一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统，该方法包括：步骤1：在轨控管路上设置多个压力传感器和多个并联的轨控自锁阀；步骤2：通过轨控自锁阀的单机液流调试，分别得到单个轨控自锁阀的流阻值；步骤3：使轨控发动机工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等；步骤4：轨控发动机单机液流调试时，保证发动机混合比精度满足要求；步骤5：推进系统在轨飞行过程中，得到轨控发动机点火工作过程中发动机入口压力实测值；步骤6：将氧化剂路入口压力和燃料路入口压力实测值进行比较，根据需要执行在轨性能调节补偿策略。本发明专利技术能够对轨控发动机混合比进行一定范围的主动调节补偿控制，提高推进剂利用率。提高推进剂利用率。提高推进剂利用率。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统


[0001]本专利技术涉及航天器双组元推进系统
，具体地，涉及一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统。

技术介绍

[0002]目前航天器总体对推进系统混合比精度以及推进剂利用率要求越来越高，对混合比精度要求高的推进系统一般都是通过地面轨控管路流阻调试来保证轨控发动机混合比。在轨飞行过程中，如轨控管路实际流阻与地面调试值有偏离，将影响轨控发动机混合比，从而影响推进剂利用率。
[0003]而大多数推进系统对发动机混合比性能都没有在轨调节补偿的方法，少数采用高精度推进剂测量系统(PGS)的推进系统，可以通过测量推进剂剩余量并通过可选择的贮箱压力控制来对发动机混合比性能实现在轨调节补偿。
[0004]针对上述现有技术，若采用PGS的推进系统需要增加一套补气系统，系统复杂度和结构重量都相应增加。而目前航天器推进系统对结构重量轻量化要求越来越高，一般都不配置PGS所需要的的补气系统，对发动机混合比性能都没有在轨主动调节补偿的方法。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统，采用调节轨控自锁阀开关状态的措施来对轨控发动机混合比进行一定范围的主动调节补偿控制，提高推进剂利用率。
[0006]根据本专利技术提供的一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法及系统，所述方案如下：
[0007]第一方面，提供了一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法，所述方法包括：r/>[0008]在轨控管路上设置多个压力传感器和多个并联的轨控自锁阀，正常工作模式下，所述轨控管路和轨控自锁阀同时打开和关闭；
[0009]通过轨控自锁阀的单机液流调试，分别得到单个轨控自锁阀的流阻值；
[0010]通过推进系统装配前轨控管路流阻调试，使得轨控发动机工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等；
[0011]轨控发动机单机液流调试时，在轨控管路流阻调试给出的氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值下，保证发动机混合比精度满足要求；
[0012]推进系统在轨飞行过程中，通过轨控发动机的第一次点火数据，得到轨控发动机点火工作过程中发动机入口压力实测值；
[0013]将轨控发动机点火工作过程中的氧化剂路入口压力和燃料路入口压力实测值进行比较，根据需要执行在轨性能调节补偿策略。
[0014]优选的，所述轨控管路包括：
[0015]氧化剂路和燃料路，所述氧化剂路设置有第一压力传感器，还设置有并联的第一
轨控自锁阀和第二轨控自锁阀；
[0016]所述燃料路设置有第二压力传感器，还设置有并联的第三轨控自锁阀和第四轨控自锁阀。
[0017]优选的，所述轨控自锁阀的单机液流调试步骤包括：
[0018]通过单机液流调试得到单个轨控自锁阀在对应氧化剂路水当量下的流阻值
△
P
o
和对应燃料路水当量下的流阻值
△
P
f
。
[0019]优选的，所述推进系统装配前轨控管路流阻调试步骤包括：
[0020]通过轨控管路的流阻调试调节轨控管路的节流孔板尺寸，使得轨控发动机工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等。
[0021]优选的，所述保证发动机混合比精度满足要求步骤包括：
[0022]通过轨控发动机液流调试调节发动机内置的节流圈尺寸，使得轨控管路流阻调试给出的发动机入口压力地面调整值下，发动机混合比精度满足要求。
[0023]优选的，所述发动机入口压力实测值步骤中包括：
[0024]轨控发动机入口压力实测值包括发动机氧化剂路入口压力实测值P
o
和发动机燃料路入口压力实测值P
f
。
[0025]优选的，所述比较氧化剂路入口压力和燃料路入口压力实测值步骤包括：
[0026]将发动机氧化剂入口压力实测值P
o
和发动机燃料路入口压力实测值P
f
进行比较：
[0027]如果(P
f
‑
P
o
)>
△
P
f
，则在下一次轨控发动机点火前，关闭燃料路的第三轨控自锁阀或第四轨控自锁阀中的一个；
[0028]如果(P
o
‑
P
f
)>
△
P
o
，则在下一次轨控发动机点火前，关闭氧化剂路的第一轨控自锁阀或第二轨控自锁阀中的一个。
