当次变轨氧化剂及燃烧剂的精确秒耗量。其中为氧化剂的秒耗量，为燃烧剂的秒耗量，单位均为kg/s，a1为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，a2为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，a3为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，a4为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b1为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，b2为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b3为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，b4为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，p
eo
、p
er
、t
eo
、t
er
分别为主发动机额定工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，p
to
、p
tr
、t
to
、t
tr
分别为主发动机实际工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，a0和b0分别为拟合常数。
[0016]
1-2)计算推进剂消耗量；
[0017][0018][0019]
单位为kg，其中t1为轨控发动机开机时间，多次变轨可先通过每次变轨的秒耗量及变轨时间累计计算总的氧化剂消耗量m
o1
和燃烧剂的消耗量m
r1
。
[0020]
1-3)计算推进剂剩余量，包括氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量
[0021]
δm
o1
＝m
o-m
o1
[0022]
δm
r1
＝m
r-m
r1
[0023]
其中mo为氧化剂的总加注量，mr为燃料的总加注量，gto转移阶段两个氧化剂贮箱并联排放，两个燃料贮箱并联排放，计算的氧化剂剩余量δm
o1
及燃料剩余量δm
r1
分别为氧化剂的总剩余量及燃烧剂的总剩余量。
[0024]
所述步骤(2)中，系统体积激励法需要系统在硬件上具有一定的配置，每个贮箱供气上游需单独增加配置一个小气瓶，该小气瓶与贮箱通过自锁阀隔离，也同时与推进系统的增压主气瓶之间通过自锁阀隔离，并通过增压路主气瓶按需进行小气瓶充气，该小气瓶配置有压力、温度传感器，贮箱也配置有压力、温度传感器。测量前先通过增压路主气瓶给小气瓶充满一定压力范围的气体，然后打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶中的部分气体排放到被测量贮箱中，测量得到单个贮箱剩余量；假设测量前设置的小气瓶压力p
g0
mpa，温度为t
g0
k，容积为v
g0
l，压缩因子为z
g0
，测量后小气瓶压力p
g1
mpa，温度为t
g1
k，压缩因子为z
g1
，测量前贮箱压力p
z0
mpa，温度为t
z0
k，贮箱气腔容积为v
z0
l，压缩因子为z
z0
，测量后贮箱压力p
z1
mpa，温度为t
z1
k，压缩因子为z
z1
，该阶段推进剂剩余量测量包括以下步骤：
[0025]
2-1)通过增压路主气瓶给小气瓶充气，小气瓶的充气压力由贮箱容积、小气瓶容积、压力传感器精度来决定，通过设计保证在5mpa以内；
[0026]
2-2)打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶的气体激励到贮箱中，改变贮箱压力；
[0027]
2-3)计算气体体积激励后单个贮箱气腔容积v
z0
；
[0028][0029]
2-4)计算单个贮箱剩余量δm2；
[0030]
δm2＝(v-v
z0
)
×
ρ
[0031]
其中v为单个贮箱总容积，单位为l，ρ为贮箱中推进剂密度，不同的贮箱剩余量就是把步骤2-1)到2-4)再重复一遍。
[0032]
气体体积激励法依赖于压力及温度传感器的精度，为了提高剩余量测量精度，就需要选用高精度的压力传感器及温度传感器。
[0033]
所述步骤(3)中，推进剂补加任务阶段，一般情况下是一个燃料站贮箱补加一个服务飞行器贮箱，在轨加注过程中燃料站贮箱推进剂剩余量是动态变化的，需要实时测量燃料站贮箱推进剂剩余量。此过程中发动机几乎不工作，不能借助于发动机小偏差方程法，同时补加过程中气体体积激励法也不合适，可通过超声波流量计法来动态测量实时补加量及累计补加量。
