JPH0921674A - 宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法 - Google Patents

宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法

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JPH0921674A
JPH0921674A JP8146158A JP14615896A JPH0921674A JP H0921674 A JPH0921674 A JP H0921674A JP 8146158 A JP8146158 A JP 8146158A JP 14615896 A JP14615896 A JP 14615896A JP H0921674 A JPH0921674 A JP H0921674A
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fuel tank
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JP8146158A
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Rolf Brandt
ブラント ロルフ
Bernhard Hufenbach
ハフェンバッハ バーンハード
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Agence Spatiale Europeenne
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01F—MEASURING VOLUME, VOLUME FLOW, MASS FLOW OR LIQUID LEVEL; METERING BY VOLUME
    • G01F23/00—Indicating or measuring liquid level or level of fluent solid material, e.g. indicating in terms of volume or indicating by means of an alarm
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
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  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Measurement Of Levels Of Liquids Or Fluent Solid Materials (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 人工衛星の燃料タンク内の燃料を低いコスト
で正確に測定する。 【解決手段】 人工衛星の少なくとも一つの加速行程の
際に燃料タンク内の燃料量を測定する測定方法であり、
加速方向に関して燃料タンクの底部を構成する燃料タン
クの第１領域につながれた第１端部と第１領域から間隔
を置いた燃料タンクの第２領域につながれた第２端部と
を有するチューブ内の燃料レベルを検出することによっ
て燃料の量を測定する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば、人工衛
星、ロケット、あるいは宇宙船のような無重力状態の場
所を飛行する宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方
法に関する。
【０００２】
【従来の技術および発明が解決しようとする課題】人工
衛星のような宇宙飛行体に伴う技術的な進歩、特に最終
的にはその軌道を去るようにした静止衛星にとっては、
宇宙飛行体の燃料タンク内の利用可能な燃料量を正確に
測定することがますます必要とされるようになってきて
いる。特に、現在の技術においては、人工衛星の軌道と
姿勢を１年間制御するために要求される燃料の量は、通
常、利用可能な燃料量の測定誤差と同じ量である。
【０００３】燃料の残量の不正確さは、人工衛星の寿命