[0029]第二方面，提供了一种航天器推进系统在轨性能调节补偿系统，所述系统包括：
[0030]模块1：在轨控管路上设置多个压力传感器和多个并联的轨控自锁阀，正常工作模式下，所述轨控管路和轨控自锁阀同时打开和关闭；
[0031]模块2：通过轨控自锁阀的单机液流调试，分别得到单个轨控自锁阀的流阻值；
[0032]模块3：通过推进系统装配前轨控管路流阻调试，使得轨控发动机工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等；
[0033]模块4：轨控发动机单机液流调试时，在轨控管路流阻调试给出的氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值下，保证发动机混合比精度满足要求；
[0034]模块5：推进系统在轨飞行过程中，通过轨控发动机的第一次点火数据，得到轨控发动机点火工作过程中发动机入口压力实测值；
[0035]模块6：将轨控发动机点火工作过程中的氧化剂路入口压力和燃料路入口压力实测值进行比较，根据需要执行在轨性能调节补偿策略。
[0036]优选的，所述模块1中的轨控管路包括：
[0037]氧化剂路和燃料路，所述氧化剂路设置有第一压力传感器，还设置有并联的第一轨控自锁阀和第二轨控自锁阀；
[0038]所述燃料路设置有第二压力传感器，还设置有并联的第三轨控自锁阀和第四轨控自锁阀。
[0039]优选的，其特征在于，所述模块2包括：
[0040]通过单机液流调试得到单个轨控自锁阀在对应氧化剂路水当量下的流阻值
△
P
o
和对应燃料路水当量下的流阻值
△
P
f
。
[0041]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0042]本专利技术在不增加推进系统配置的情况下，根据在轨飞行遥测数据情况，通过采用调节轨控自锁阀开关状态的措施，来对发动机混合比进行一定范围的主动调节补偿控制，从而可提高推进剂利用率，增加航天器的在轨寿命。
附图说明
[0043]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0044]图1为轨控管路布局图；
[0045]图2为推进系统在轨性能调节补偿管理流程图。
[0046]附图标记：1、第一轨控自锁阀；2、第二轨控本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航天器推进系统在轨性能调节补偿方法，其特征在于，所述方法包括：步骤1：在轨控管路上设置多个压力传感器和多个并联的轨控自锁阀，正常工作模式下，所述轨控管路和轨控自锁阀同时打开和关闭；步骤2：通过轨控自锁阀的单机液流调试，分别得到单个轨控自锁阀的流阻值；步骤3：通过推进系统装配前轨控管路流阻调试，使得轨控发动机(7)工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等；步骤4：轨控发动机(7)单机液流调试时，在轨控管路流阻调试给出的氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值下，保证发动机混合比精度满足要求；步骤5：推进系统在轨飞行过程中，通过轨控发动机(7)的第一次点火数据，得到轨控发动机(7)点火工作过程中发动机入口压力实测值；步骤6：将轨控发动机(7)点火工作过程中的氧化剂路入口压力和燃料路入口压力实测值进行比较，根据需要执行在轨性能调节补偿策略。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤1中的轨控管路包括：氧化剂路和燃料路，所述氧化剂路设置有第一压力传感器(5)，还设置有并联的第一轨控自锁阀(1)和第二轨控自锁阀(2)；所述燃料路设置有第二压力传感器(6)，还设置有并联的第三轨控自锁阀(3)和第四轨控自锁阀(4)。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤2包括：通过单机液流调试得到单个轨控自锁阀在对应氧化剂路水当量下的流阻值
△
P
o
和对应燃料路水当量下的流阻值
△
P
f
。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述步骤3包括：通过轨控管路的流阻调试调节轨控管路的节流孔板尺寸，使得轨控发动机(7)工作时氧化剂路和燃料路入口压力地面调整值相等。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述步骤4包括：通过轨控发动机(7)液流调试调节发动机内置的节流圈尺寸，使得轨控管路流阻调试给出的发动机入口压力地面调整值下，发动机混合比精度满足要求。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述步骤5包括：轨控发动机(7)入口压力实测值包括发动机氧化剂路入口压力实测值P
o
和发动机燃料路入口压力实测值P
f
。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述步骤6包括：将发动机氧化剂入口压力实测值...

【专利技术属性】
技术研发人员：曹伟，刘锋，赵正，钟雪莹，汪卉，朱鹏程，李路，韩泉东，潘一力，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：