[0034]
超声波流量计法通过补加管路上顺逆流超声波相位差来获取实时补加量，超声波流量计穿插布局在补加管路中，化剂补加管路和燃烧剂补加管路各一个，与工业应用中夹持式流量计不同，包括以下步骤：
[0035]
3-1)通过超声波流量计实时获取每个贮箱补加过程中的顺逆流相位差数据；
[0036]
3-2)燃料站每个贮箱实时补加量计算；
[0037][0038]
单位为m3/s,其中q为推进剂补加体积流量，c为超声波在静态推进剂中的流速，d为管路直径为，l为超声波测量的管路长度，f为超声波频率，为超声波顺逆流相位差，kh为流量修正系数。
[0039]
3-3)累计补加量计算；
[0040]mbujia
＝∫qdt
[0041]
单位为kg,通过实时补加量的累加和获取累计补加量。
[0042]
3-4)单个贮箱推进剂剩余量计算；
[0043]
δm3＝δm
2-m
bujia
[0044]
单位为kg，不同的贮箱剩余量就是把步骤3-1)到3-4)再重复一遍。
[0045]
本发明与现有技术相比的优点在于：
[0046]
geo轨道燃料站目前处于地面规划研制阶段，在轨还没有运营，geo轨道燃料站的贮箱推进剂剩余量测量技术将是在轨补加技术的关键技术之一。目前关于geo轨道燃料站的推进剂剩余量测量技术方案研究成果还没有，本专利基于某在研的geo轨道燃料站的各任务段特点设计了一套分段接力的系统性的全生命周期推进剂剩余量测量方案。此外，本
专利中的提出的超声波流量计法测量目前主要应用在天然气等工业领域，由于超声波在不同介质中的传播特性不同以及流体在地面与微重力环境中的流动特性不同，航天方面使用了特殊的推进剂介质，在航天方面还没有实现工程应用，目前只有个别论文中提到基于超声波时差法测量补加量，本专利提出利用超声波相位差来解决geo轨道在轨补加段的推进剂剩余量测量方案，方法实现方面更简单直接。
附图说明
[0047]
图1为发明提供的geo轨道燃料全生命周期推进剂剩余量测量系统方案流程图；
[0048]
图2为发明提供的geo轨道燃料站任务流程图；
[0049]
图3为发明提供的geo轨道燃料站贮箱布局图；
[0050]
图4为发明提供的geo轨道燃料站气体体积激励法系统原理图；
[0051]
图5为发明提供的geo轨道燃料站超声波流量计法测量系统原理图；
具体实施方式
[0052]
一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，提出结合geo轨道燃料站不同任务段的工况特点，选用适合该段任务特点的推进剂剩余量测量方法，对燃料站全生命周期内贮箱的推进剂剩余量进行监测测量，为燃料站的任务设计和任务安全性监测提供支撑和保障。geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量系统方案流程图如图1所示，具体流程如下：
[0053]
(1)geo轨道燃料站与火箭分离后进入gto转移轨道，通过轨控发动机多次远地点变轨进入geo轨道，在gto转移阶段通过发动机小偏差方程计算推进剂消耗量，间接获取氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量；
[0054]
gto转移阶段推进剂补加模块不工作，系统上也不能通过气体体积激励法来测量推进剂剩余量，气体体积激励法会影响主发动机的工作点。主发动机工作期间，推进剂流量较大，流量参数比较稳定，可通过轨控发动机的小偏差方程计算推进剂剩余量，包括以下步骤:
[0055]
1-1)通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量；
[0056][0057][0058]
每次变轨的秒耗量有所不同，可通过当次变轨燃料站上主发动机入口压力、推进剂温度参数拟合当次变轨氧化剂及燃烧剂的精确秒耗量。其中为氧化剂的秒耗量，为燃烧剂的秒耗量，单位均为kg/s，a1为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，a2为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，a3为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，a4为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b1为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，b2为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b3为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，b4为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，p
