CN107340097A - 一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统 - Google Patents

一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统 Download PDF

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周晓兰
程桐
黄放
刘忠
黄华平
何勇
张鹏
马志仓
朱先权
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Abstract

本发明提供了一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统；所述气源通过手动截止阀一与各个贮箱的气体入口、液体出口管道连接；所述各个贮箱上的液体出口还通过管道与收集容器连接，且贮箱上的液体出口与收集容器相连接的管道上还设置有手动截止阀二和流量计；所述各个贮箱上的液体出口与手动截止阀一相连接的管道上还分别设置有压差表。本发明不仅能准确检测贮箱质心动态的横移量，且能有效的在贮箱排放过程中全程测量两贮箱排放同步性，为贮箱同步排放提供精确完整的试验数据，为后续动力系统控制质心加装节流控制装置提供有力试验数据。

Description

一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统
技术领域
本发明属于飞行装备制造技术领域，具体涉及一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统。
背景技术
为提高其承载能力，目前大型静止轨道卫星、飞船、深空探测器等航天器普遍采用四贮箱两两并联的布局结构：两个氧化剂贮箱并联，两个燃料贮箱并联。航天器在工作过程中，相同组元两个并联贮箱内的推进剂消耗质量会存在差异，这个差异成为并联贮箱排放不均衡量。推进系统在工作过程中，贮箱并联排放的不均衡性将引起飞行器质心横移，产生干扰力矩，导致轨道倾角产生偏差，质心横移超差会影响航天器的正常工作，严重时甚至能导致航天器失控翻转，因此并联贮箱的排放不均衡量一直是推进系统的另一个重要技术指标。现有检测方式准确性低，闭环控制难以控制膜片翻转压差范围，测量数据不准确，试验数据无法集成提取、工装设备难以重复使用，试验成本高、传感器量程有限等缺点。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供了一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，该用于航天器用推进剂贮箱的测量系统解决现有检测方式准确性低，闭环控制难以控制膜片翻转压差范围，测量数据不准确，试验数据无法集成提取、工装设备难以重复使用，试验成本高、传感器量程有限等问题。
本发明通过以下技术方案得以实现。
本发明提供的一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统；包括气源、手动截止阀一、缓冲灌、重量传感器A、承重支架、承重底座、收集容器、手动截止阀二、流量计、压差表和至少两个贮箱，所述气源通过手动截止阀一与各个贮箱的气体入口、液体出口管道连接；所述各个贮箱上的液体出口还通过管道与收集容器连接，且贮箱上的液体出口与收集容器相连接的管道上还设置有手动截止阀二和流量计；所述各个贮箱通过承重立柱固定安装在承重支架上，所述承重支架设置在承重底座上，且承重支架和承重底座之间还设置有重量传感器A。
所述贮箱上的连接法兰上设置有重量传感器B。
所述承重底座的下侧通过地脚螺栓与安装平台固定连接。
所述各个贮箱的气体入口、液体出口的连接管道上还分别设置有压力表二和压力表三。
所述承重立柱与承重支架之间通过螺栓固定连接。
所述承重支架上的螺栓连接槽为U型螺栓孔。
所述手动截止阀一后端的管路上固定设置有缓冲灌。
所述手动截止阀一后端的管路上固定设置有压力表一。
所述各个贮箱上的液体出口与手动截止阀一相连接的管道上还分别设置有压差表。
本发明的有益效果在于：不仅能准确检测贮箱质心动态的横移量，且能有效的在贮箱排放过程中全程测量两贮箱排放同步性，为贮箱同步排放提供精确完整的试验数据，为后续动力系统控制质心加装节流控制装置提供有力试验数据。本测量系统结构简单，便于制造和试验，且重复使用，以克服现有的技术不足，减少试验成本，降低实际工作风险。
附图说明
图1是本发明的结构示意图；
图2是图1中单个贮箱的结构示意图；
图中：1-气源，2-手动截止阀一，3-压力表一，4-缓冲灌，5-压力表二，6-重量传感器A，7-承重支架，8-地脚螺栓，9-承重底座，10-收集容器，11-手动截止阀二，12-流量计，13-压差表，14-承重立柱，15-压力表三，16-贮箱，17-连接法兰，18-重量传感器B。
具体实施方式
下面进一步描述本发明的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
如图1和图2所示的一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统；包括气源1、手动截止阀一2、缓冲灌4、重量传感器A6、承重支架7、承重底座9、收集容器10、手动截止阀二11、流量计12、压差表13和至少两个贮箱16，所述气源1通过手动截止阀一2与各个贮箱16的气体入口、液体出口管道连接；所述各个贮箱16上的液体出口还通过管道与收集容器10连接，且贮箱16上的液体出口与收集容器10相连接的管道上还设置有手动截止阀二11和流量计12；所述各个贮箱16通过承重立柱14固定安装在承重支架7上，所述承重支架7设置在承重底座9上，且承重支架7和承重底座9之间还设置有重量传感器A6。所述各个贮箱16上的液体出口与手动截止阀一2相连接的管道上还分别设置有压差表13；压差表13可直观反映气液口压降。
所述贮箱16上的连接法兰17上设置有重量传感器B18。
所述承重底座9的下侧通过地脚螺栓8与安装平台固定连接。
所述各个贮箱16的气体入口、液体出口的连接管道上还分别设置有压力表二5和压力表三15。
所述承重立柱14与承重支架7之间通过螺栓固定连接。
所述承重支架7上的螺栓连接槽为U型螺栓孔。
所述手动截止阀一2后端的管路上固定设置有缓冲灌4。
所述手动截止阀一2后端的管路上固定设置有压力表一3。
3枚小量程重量传感器B18通过承重立柱14均布，在动态质心横移测量过程中通过3枚小量程重量传感器B18的数值变化反映贮箱16（单个贮箱）的动态质心变化。
2枚大量程重量传感器A6分别安装在承重底座9和承重支架7之间，在同步排放测量过程中，2枚大量程传感器的数值变化即可反映贮箱16（两个或多个贮箱）的同步排放一致性。
3枚地脚螺栓8均布在承重底座9，将承重底座9与安装平台相连，保证测量系统的稳固性。
承重支架7与承重立柱14通过螺栓螺母连接，便于拆装；承重支架7的螺栓连接槽为U型螺栓孔，便于不同规格的贮箱16都能安装在此结构上进行动态质心横移测量及同步性排放检测。
连接法兰17在初始设计时预留多孔位，便于不同规格的贮箱16都能安装在此结构上进行动态质心横移测量及同步性排放检测。
在气源1后加装缓冲罐4，避免在测量过程中压力突增引起贮箱贮箱的损坏。
为保证试验安全，在气源1后和收集容器10前加装手动截止阀。
收集容器10（带有刻度）和大量程重量传感器A6可以测量出贮箱的挤出效率。两个大量程重量传感器A6的数值之差即可反映两贮箱排放的同步性。
本发明不仅能准确检测贮箱质心动态的横移量，且能有效的在贮箱排放过程中全程测量两贮箱排放同步性，为贮箱同步排放提供精确完整的试验数据，为后续动力系统控制质心加装节流控制装置提供有力试验数据。本测量系统结构简单，便于制造和试验，且重复使用，以克服现有的技术不足，减少试验成本，降低实际工作风险。