の早期の終了か、さもなければ軌道修正操作の早期の初
期化のいずれかをもたらす。後者の場合には、使命を全
うする期間の低下は避けられず、人工衛星が商業ベース
のものであった場合には、利益の低下につながる。しか
し、残りの使命時間を正確に知ることができた場合に
は、かわりの人工衛星の製作と打ち上げを適切に計画す
ることができる。同様に、人工衛星の寿命の科学的な計
画は、柔軟性が要求され、残りの燃料量に関する情報が
入手可能であるかどうかに依存している。
【０００４】宇宙の無重力の状態で、宇宙飛行体の燃料
タンク内の利用可能な液体量を測定するには、実施され
る測定技術は地上で用いられる技術とは一般的に非常に
異なるものが要求される。
【０００５】現在用いられている技術、特に「ガス法
則」に基づく技術、「サーマルショック」と呼ばれる技
術、および燃料の消費量を絶えず監視することからなる
技術は、全て燃料タンクの全量の５％から１５％の範囲
の正確性である。これは、人工衛星を軌道に乗せるため
に燃料の約７５パーセントを使い切る、一体化された２
基−推進用システムを用いる静止衛星の使用期間の２０
％から６０％の範囲の不確実性に対応する。さらに、あ
る方法は、不確実性がさらに増すような燃料漏れの出来
事を考慮に入れることができない。
【０００６】公知あるいは開発中の測定技術のリストを
以下に示し、それらの利点と欠点の概要を簡単に述べ
る。人工衛星が軌道に配置されようとしている時には、
以下の技術を用いることが可能である。
【０００７】・人工衛星が軌道に配置されようとしてい
る時には、加速度計によって加速度が測定されるが、そ
れに伴ってロケットの較正データを用いてその加速度の
値を燃料の消費量に換算する。この方法は、正確性に乏
しく、燃料漏れの可能性を考慮に入れていないという欠
点を有している。
【０００８】・あるいは、人工衛星が軌道に配置されよ
うとしている時には、（現在開発中の）他の流量計を用
いる。このようなシステムは非常に良い正確性をもたら
すものと予想されるが、それにもかかわらず、実施に際
しての複雑さと高価さが残る。
【０００９】人工衛星がいったん軌道に乗ると、以下の
技術を用いることが可能である。 ・「ガス法則」の使用による測定：燃料タンクの温度と
圧力を測定し、それから燃料タンク内の燃料以外の容量
を推測し、それにより燃料タンク内の燃料量を推測す
る。このような測定の正確性は低く、燃料タンクの全容
量の５％から１５％の範囲である。
【００１０】・燃料の消費量を絶えず監視することから
なる技術：これは、各操作（存続期間、推進モード、ロ
ケット温度等）間に記録されたデータを考慮し、それに
加えて打ち上げ前の地上で行われた各反動推進器におけ
る較正試験を考慮することによって、各操作間に消費さ
れた燃料量を計算することから成っている。この方法
は、燃料消費の±２％の範囲の良好な固有の正確性を有
している。しかしながら、この方法は、人工衛星がいっ
たん軌道に乗った時の残りの燃料量という初期の不確実
性の上に消費燃料量が加算される。このため、積算され
た不正確さが、現時点ではこの方法を不確実にしてい
る。
【００１１】・「サーマルショック」方法：燃料タンク
の全部あるいは一部を温め、燃料量に依存する温度容量
を測定する。複雑な数学モデルにもかかわらず、この方
法は残りの燃料量の１０％よりも良い正確さを有してい
ない。加うるに、その測定のもととなる原理は、無視し
てよい時間をも問題にしている。
【００１２】・現在開発中である他の技術は、「異質ガ
ス注入」技術に関するものである：それは、燃料タンク
内の燃料によって占められていない容積を決定した後、
燃料タンク内に残っている燃料の量を決定するために、
燃料タンク内に既知量の圧力ガスを送出して、圧力と温
度の増加を測定する方法である。この測定の形式は、燃
料タンクの全量の±５％よりも良い正確性を与えること
が予想されるが、複雑な較正を必要とし、実施が難しく
かつ高価である。
【００１３】現時点で存在するあるいは開発中の方法
は、燃料タンクの全量の１％以上の良い正確性を有する
ことが予想されるが、このような正確性はシステムのコ
ストが高い場合にのみ達成することができ、現時点で
は、一般的にいって、得られる正確性の度合いとコスト
は比例関係にある。したがって、高い正確性と経済性を