eo
、p
er
、t
eo
、t
er
分别为主发动机额定工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，p
to
、p
tr
、t
to
、t
tr
分别为主发动机实际工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，a0和b0分别为拟合常
数。
[0059]
1-2)计算推进剂消耗量；
[0060][0061][0062]
单位为kg，其中t1为轨控发动机开机时间，多次变轨可先通过每次变轨的秒耗量及变轨时间累计计算总的氧化剂消耗量m
o1
和燃烧剂的消耗量m
r1
。
[0063]
1-3)计算推进剂剩余量，包括氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量
[0064]
δm
o1
＝m
o-m
o1
[0065]
δm
r1
＝m
r-m
r1
[0066]
其中mo为氧化剂的总加注量，mr为燃料的总加注量，gto转移阶段两个氧化剂贮箱并联排放，两个燃料贮箱并联排放，计算的氧化剂剩余量δm
o1
及燃料剩余量δm
r1
分别为氧化剂的总剩余量及燃烧剂的总剩余量，不能精确给出各个贮箱的剩余量。
[0067]
(2)geo轨道燃料站稳态飞行阶段，通过推进系统配置的小气瓶向燃料站单个贮箱分别补充增压气体，基于系统上配置的高精度压力传感器及温度传感器数据，通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃料贮箱的推进剂剩余量；
[0068]
具体气体体积激励的系统组成如附图4所示，每个贮箱上游都连接有一个小气瓶，气瓶与贮箱通过阀门隔离，气瓶配置有压力、温度等传感器，同样的，贮箱也配置有压力、温度等传感器，测量前先通过增压路主气瓶给小气瓶充满一定压力范围的气体，然后打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶中的部分气体排放到被测量贮箱中，该测量方法可以测量单个贮箱剩余量。假设测量前设置的气瓶压力p
g0
mpa，温度为t
g0
k，气瓶容积为v
g0
l，压缩因子为z
g0
，测量后气瓶压力p
g1
mpa，温度为t
g1
k，压缩因子为z
g1
，测量前贮箱压力p
z0
mpa，温度为t
z0
k，贮箱气腔容积为v
z0
l，压缩因子为z
z0
，测量后贮箱压力p
z1
mpa，温度为t
z1
k，压缩因子为z
z1
。，该阶段推进剂剩余量测量包括以下步骤：
[0069]
2-1)通过增压路主气瓶给小气瓶充气，小气瓶的充气压力由贮箱容积、小气瓶容积、压力传感器精度来决定，通过设计保证在5mpa以内；
[0070]
2-2)打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶的气体激励到贮箱中，改变贮箱压力；
[0071]
2-3)计算气体体积激励后单个贮箱气腔容积v
z0
；
[0072][0073]
2-4)计算单个贮箱剩余量δm2；
[0074]
δm2＝(v-v
z0
)
×
ρ
[0075]
其中v为单个贮箱总容积，单位为l，ρ为贮箱中推进剂密度，单位为kg/l，不同的贮箱剩余量就是把步骤2-1)到2-4)再重复一遍。
[0076]
气体体积激励法依赖于压力温度传感器的精度，为了提高剩余量测量精度，就需要选用高精度的压力传感器及温度传感器。
[0077]
(3)燃料站为服务飞行器补加推进剂阶段，通过在氧化剂补加管路和燃料补加管
路上分别配置超声波流量计，通过基于顺逆流相位差原理的超声波流量计法测量推进剂的补加量，从而间接获取单个贮箱剩余量；
[0078]
推进剂补加阶段，一般情况下是一个燃料站贮箱补加一个服务飞行器贮箱，在轨加注过程中燃料站贮箱推进剂剩余量是动态变化的，需要实时测量燃料站贮箱推进剂剩余量。此过程中发动机几乎不工作，不能借助于发动机小偏差方程法，同时补加过程中气体体积激励法也不合适，可通过超声波流量计法来动态测量实时补加量及累计补加量。