Claims (9)

1.一种用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：包括气源（1）、手动截止阀一（2）、缓冲灌（4）、重量传感器A（6）、承重支架（7）、承重底座（9）、收集容器（10）、手动截止阀二（11）、流量计（12）和至少两个贮箱（16），所述气源（1）通过手动截止阀一（2）与各个贮箱（16）的气体入口、液体出口管道连接；
所述各个贮箱（16）上的液体出口还通过管道与收集容器（10）连接，且贮箱（16）上的液体出口与收集容器（10）相连接的管道上还设置有手动截止阀二（11）和流量计（12）；
所述各个贮箱（16）通过承重立柱（14）固定安装在承重支架（7）上，所述承重支架（7）设置在承重底座（9）上，且承重支架（7）和承重底座（9）之间还设置有重量传感器A（6）。
2.如权利要求1所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述贮箱（16）上的连接法兰（17）上设置有重量传感器B（18）。
3.如权利要求1所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述承重底座（9）的下侧通过地脚螺栓（8）与安装平台固定连接。
4.如权利要求1所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述各个贮箱（16）的气体入口、液体出口的连接管道上还分别设置有压力表二（5）和压力表三（15）。
5.如权利要求1所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述承重立柱（14）与承重支架（7）之间通过螺栓固定连接。
6.如权利要求5所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述承重支架（7）上的螺栓连接槽为U型螺栓孔。
7.如权利要求1~6中任一所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述手动截止阀一（2）后端的管路上固定设置有缓冲灌（4）。
8.如权利要求1~6中任一所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述手动截止阀一（2）后端的管路上固定设置有压力表一（3）。
9.如权利要求1~6中任一所述的用于航天器用推进剂贮箱的测量系统，其特征在于：所述各个贮箱（16）上的液体出口与手动截止阀一（2）相连接的管道上还分别设置有压差表（13）。
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