同時に兼ね備えることが可能なシステムが必要とされ
る。
【００１４】
【課題を解決するための手段】この目的のため、この発
明は、宇宙飛行体が加速している時の少なくとも一定期
間に燃料タンク内の燃料量を測定する工程を含むことを
特徴とする宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法
を提供する。
【００１５】この発明において、宇宙飛行体とは、人工
衛星、ロケット、あるいは宇宙船のような無重力状態の
場所を飛行するものを全て含むものである。上記におけ
る加速は、特に宇宙飛行体が軌道に位置しようとする時
の宇宙飛行体の反動推進器によって与えられる。あるい
はこの加速は、宇宙飛行体の自転から得られる遠心力に
よって構成されてもよい。
【００１６】好ましくは、この方法は、加速方向に関し
て燃料タンクの底部を構成する燃料タンクの第１領域に
つながれた第１端部を有するとともに、その第１領域か
ら間隔を置いた燃料タンクの第２領域につながれた第２
端部を有するチューブ内の燃料レベルを検出することに
よって燃料の量を測定することを特徴としている。
【００１７】そのチューブ内の燃料レベルは、特に静電
容量方式によって測定することができる。そのチューブ
は、燃料タンクの内部あるいは外部に配置することがで
き、そのチューブは、前記加速方向と実質的に平行な軸
を持つ測定領域を有することができる。
【００１８】燃料のレベルは、加速の名目上の方向と、
その加速が実際にそれに沿って与えられる軸との間のオ
フセット角で修正することで、より正確に測定すること
ができる。測定の正確性は、そのチューブ内の毛管現象
を原因とする要素によって燃料レベルの測定値を訂正す
ることにより向上させることができる。
【００１９】チューブの第１端部付近の燃料タンクの内
部にスクリーンを配置し、加速が加えられて燃料タンク
の燃料レベルが安定する前の加速行程の開始時にチュー
ブの内部に入り込もうとするガスを防止することが好ま
しい。
【００２０】このような加速行程は、宇宙飛行体を軌道
に乗せようとする推進力によって与えられる。測定され
た燃料レベルが正確に与えられると、宇宙飛行体が軌道
に乗った後、軌道に乗ってからの宇宙飛行体の実際の燃
料消費量を絶えず監視することによって、燃料量の残余
の測定を行うことが可能となる。
【００２１】この発明は、また、上記に述べたような方
法を実施するための装置、つまり ・宇宙飛行体の機内に搭載された燃料タンクと、 ・加速方向に関して燃料タンクの底部を構成する燃料タ
ンクの第１領域につながれた第１端部を有するととも
に、その第１領域から間隔を置いた燃料タンクの第２領
域につながれた第２端部を有するチューブと、 ・チューブ内の燃料レベルを測定する装置 からなることを特徴とする装置を提供する。
【００２２】チューブは、好ましくは、燃料タンクの外
部に配置され、宇宙飛行体の加速方向と実質的に平行な
軸を持つ測定領域を有している。この装置にとって望ま
しい形態は、チューブの第１端部付近の燃料タンクの内
部に配置されたスクリーンを備え、このスクリーンによ
ってチューブの内部に入り込もうとするガスを避けるよ
うにすることである。この発明の他の特徴と利点は、限
定されない実施例によって与えられ、添付の図に関して
作られた以下の記述を読むことによってより明確になる
であろう。
【００２３】
【発明の実施の形態】以下、図面に示す実施例に基づい
てこの発明を詳述する。なお、これによってこの発明が
限定されるものではない。この説明においては、宇宙飛
行体として人工衛星の例を挙げて説明する。
【００２４】図１は人工衛星Ｓのロケットを噴射させる
操作をしているとき行われる燃料のレベル（高さ）の測
定に適合する方法を示す。中心Ｏの回りに全体として球
体状をした燃料タンク１が、ある量の燃料２を収容し、
矢印Ｆで示される方向と名目上一致する加速方向に平行
に反動推進器の推力によって加速される。チューブは、
その全体が参照番号１０で示されており、第１端部１１
と第２端部１８とを有し、その第１端部１１で燃料タン
ク１の底部７につながれ、第２端部１８で燃料タンク１
の頂上部につながれている。燃料タンクの「底部」とい
う概念は、加速方向Ｆに関係する。すなわちチューブの
第１端部１１は、燃料タンク１の壁と、中心Ｏから矢印