[0079]
超声波流量计法通过补加管路上顺逆流超声波相位差来获取实时补加量，超声波流量计集成在补加管路上，氧化剂和燃料各一个，具体原理图见附图5，该方法包括以下步骤：
[0080]
3-1)通过超声波流量计实时获取每个贮箱补加过程中的顺逆流相位差数据；
[0081]
3-2)燃料站每个贮箱实时补加量计算；
[0082][0083]
单位为m3/s,其中q为推进剂补加体积流量，c为超声波在静态推进剂中的流速，d为管路直径为，l为超声波测量的管路长度，f为超声波频率，为超声波顺逆流相位差，kh为流量修正系数。
[0084]
3-3)累计补加量计算；
[0085]mbujia
＝∫qdt
[0086]
单位为kg,通过实时补加量的累加和获取累计补加量。
[0087]
3-4)单个贮箱推进剂剩余量计算；
[0088]
δm3＝δm
2-m
bujia
[0089]
单位为kg，不同的贮箱剩余量就是把步骤3-1)到3-4)再重复一遍。
[0090]
下面结合具体实施例进行进一步说明：
[0091]
在本实施例中，以某高轨燃料站为例，对本发明做进一步的说明。
[0092]
该燃料站全生命周期内具体任务流程见附图1，该高轨燃料站与火箭分离后进入gto转移轨道，并在gto转移轨道通过多次远地点变轨进入geo轨道；在geo轨道该燃料站非任务时段处于稳态飞行状态，保持对地三轴稳定姿态，轨道按需进行保持；在geo轨道任务时段，服务飞行器逼近停靠该燃料站，然后燃料站向服务飞行器补加双组元推进剂。
[0093]
该燃料站具有双组元大推力轨控发动机和小推力的姿控发动机，推进剂贮箱如附图3所示并联分布，2个氧化剂贮箱和2个燃烧剂贮箱对称分布。
[0094]
下面详细介绍该燃料站不同任务阶段推进剂剩余量的测量方案，具体见附图1
[0095]
步骤1，geo轨道燃料站与火箭分离后，通过轨控发动机多次远地点变轨进入geo轨道，在该阶段通过轨控发动机小偏差方程计算推进剂消耗量，间接获取氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量；
[0096]
gto转移阶段燃料站的推进剂通过具有推进功能的管路流出，流量大，可通过轨控发动机的小偏差方程推进剂剩余量，包括以下步骤
[0097]
1-1)通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量；
[0098]
[0099][0100]
每次变轨的秒耗量有所不同，可通过当次变轨燃料站上主发动机入口压力、推进剂温度参数拟合当次变轨氧化剂及燃烧剂的精确秒耗量。其中为氧化剂的秒耗量，为燃烧剂的秒耗量，单位均为kg/s，a1为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，a2为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，a3为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，a4为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b1为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，b2为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b3为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，b4为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，p
eo
、p
er
、t
eo
、t
er
分别为主发动机额定工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，p
to
、p
tr
、t
to
、t
tr
分别为主发动机实际工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，a0和b0分别为拟合常数。
[0101]
1-2)计算推进剂消耗量；
[0102][0103][0104]
单位为kg，其中t1为轨控发动机开机时间，多次变轨可先通过每次变轨的秒耗量及变轨时间累计计算总的氧化剂消耗量m
o1
和燃烧剂的消耗量m
r1
。
[0105]
1-3)计算推进剂剩余量，包括氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量
