[發明專利]一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統

在審

• 申請號: 201710448319.4
• 申請日: 2017-06-14
• 公開（公告）號: CN107340097A
• 公開（公告）日: 2017-11-10
• 發明（設計）人: 周曉蘭;程桐;黃放;劉忠;黃華平;何勇;張鵬;馬志倉;朱先權
• 申請（專利權）人: 貴州航天朝陽科技有限責任公司
• 主分類號: G01M1/12
• 分類號: G01M1/12
• 代理公司: 遵義市遵科專利事務所52102
• 代理人: 趙友超

技術領域

本發明屬于飛行裝備制造技術領域，具體涉及一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統。

背景技術

為提高其承載能力，目前大型靜止軌道衛星、飛船、深空探測器等航天器普遍采用四貯箱兩兩并聯的布局結構：兩個氧化劑貯箱并聯，兩個燃料貯箱并聯。航天器在工作過程中，相同組元兩個并聯貯箱內的推進劑消耗質量會存在差異，這個差異成為并聯貯箱排放不均衡量。推進系統在工作過程中，貯箱并聯排放的不均衡性將引起飛行器質心橫移，產生干擾力矩，導致軌道傾角產生偏差，質心橫移超差會影響航天器的正常工作，嚴重時甚至能導致航天器失控翻轉，因此并聯貯箱的排放不均衡量一直是推進系統的另一個重要技術指標。現有檢測方式準確性低，閉環控制難以控制膜片翻轉壓差范圍，測量數據不準確，試驗數據無法集成提取、工裝設備難以重復使用，試驗成本高、傳感器量程有限等缺點。

發明內容

為解決上述技術問題，本發明提供了一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統，該用于航天器用推進劑貯箱的測量系統解決現有檢測方式準確性低，閉環控制難以控制膜片翻轉壓差范圍，測量數據不準確，試驗數據無法集成提取、工裝設備難以重復使用，試驗成本高、傳感器量程有限等問題。

本發明通過以下技術方案得以實現。

本發明提供的一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統；包括氣源、手動截止閥一、緩沖灌、重量傳感器A、承重支架、承重底座、收集容器、手動截止閥二、流量計、壓差表和至少兩個貯箱，所述氣源通過手動截止閥一與各個貯箱的氣體入口、液體出口管道連接；所述各個貯箱上的液體出口還通過管道與收集容器連接，且貯箱上的液體出口與收集容器相連接的管道上還設置有手動截止閥二和流量計；所述各個貯箱通過承重立柱固定安裝在承重支架上，所述承重支架設置在承重底座上，且承重支架和承重底座之間還設置有重量傳感器A。

所述貯箱上的連接法蘭上設置有重量傳感器B。

所述承重底座的下側通過地腳螺栓與安裝平臺固定連接。

所述各個貯箱的氣體入口、液體出口的連接管道上還分別設置有壓力表二和壓力表三。

所述承重立柱與承重支架之間通過螺栓固定連接。

所述承重支架上的螺栓連接槽為U型螺栓孔。

所述手動截止閥一后端的管路上固定設置有緩沖灌。

所述手動截止閥一后端的管路上固定設置有壓力表一。

所述各個貯箱上的液體出口與手動截止閥一相連接的管道上還分別設置有壓差表。

本發明的有益效果在于：不僅能準確檢測貯箱質心動態的橫移量，且能有效的在貯箱排放過程中全程測量兩貯箱排放同步性，為貯箱同步排放提供精確完整的試驗數據，為后續動力系統控制質心加裝節流控制裝置提供有力試驗數據。本測量系統結構簡單，便于制造和試驗，且重復使用，以克服現有的技術不足，減少試驗成本，降低實際工作風險。

附圖說明

圖1是本發明的結構示意圖；

圖2是圖1中單個貯箱的結構示意圖；

圖中：1-氣源，2-手動截止閥一，3-壓力表一，4-緩沖灌，5-壓力表二，6-重量傳感器A，7-承重支架，8-地腳螺栓，9-承重底座，10-收集容器，11-手動截止閥二，12-流量計，13-壓差表，14-承重立柱，15-壓力表三，16-貯箱，17-連接法蘭，18-重量傳感器B。

具體實施方式

下面進一步描述本發明的技術方案，但要求保護的范圍并不局限于所述。

如圖1和圖2所示的一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統；包括氣源1、手動截止閥一2、緩沖灌4、重量傳感器A6、承重支架7、承重底座9、收集容器10、手動截止閥二11、流量計12、壓差表13和至少兩個貯箱16，所述氣源1通過手動截止閥一2與各個貯箱16的氣體入口、液體出口管道連接；所述各個貯箱16上的液體出口還通過管道與收集容器10連接，且貯箱16上的液體出口與收集容器10相連接的管道上還設置有手動截止閥二11和流量計12；所述各個貯箱16通過承重立柱14固定安裝在承重支架7上，所述承重支架7設置在承重底座9上，且承重支架7和承重底座9之間還設置有重量傳感器A6。所述各個貯箱16上的液體出口與手動截止閥一2相連接的管道上還分別設置有壓差表13；壓差表13可直觀反映氣液口壓降。

所述貯箱16上的連接法蘭17上設置有重量傳感器B18。

所述承重底座9的下側通過地腳螺栓8與安裝平臺固定連接。