Ｆに平行でそれと反対の向きに延びる半径６との交点の
近くに実質的に存在する領域である底部７において、燃
料タンク１内に開口している。同様に、第２端部１８
は、実質的に燃料タンク１の壁と、半径６に対して反対
方向すなわち中心Ｏから矢印Ｆに平行に矢印と同じ向き
に延びる半径８との交点において、燃料タンク１内に開
口している。
【００２５】チューブは、上に述べた第１端部１１と第
２端部１８から矢印Ｆに対して、例えば垂直にそれぞれ
延びる２つの部材１２および部材１６を持ち、それらの
部材の反対側の端は、名目上の加速方向Ｆに平行に延び
る測定チューブ１４によって互いにつながれている。
【００２６】燃料タンク１内の燃料２のレベルはｈで示
す。チューブと燃料の表面３によって形成される平面と
の交点に対応する測定チューブ１４内の燃料の理論上の
レベルをｈ＊で示す。これは、まったく毛管現象がない
時の測定チューブ１４内に存在するであろうレベルであ
る。そして、センサ２０によって測定される測定チュー
ブ１４内の実際のレベルをｈ＊＋Δｈで示す。
【００２７】測定チューブ１４の中心軸と燃料タンク１
の中心Ｏとの間の距離をｄ、燃料タンク１の半径をＲt
、燃料の絶対温度をケルビンで表したものをＴ、そし
て人工衛星の加速度をｇとする。
【００２８】人工衛星の軸の角度のオフセット値すなわ
ち実際の加速方向と名目上の加速方向Ｆとの差をαとす
る。このように、ｈは、角度のオフセット値αと毛管現
象によるレベルΔｈによって補正される燃料タンク１内
の燃料のレベルを表す。
【００２９】人工衛星の主ロケットの推進力をＦLAM と
し、そのロケット方向と理論上の方向Ｆとの間の角度の
オフセット値をβとする。姿勢制御ロケットの推進力は
ＦRCS とする。
【００３０】燃料タンク１内にある利用可能な液体の量
を決定するためには、軌道上で３つの測定、すなわち測
定チューブ１４中のレベルｈ＊＋Δｈの測定、燃料の絶
対温度Ｔの測定、および人工衛星の加速度ｇの測定を行
う必要がある。
【００３１】これらの測定値から、次の等式（１）〜
（４）を適用することにより、利用可能な燃料の量が得
られる。
【数１】
【００３２】ここで、 σ ：燃料の表面張力、 φ ：濡れの角度、 ρ1 ：液体燃料の密度、 ρvap ：気化した燃料の密度、 ｐ ：燃料タンク内の圧力、 ｍp ：燃料タンク内の燃料の質量、をそれぞれ表して
いる。
【００３３】上記の式により、毛管現象のレベルΔｈ
は、燃料の温度Ｔ、加速度ｇおよび濡れの角度φの関数
であることがわかる。この角度φは、液体の表面が測定
チューブ１４の壁に接触するところでの勾配で定義され
る。この角度は、液体と蒸気との間、液体と壁との間、
および蒸気と壁との間の毛細管定数の関数である。測定
チューブ１４の壁が完全に濡れているとき、φの値は０
に等しい。実際上は、角度φはゼロに等しい、すなわち
cos（φ）＝１であると考えることができる。
【００３４】実際には、測定チューブ１４は、その内径
が６ｍｍ〜１２ｍｍの範囲である。４００Ｎ〜５００Ｎ
の推進力を出すエンジンを用いて人工衛星を軌道に乗せ
るためには、０．４ｍ／ｓ2 の加速度が通常である。一
方、１０Ｎ〜２０Ｎの範囲の推進力を出すロケットを用
いる時には、人工衛星によって行われる操作に対し、
０．０２ｍ／ｓ2 の加速度が通常である。毛管現象のレ
ベルΔｈは前者のケースでは無視できるかも知れない
が、後者のケースでは、毛管現象のレベルΔｈが加速度
ｇに反比例しているとして、補正が必要になる。
【００３５】実際上は、測定チューブ１４内でのレベル
は約±０．５ｍｍの精度で測定することができる。燃料
２の温度は約±１．５Ｋの精度で測定でき、人工衛星の
加速度ｇは±０．５％以内の精度で知ることができ、燃
料タンク１の半径Ｒt は±０．５ｍｍの精度で知ること
ができ、角度のオフセット値αは約０．１゜程度であ
る。
【００３６】実際上は、加速度が加えられたとき、燃料
の表面３には揺動現象が起きる。流体の力学的挙動は３
つの力、すなわち毛管力、慣性力、および粘性力によっ
て支配される。多くの場合、これらの力のうち１つは無
視することができ、流体運動の解析が簡単になる。次の
３つの無次元のパラメータが、流体力学的挙動の状態を
特徴づけるために用いられる。