[0106]
δm
o1
＝m
o-m
o1
[0107]
δm
r1
＝m
r-m
r1
[0108]
其中mo为氧化剂的总加注量，mr为燃料的总加注量，gto转移阶段两个氧化剂贮箱并联排放，两个燃料贮箱并联排放，计算的氧化剂剩余量δm
o1
及燃料剩余量δm
r1
分别为氧化剂的总剩余量及燃烧剂的总剩余量。
[0109]
gto转移段补加模块不工作，所以不能通过超声波流量计法进行测量，也不能通过气体体积激励法，因为该方法会影响发动机入口压力，使发动机偏离工作点。
[0110]
步骤2，geo轨道燃料站稳态飞行阶段，通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃料贮箱的剩余量；
[0111]
geo轨道稳态飞行阶段，燃料站不需要进行推进补加任务，只需要姿态保持对地三轴稳定，轨道进行一定的维持即可。在这个阶段推进剂消耗量少，不需要实时监测贮箱推进剂剩余量，只需要在补加任务前通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃烧剂贮箱的剩余量，为补加任务做准备。
[0112]
具体气体体积激励的系统组成如附图4所示，每个贮箱上游都连接有一个小气瓶，气瓶与贮箱通过阀门隔离，气瓶配置有压力、温度等传感器，同样的，贮箱也配置有压力、温度等传感器，测量前先通过增压路主气瓶给小气瓶充满一定压力范围的气体，然后打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶中的部分气体排放到被测量贮箱中，该测量方法可以测量单个贮箱剩余量。假设测量前设置的气瓶压力p
g0
mpa，温度为t
g0
k，气瓶容积为v
g0
l，压缩因子为z
g0
，测量后气瓶压力p
g1
mpa，温度为t
g1
k，压缩因子为z
g1
，测量前贮箱压力p
z0
mpa，温度为t
z0
k，贮箱气腔容积为v
z0
l，压缩因子为z
z0
，测量后贮箱压力p
z1
mpa，温度为t
z1
k，压缩因子为z
z1
。该阶段推进剂剩余量测量包括以下步骤：
[0113]
2-1)通过增压路主气瓶给小气瓶充气，小气瓶的充气压力由贮箱容积、小气瓶容积、压力传感器精度来决定，通过设计保证在5mpa以内；
[0114]
2-2)打开小气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶的气体激励到贮箱中，改变贮箱压力；
[0115]
2-3)气体体积激励后单个贮箱气腔容积计算；
[0116][0117]
2-4)单个贮箱剩余量计算；
[0118]
δm2＝(v-v
z0
)
×
ρ
[0119]
单位为kg，其中v为贮箱总容积，单位为l，ρ为贮箱中推进剂密度，单位为kg/l，不同的贮箱剩余量就是把步骤2-1)到2-4)再重复一遍。
[0120]
气体体积激励法依赖于压力温度传感器的精度，为了提高剩余量测量精度，就需要选用高精度的压力传感器及温度传感器。
[0121]
如附图3，该燃料站有2个氧化剂贮箱和2个燃烧剂贮箱，所以需要把步骤2-1)到2-4)做四遍，这样可以分别计算每个氧化剂贮箱和每个燃料贮箱的推进剂剩余量。
[0122]
步骤3，燃料站为服务飞行器补加推进剂阶段，通过超声波流量计法测量推进剂的补加量，从而间接获取单个贮箱剩余量；
[0123]
推进剂补加阶段，一般情况下是一个燃料站贮箱补加一个服务飞行器贮箱，在轨加注过程中燃料站贮箱推进剂剩余量是动态变化的，需要实时测量燃料站贮箱推进剂剩余量。此过程中发动机几乎不工作，不能借助于发动机小偏差方程法，同时补加过程中气体体积激励法也不合适，可通过超声波流量计法来动态测量实时补加量及累计补加量。
[0124]
超声波流量计法通过补加管路上顺逆流超声波相位差来获取实时补加量，超声波流量计穿插在补加管路上，氧化剂补加管路和燃料补加管路各一个，不同于工业应用，工业上使用的夹持式流量计与管路是独立的，本文提出的流量计必须作为管路的一部分参与推进剂传输，具体单路原理图见附图5，该方法包括以下步骤：
[0125]
3-1)通过超声波流量计实时获取每个贮箱补加过程中的顺逆流相位差数据；
[0126]
3-2)燃料站每个贮箱实时补加量计算；
[0127][0128]
单位为m3/s,其中q为推进剂补加体积流量，c为超声波在静态推进剂中的流速，d为管路直径为，l为超声波测量的管路长度，f为超声波频率，为超声波顺逆流相位差，kh为流量修正系数。
[0129]
3-3)累计补加量计算；
[0130]mbujia
＝∫qdt
[0131]
