[發明專利]一種運載火箭上升段貯箱內推進劑余量的測量系統與方法

有效

• 申請號: 202110366059.2
• 申請日: 2021-04-06
• 公開（公告）號: CN113252131B
• 公開（公告）日: 2022-10-18
• 發明（設計）人: 于歡;顏曉明;王良軍;朱亞明;陳蕭
• 申請（專利權）人: 上海宇航系統工程研究所
• 主分類號: G01F23/00
• 分類號: G01F23/00;G01F23/80;G01F1/00;G01C21/16
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 王海濤

本發明公開了一種運載火箭上升段貯箱內推進劑余量的測量系統與方法，液位計組的輸出信號經液位計信號線纜傳遞至液位計信號處理模塊；液位計信號處理模塊輸出的液位信號經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；三軸加速度計固連在貯箱頂端，用于測量貯箱的三軸加速度，將加速度信號經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；貯箱姿態陀螺用于測量貯箱姿態角，將姿態角經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；貯箱推進劑余量計算單元是一套具備計算能力的嵌入式系統，用于根據流量計測得的流量信號、液位計信號處理模塊傳遞的液位信號、三軸加速度計測得的加速度信號以及貯箱姿態陀螺測得的貯箱姿態信號，計算貯箱中的推進劑余量。

技術領域

本發明涉及運載火箭貯箱推進劑余量測量技術領域，具體涉及一種運載火箭上升段貯箱內推進劑余量的測量系統與方法。

背景技術

液體火箭發射時推進劑質量占比可達85％～90％，推進劑量的減少會使火箭重心發生明顯變化、推進劑在貯箱中的晃動也會對箭體姿態造成直接影響，進而影響箭體既定任務的完成，因此在上升段(尤其指星箭分離前)對貯箱內推進劑的晃動以及余量的觀測十分重要。其中推進劑余量的測量結果，更是判斷火箭能否完成既定飛行任務、能否完成降級飛行任務等的重要依據；另一方面，多次發射中推進劑余量的測量結果，也可為地面優化推進劑加注量提供參考，進而提高運載火箭發射的費效比。綜上，運載火箭上升段貯箱推進劑余量測量是一種關系到火箭發射狀態優化以及火箭飛行任務完成質量的關鍵技術。

目前火箭上升段貯箱推進劑余量測量方法主要為電容液位計點式液位測量法以及體積激勵法兩種，其中電容液位計只能分段測量，同時未考慮到貯箱運動狀態對推進劑自由液面形態的影響，精度比較有限；體積激勵法有較好的精度(參考專利CN103344292A)，但測量過程需貯箱增壓回路配合動作、進而需改變原有動力系統的工作時序，另外貯箱自生增壓時氣體一般混雜較多推進劑氣霧、貯箱氣腔狀態分布不均一，這些因素均會對專利CN 103344292A中依據的氣態方程產生一定影響，從而給體積激勵法的精度保持帶來了挑戰。

鑒于近年來數據融合算法的深入研究、液位傳感器領域的持續發展以及嵌入式系統計算能力的不斷提高，本發明提出一種使用多個傳感器信號進行火箭貯箱推進劑量精確估計的測量系統和測量方法。

發明內容

本發明的目的在于提供一種運載火箭上升段貯箱內推進劑余量的測量系統與方法，旨在不改變箭體原有動力系統工作時序的條件下，精確估計貯箱中的推進劑余量，從而為評估火箭繼續完成原有飛行任務能力、估計火箭完成降級飛行任務能力以及提高火箭發射費效比提供依據和參考。

為了達到上述的目的，本發明提供一種運載火箭上升段貯箱內推進劑余量的測量系統，包括：貯箱、流量計、閥門、液位計組、液位計信號線纜、液位計信號處理模塊、三軸加速度計、貯箱姿態陀螺、貯箱推進劑余量計算單元以及信號線纜；

所述液位計組的輸出信號經液位計信號線纜傳遞至液位計信號處理模塊；

所述液位計信號處理模塊輸出的液位信號經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；

所述閥門安裝于貯箱出口管路上，用于控制貯箱內推進劑的排放速度；

所述流量計安裝于閥門的下游，用于測量流出貯箱的推進劑的流量；

所述三軸加速度計固連在貯箱頂端，用于測量貯箱的三軸加速度，并將加速度信號經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；

所述貯箱姿態陀螺固連在貯箱頂端，用于測量貯箱姿態角，并將姿態角經信號線纜傳遞至貯箱推進劑余量計算單元；

所述貯箱推進劑余量計算單元是一套具備計算能力的嵌入式系統，用于根據流量計測得的流量信號、液位計信號處理模塊傳遞的液位信號、三軸加速度計測得的加速度信號以及貯箱姿態陀螺測得的貯箱姿態信號，計算貯箱中的推進劑余量。