【００３７】・ボンド数（Bond's number ） Ｂｏ＝
（ρ×ｇ×Ｌ2 ）／σ ・ウェーバ数（Weber's number） Ｗｅ＝（ρ×Ｌ×Ｖ
2 ）／σ ・フルード数（Froude's number ）Ｆｒ＝Ｖ2 ／（Ｌ×
ｇ）
【００３８】ここで、 ρ ：流体の密度（ｋｇ／ｍ3 ）、 Ｌ ：燃料タンクの長さ（ｍ）、 Ｖ ：流体の速さ（ｍ／ｓ）、 σ ：流体の表面張力（Ｎ／ｍ）、 ｇ ：加速度（ｍ／ｓ2 ）、をそれぞれ表している。
【００３９】人工衛星を推進するために用いられる燃料
は、一般にモノメチルヒドラジンであり、この流体にお
ける値は以下のようになる。 ρ＝８７５ ｋｇ／ｍ3 σ＝０．０３３９ Ｎ／ｍ Ｌ＝０．２５ ｍ（Ｒt ）
【００４０】この場合、ボンド数が最も適切なパラメー
タである。 １）軌道に乗せる時： Ｆ＝４００ Ｎ ｇ＝０．４４ ｍ／ｓ2 人工衛星の質量＝１０００ ｋｇ Ｂｏ＝６４４
【００４１】２）軌道上での操作時： Ｆ＝２×１０ Ｎ ｇ＝０．０２ ｍ／ｓ2 人工衛星の質量＝１０００ ｋｇ Ｂｏ＝３２
【００４２】どちらのケースにおいても、安定状態にお
ける平衡面は、加速度ベクトルの方向に垂直な平面内に
精度良く存在する。このパラメータに関しては、表面張
力の作用は無視できる（Ｂｏ＞１０）。すなわち、重力
ゼロの状態の流体の位置がどのようであっても、ある特
定の方向に沿った加速によって、その実際の加速方向に
垂直に延びる流体３の自由表面（流体が気体に接してい
る面）が生じるからである。流体表面３の揺動が落ちつ
き、安定な状態が達成されるのに必要な時間もまた、ボ
ンド数に直接関係している。
【００４３】人工衛星を軌道上に乗せる操作の際の燃料
測定に関する正確性の低下の主な原因は、燃料タンク１
の半径Ｒt および液体のレベルの測定値に関する精度の
低下であり、燃料の温度Ｔと加速度ｇの測定の際の誤差
は、正確性の低下の二次的な原因となる。
【００４４】軌道上で操作している間に測定が行われる
時、正確性が低下する主な原因は、レベルΔｈの補正に
影響する加速度の測定誤差と、燃料２の温度Ｔの測定誤
差である。
【００４５】いずれにせよ、提案されている測定方法の
正確さは、燃料タンク１内の燃料の量が減るにつれて向
上する。これは燃料タンク１の形状のためである。すな
わち燃料タンクが空になるにつれ、燃料タンク内の燃料
２の所定の（ある一定の）レベルの変化に応じた燃料の
体積変化が少なくなっていくからである。
【００４６】この測定方法であれば、人工衛星を軌道上
に乗せる操作の最後において、燃料タンク１の名目上の
値の約±０．１％の精度で測定値を得ることが可能とな
る。この非常に高い精度により、軌道上での操作の開始
時に用いることのできる質量（燃料量）を非常に正確に
見積もることができる。したがって、この後、比較的簡
単な、燃料消費量を絶えず監視する従来の測定方法に代
えることができ、この従来の測定方法は、人工衛星の消
費量の２％よりも良い固有の精度を有するので、人工衛
星が軌道上にある間ずっと用いることができる。人工衛
星を軌道上に乗せる間に燃料２の約８０％を消費し、か
つ初期精度が約０．１％で比較的高いものであるとする
と、軌道を去る直前の操作の最後において得られる測定
精度は、燃料タンク１の名目上の充填量の約±０．４％
になる。
【００４７】同様に、軌道を去る直前の使命の最後にお
ける、軌道上での操作中に本発明の直接測定により得ら
れる測定精度は、燃料タンク１に最初に充填される全燃
料の量の±０．５％の範囲である。このように、上記２
つの測定方法は、軌道を去る決定をする時に燃料の量を
知る精度に関しては実質上同等である。
【００４８】図２の（ａ）および（ｂ）は本発明の好ま
しい一変形例を示すものであり、全体として円錐形のス
クリーン５が、燃料タンク１の内壁に横たわるように、
チューブの部材１２の第１端部１１の近くに配置されて
いる。これにより、加速度が矢印Ｆに沿って印加された
ときに、気体４が測定チューブ１４の中に進入すること
を防ぐことが可能になる（図２（ｂ）参照）。それに加
えて、チューブの部材１２の中にフィルタ１５を配置す
ることも可能である。
【００４９】図３は名目上の回転軸ｙのまわりでスピン
する人工衛星について軌道上で行われる測定を示す。燃
料タンクの底部７は、回転軸ｙに対して半径方向である