单位为kg,通过实时补加量的累加和获取累计补加量。
[0132]
3-4)单个贮箱推进剂剩余量计算；
[0133]
δm3＝δm
2-m
bujia
[0134]
单位为kg，不同的贮箱剩余量就是把步骤3-1)到3-4)再重复一遍。
[0135]
同样的，该燃料站有2个氧化剂贮箱和2个燃烧剂贮箱，所以需要把步骤3-1)到3-4)做四遍，这样可以分别计算补加任务过程中燃料站每个氧化剂贮箱和每个燃料贮箱的推进剂剩余量。
[0136]
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于，包括：geo轨道燃料站与火箭分离后进入gto转移轨道，通过轨控发动机多次远地点变轨进入geo轨道，在gto转移阶段通过发动机小偏差方程计算推进剂消耗量，间接获取氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量；geo轨道燃料站稳态飞行阶段，通过推进系统配置的小气瓶向燃料站单个贮箱分别补充增压气体，基于系统上配置的高精度压力传感器及温度传感器数据，通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃料贮箱的推进剂剩余量；燃料站补加推进剂阶段，通过在氧化剂补加管路和燃料补加管路上分别配置超声波流量计，通过基于顺逆流相位差原理的超声波流量计法测量推进剂的补加量，从而间接获取单个贮箱剩余量。2.根据权利要求1所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：在燃料站gto转移任务段，通过计算推进剂消耗量来间接获取氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量，包括：通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量；根据氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量，计算得到推进剂消耗量，进而获得推进剂剩余量，包括氧化剂的总剩余量和燃烧剂的总剩余量。3.根据权利要求2所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：所述通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量，包括：征在于：所述通过小偏差方程获取轨控发动机的氧化剂秒耗量和燃烧剂秒耗量，包括：每次变轨的秒耗量有所不同，通过当次变轨燃料站上主发动机入口压力、推进剂温度参数拟合当次变轨氧化剂及燃烧剂的精确秒耗量；其中为氧化剂的秒耗量，为燃烧剂的秒耗量，a1为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，a2为氧化剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，a3为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，a4为氧化剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b1为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱压力的敏感度，b2为燃烧剂秒耗量对燃烧剂贮箱温度的敏感度，b3为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱压力的敏感度，b4为燃烧剂秒耗量对氧化剂贮箱温度的敏感度，p
eo
、p
er
、t
eo
、t
er
分别为主发动机额定工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，p
to
、p
tr
、t
to
、t
tr
分别为主发动机实际工况入口氧化剂压力、燃烧剂压力、氧化剂温度、燃烧剂温度，a0和b0分别为拟合常数。4.根据权利要求3所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：计算推进剂消耗量具体为：征在于：计算推进剂消耗量具体为：其中t1为轨控发动机开机时间，多次变轨可先通过每次变轨的秒耗量及变轨时间累计计算总的氧化剂消耗量m
o1
和燃烧剂的消耗量m
r1
。5.根据权利要求4所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：计算推进剂剩余量具体为：δm
