本發(fā)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(tǒng)。

背景技術：

為提高其承載能力，目前大型靜止軌道衛(wèi)星、飛船、深空探測器等航天器普遍采用四貯箱兩兩并聯(lián)的布局結構：兩個氧化劑貯箱并聯(lián)，兩個燃料貯箱并聯(lián)。航天器在工作過程中，相同組元兩個并聯(lián)貯箱內的推進劑消耗質量會存在差異，這個差異成為并聯(lián)貯箱排放不均衡量。推進系統(tǒng)在工作過程中，貯箱并聯(lián)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(lián)貯箱的排放不均衡量一直是推進系統(tǒng)的另一個重要技術指標。現(xiàn)有檢測方式準確性低，閉環(huán)控制難以控制膜片翻轉壓差范圍，測量數(shù)據(jù)不準確，試驗數(shù)據(jù)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。

技術實現(xiàn)要素：

為解決上述技術問題，本發(fā)明提供了一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統(tǒng)，該用于航天器用推進劑貯箱的測量系統(tǒng)解決現(xiàn)有檢測方式準確性低，閉環(huán)控制難以控制膜片翻轉壓差范圍，測量數(shù)據(jù)不準確，試驗數(shù)據(jù)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(fā)明通過以下技術方案得以實現(xiàn)。

本發(fā)明提供的一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統(tǒng)；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(fā)明的有益效果在于：不僅能準確檢測貯箱質心動態(tài)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(shù)據(jù)，為后續(xù)動力系統(tǒng)控制質心加裝節(jié)流控制裝置提供有力試驗數(shù)據(jù)。本測量系統(tǒng)結構簡單，便于制造和試驗，且重復使用，以克服現(xiàn)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(fā)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(fā)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(tǒng)；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。

所述各個貯箱16的氣體入口、液體出口的連接管道上還分別設置有壓力表二5和壓力表三15。

所述承重立柱14與承重支架7之間通過螺栓固定連接。

所述承重支架7上的螺栓連接槽為u型螺栓孔。

所述手動截止閥一2后端的管路上固定設置有緩沖灌4。

所述手動截止閥一2后端的管路上固定設置有壓力表一3。

3枚小量程重量傳感器b18通過承重立柱14均布，在動態(tài)質心橫移測量過程中通過3枚小量程重量傳感器b18的數(shù)值變化反映貯箱16（單個貯箱）的動態(tài)質心變化。

2枚大量程重量傳感器a6分別安裝在承重底座9和承重支架7之間，在同步排放測量過程中，2枚大量程傳感器的數(shù)值變化即可反映貯箱16（兩個或多個貯箱）的同步排放一致性。

3枚地腳螺栓8均布在承重底座9，將承重底座9與安裝平臺相連，保證測量系統(tǒng)的穩(wěn)固性。

承重支架7與承重立柱14通過螺栓螺母連接，便于拆裝；承重支架7的螺栓連接槽為u型螺栓孔，便于不同規(guī)格的貯箱16都能安裝在此結構上進行動態(tài)質心橫移測量及同步性排放檢測。

連接法蘭17在初始設計時預留多孔位，便于不同規(guī)格的貯箱16都能安裝在此結構上進行動態(tài)質心橫移測量及同步性排放檢測。

在氣源1后加裝緩沖罐4，避免在測量過程中壓力突增引起貯箱貯箱的損壞。

為保證試驗安全，在氣源1后和收集容器10前加裝手動截止閥。

收集容器10（帶有刻度）和大量程重量傳感器a6可以測量出貯箱的擠出效率。兩個大量程重量傳感器a6的數(shù)值之差即可反映兩貯箱排放的同步性。

本發(fā)明不僅能準確檢測貯箱質心動態(tài)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(shù)據(jù)，為后續(xù)動力系統(tǒng)控制質心加裝節(jié)流控制裝置提供有力試驗數(shù)據(jù)。本測量系統(tǒng)結構簡單，便于制造和試驗，且重復使用，以克服現(xiàn)有的技術不足，減少試驗成本，降低實際工作風險。

技術特征：

技術總結
本發(fā)明提供了一種用于航天器用推進劑貯箱的測量系統(tǒng)；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(fā)明不僅能準確檢測貯箱質心動態(tài)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(shù)據(jù)，為后續(xù)動力系統(tǒng)控制質心加裝節(jié)流控制裝置提供有力試驗數(shù)據(jù)。

技術研發(fā)人員：周曉蘭;程桐;黃放;劉忠;黃華平;何勇;張鵬;馬志倉;朱先權
受保護的技術使用者：貴州航天朝陽科技有限責任公司
技術研發(fā)日：2017.06.14
技術公布日：2017.11.10