どのような方向にでもなり得る加速方向の関数として選
択され、半径６はその半径方向に向きが揃っている。す
なわち半径６は回転軸ｙに交差し、回転軸ｙに対して垂
直である。ωは回転軸ｙに関してオフセット角α′をな
す人工衛星の実際のスピン軸を表す。Ｒp は燃料タンク
１の中心Ｏと回転軸ｙとの間の距離を表す。その他の記
号は図１と同じ意味を持つ。これらの測定が軌道上で行
われる場合、すなわち最初の量の約７５％から８０％と
いう大量の燃料が消費された後では、チューブの部材１
６の流出口１８はもはや第１端部１１の反対側にはな
く、半径６に垂直な半径８′の端にある燃料タンクの中
心領域にあることがわかるであろう。測定チューブ１４
の軸は、回転軸ｙに対して半径方向に配置されている。
【００５０】レベルｈは次の式（５）、（６）、および
（７）を用いて計算される。
【数２】 この方法によれば、人工衛星が軌道上にある間、連続的
に、燃料タンク１内の液体のレベルを測定することがで
きる。
【００５１】図４は静電容量による測定方法を示し、測
定チューブ１４内のレベルを測定する好ましい方法を示
すものである。測定チューブ１４は、互いに間隔をおい
て置かれた２つのコンデンサ３１とコンデンサ３２の誘
電体を形成しており、コンデンサ３１とコンデンサ３２
の各電極間の電気容量が測定される。
【００５２】図５は超音波送出器４０を利用した測定方
法の一例を示すものである。この方法では、超音波信号
が液体の燃料２と測定チューブ１４の残りの部分との間
の境界面１９に向かって発射される。液面のレベルは、
超音波送出器４０により発射された信号が往復するのに
かかる時間を測定することにより検出することができ
る。
【００５３】
【発明の効果】この発明によれば、宇宙飛行体の燃料タ
ンク内の燃料を低いコストで正確に測定することができ
る。
【図面の簡単な説明】
【図１】宇宙飛行体が反動推進器によって加速された時
のこの発明の測定方法を示す説明図である。
【図２】加速行程時以外と加速行程時におけるこの発明
の好ましい態様を示す説明図である。
【図３】宇宙飛行体が自転している場合におけるこの発
明の装置を示す説明図である。
【図４】この発明のチューブで実施される静電容量的に
レベルを測定する方法を示す説明図である。
【図５】この発明のチューブで実施される超音波でレベ
ルを測定する方法を示す説明図である。
【符号の説明】
１ 燃料タンク ２ 燃料 ３ 燃料の表面 ４ 気体 ５ スクリーン ６，８ 半径 ７ 燃料タンクの底部 １０ チューブ １１ チューブの第１端部 １２ チューブの部材 １４ 測定チューブ １５ フィルタ １６ チューブの部材 １８ チューブの第２端部 １９ 境界面 ２０ センサ ３１，３２ コンデンサ ４０ 超音波送出器 Ｆ 加速方向 ｈ 燃料タンクの燃料のレベル Ｓ 人工衛星 Ｏ 燃料タンクの中心 ｄ 距離 Ｒt 燃料タンクの半径

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 宇宙飛行体の少なくとも一つの加速行程
    の際に燃料タンク内の燃料量を測定することからなり、 加速方向に関して燃料タンクの底部を構成する燃料タン
    クの第１領域につながれた第１端部と第１領域から間隔
    を置いた燃料タンクの第２領域につながれた第２端部と
    を有するチューブ内の燃料レベルを検出することによっ
    て燃料の量を測定することを特徴とする宇宙飛行体の燃
    料タンク内の燃料量測定方法。
  2. 【請求項２】 前記加速が、宇宙飛行体の反動推進器に
    よって与えられることを特徴とする請求項１記載の宇宙
    飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  3. 【請求項３】 前記測定は、流体の平衡した表面が安定
    した状態である時に行われることを特徴とする請求項２
    記載の宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  4. 【請求項４】 軌道に乗った宇宙飛行体が軸の回りを回
    転し、前記加速が、その回転から得られた遠心力によっ
    て構成されることを特徴とする請求項１記載の宇宙飛行