o1
＝m
o-m
o1
δm
r1
＝m
r-m
r1
其中m
o
为氧化剂的总加注量，m
r
为燃料的总加注量，gto转移阶段两个氧化剂贮箱并联排放，两个燃料贮箱并联排放，计算的氧化剂剩余量δm
o1
及燃料剩余量δm
r1
分别为氧化剂的总剩余量及燃烧剂的总剩余量。6.根据权利要求1所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：在燃料站geo轨道稳态飞行阶段通过气体体积激励法获取各个氧化剂贮箱及燃料贮箱的推进剂剩余量，包括：首先在推进系统配置上增加硬件配置，每个贮箱供气上游需单独增加配置一个气瓶，该气瓶与贮箱通过自锁阀隔离，也同时与推进系统的增压主气瓶之间通过自锁阀隔离，并通过增压路主气瓶按需进行气瓶充气，该气瓶配置有压力、温度传感器，贮箱也配置有压力、温度传感器；测量前先通过增压路主气瓶给气瓶充满一定压力范围的气体，然后打开气瓶与贮箱之间的阀门，把气瓶中的部分气体排放到被测量贮箱中，测量得到单个贮箱剩余量；设测量前设置的气瓶压力p
g0
mpa，温度为t
g0
，容积为v
g0
，压缩因子为z
g0
，测量后气瓶压力p
g1
，温度为t
g1
，压缩因子为z
g1
，测量前贮箱压力p
z0
，温度为t
z0
，贮箱气腔容积为v
z0
，压缩因子为z
z0
，测量后贮箱压力p
z1
，温度为t
z1
，压缩因子为z
z1
，该阶段推进剂剩余量测量包括以下步骤：通过增压路主气瓶给气瓶充气；打开气瓶与贮箱之间的阀门，把小气瓶的气体激励到贮箱中，改变贮箱压力；计算气体体积激励后单个贮箱气腔容积v
z0
；进而得到单个贮箱剩余量δm2；δm2＝(v-v
z0
)
×
ρ其中v为单个贮箱总容积，ρ为贮箱中推进剂密度。7.根据权利要求6所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：计算气体体积激励后单个贮箱气腔容积v
z0
8.根据权利要求6所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：气瓶的充气压力由贮箱容积、气瓶容积、压力传感器精度来决定，通过设计保证在5mpa以内。9.根据权利要求8所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：在燃料站geo轨道推进剂补加任务段通过基于顺逆流相位差原理的超声波流量计法测量推进剂的补加量，间接获取单个贮箱剩余量，包括：超声波流量计法通过补加管路上顺逆流超声波相位差来获取实时补加量，超声波流量计集成在补加管路中，氧化剂补加管路和燃烧剂补加管路各一个，作为补加管路的一部分，包括以下步骤：通过超声波流量计实时获取单个贮箱补加过程中的顺逆流相位差数据；计算燃料站单个贮箱实时补加量q；
计算单个贮箱累计补加量m
bujia
；m
bujia
＝∫qdt单位为kg,通过实时补加量的累加和获取累计补加量；计算单个贮箱推进剂剩余量δm3；δm3＝δm
2-m
bujia
其中δm2为geo轨道稳态飞行任务段计算的单个贮箱推进剂剩余量。10.根据权利要求9所述的一种geo轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，其特征在于：计算燃料站单个贮箱实时补加量具体为：其中q为推进剂补加瞬时体积流量，c为超声波在静态推进剂中的流速，d为管路直径，l为超声波测量的管路长度，f为超声波频率，为超声波顺逆流相位差，k
h
为流量修正系数。

技术总结
一种GEO轨道燃料站全生命周期推进剂剩余量测量方法，通过分析GEO轨道燃料站任务剖面中不同任务段的工作特点，通过系统上必要的硬件配置，在GTO转移段提出利用发动机小偏差方程间接计算氧化剂总的剩余量与燃烧剂总的剩余量，在GEO稳态运行段，提出通过气体体积激励法来测量单个贮箱的推进剂剩余量，在推进剂补加任务段，提出通过超声波流量计法间接测量推进剂剩余量，形成了燃料站全寿命周期的推进剂剩余测量系统方案，解决了GEO轨道在轨加注技术中的推进剂剩余量系统测量问题，一方面为燃料站GTO转移段、在轨推进剂补加段的任务安全性提供监测手段，另外一方面，为在轨补加任务设计提供设计输入，在轨补加技术的发展应用，可以有效提高卫星的机动能力。可以有效提高卫星的机动能力。可以有效提高卫星的机动能力。


技术研发人员：李亚菲 吴凡 唐菡 徐凡 江晟 肖余之
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.03.09
技术公布日：2023/7/31