    体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  5. 【請求項５】 前記チューブ内の燃料レベルが、静電容
    量方法によって測定されることを特徴とする請求項１か
    ら４のいずれか１つに記載の宇宙飛行体の燃料タンク内
    の燃料量測定方法。
  6. 【請求項６】 前記チューブが、燃料タンクの外部に配
    置され、前記加速方向と実質的に平行な軸を持つ測定領
    域を有することを特徴とする請求項４または５記載の宇
    宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  7. 【請求項７】 前記チューブの第１端部付近の燃料タン
    クの内部に配置され、前記加速が加えられて燃料タンク
    の燃料レベルが安定する前の加速行程の開始時にチュー
    ブの内部に入り込もうとするガスを防止するスクリーン
    を含むことを特徴とする請求項６記載の宇宙飛行体の燃
    料タンク内の燃料量測定方法。
  8. 【請求項８】 前記チューブが、燃料タンクの内部に配
    置されていることを特徴とする請求項４または５記載の
    宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  9. 【請求項９】 前記燃料レベルが、名目上の加速方向
    と、その加速の軸との間のオフセット角での修正を与え
    た後、測定されることを特徴とする請求項６から８のい
    ずれか１つに記載の宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量
    測定方法。
  10. 【請求項１０】 前記燃料レベルが、チューブ内の毛管
    現象を原因とする量によってチューブ内で検出される燃
    料レベルを訂正した後、測定されることを特徴とする請
    求項４から９のいずれか１つに記載の宇宙飛行体の燃料
    タンク内の燃料量測定方法。
  11. 【請求項１１】 前記加速行程の一つが、宇宙飛行体を
    軌道に乗せることであることを特徴とする請求項１から
    １０のいずれか１つに記載の宇宙飛行体の燃料タンク内
    の燃料量測定方法。
  12. 【請求項１２】 宇宙飛行体が軌道に乗った後、前記燃
    料の量が、軌道に乗ってからの燃料消費量を監視するこ
    とによって測定されることを特徴とする請求項１１記載
    の宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法。
  13. 【請求項１３】 人工衛星に搭載された燃料タンクと、 加速方向に関して燃料タンクの底部を構成する燃料タン
    クの第１領域につながれた第１端部と第１領域から間隔
    を置いた燃料タンクの第２領域につながれた第２端部と
    を有するチューブと、 チューブ内の燃料レベルを測定する装置を備えたことを
    特徴とする請求項１から１２のいずれか１つに記載の宇
    宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法を実施するた
    めの装置。
  14. 【請求項１４】 前記チューブが、燃料タンクの外部に
    配置され、宇宙飛行体の加速方向と実質的に平行な軸を
    持つ測定領域を有することを特徴とする請求項１３記載
    の宇宙飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法を実施す
    るための装置。
  15. 【請求項１５】 前記チューブの第１端部付近の燃料タ
    ンクの内部に配置され、前記チューブの内部に入り込も
    うとするガスを避けるスクリーンをさらに備えたことを
    特徴とする請求項１４記載の宇宙飛行体の燃料タンク内
    の燃料量測定方法を実施するための装置。
  16. 【請求項１６】 前記チューブが、燃料タンクの内部に
    配置されていることを特徴とする請求項１３記載の宇宙
    飛行体の燃料タンク内の燃料量測定方法を実施するため
    の装置。
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