卫星AIT阶段推进系统压力参数处理方法.pdf

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1、 第 19 卷 第 6 期2010 年 11 月 航 天 器 工 程SPACECRAFT ENGINEERING Vol.19 No.6 87卫星 AIT阶段推进系统压力参数处理方法王庆华1 王金刚1 关 威2 洪晓鹏3(1 北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)(2 北京控制工程研究所,北京 100080)(3 北京卫星环境工程研究所,北京 100094)摘 要 在双组元推进系统管路中,高压气路、氧路、燃路分别装有一个压力传感器,通过压力传感器的遥测参数获取相应管路中压力情况。文章以某双组元卫星为例给出整星装配、总装与测试(AIT)阶段卫星推进系统压力参数处理方法,为卫星压力参数的纵

2、向数据比对提供判读依据。通过该方法可以间接检查相应管路的气密性。关键词 卫星;推进系统;压力传感器;地面测试;气密性中图分类号:T P212;V557 13 文献标志码:A 文章编号:1673-8748(2010)06-0087-05A Method for the Pressure Parameter Processof Satellite Propulsion System during AITWANG Qinghua1 WANG Jingang1 GUAN Wei2 HONG Xiaopeng3(1 Beijing Institute of Spacecraft System Engin

3、eering,Beijing 100094,China)(2 Beijing Institute of Control Engineering,Beijing 100080,China)(3 Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering,Beijing 100094,China)Abstract:In bipropulsion system each high pressure gas pipeline,oxidizer pipeline and fuel pipe-line are equipped with a pressu

4、re transducer1 T he telemetry parameters of these pipelines are ob-tained by these pressure transducers.This paper gives a novel process method of pressure param-eter of propulsion system of some satellite during AIT,which can guide to the longitudinal inter-pretation of pressure parameters,and indi

5、rect check of the pipeline leakage 1Key words:satellite;propulsion system;pressure transducer;ground test;gas leakage收稿日期:2010-06-01;修回日期:2010-09-08基金项目:国家重大科技专项工程作者简介:王庆华(1977-),女,硕士,工程师,从事导航卫星推进系统总体设计工作。1 引言卫星装配、总装与测试(AIT)阶段需要对电测产生的测试数据进行判读,检查测试数据是否在设计指标范围内。同时,为了检查系统级、分系统级、单机指标测试数据在各阶段测试的一致性和稳定性,需

6、要按照时间轴纵向对同一个参数的测试数据进行比对。对于多星星座系统,还需要对同一个测试阶段同一系统级、分系统级、单机的同一个遥测参数进行测试数据的横向比对,以考查各卫星系统、分系统、单机指标的一致性和稳定性。为方便对海量的测试数据进行管理,开发了卫星测试数据一致性比对数据库系统,通过数据接口将测试数据导入卫星测试数据一致性比对系统,对每个遥测参数制定相应的判读规则,按照规则进行自动比对和判读 1。对于只与自身相关或只涉及简单相关变量的遥测参数,其判读和比对的规则相对简单,但对于涉及复杂相关参数的遥测参数,在制定规则时,对与之相关的变量都要考虑其中。推进系统压力参数与介质压力、环境压力、环境温度、

7、静置时间、压力传感器供电电压及所在管路段的总泄漏率有关,因此在制定判读和比对规则时,需要考虑多种情况,对相关参数进行复杂的处理和换算,以给出正确的比对和判读结论 2。本文以某双组元卫星为例,给出 AIT 阶段推进系统压力参数在测试数据一致性比对系统中的判读规则,作为单星各测试阶段时间轴纵向数据以及多星间同一测试阶段横向数据比对和判读的依据,通过该方法还可以间接检查相应管路的气密性。2 整星 AIT 阶段压力传感器所测的压力 某双组元卫星推进系统原理如图 1 所示。在系统中高压气路、氧路、燃路分别装有一个压力传感器,通过压力传感器的遥测参数获取相应管路中压力情况,三个压力传感器所在部分管路的配置

8、情况如图中线框部分所示。其中位于高压气路的压力传感器为高压压力传感器 PT 1,在管路系统设计上,它直接与高压气瓶相通,因此它所测量的压力就代表气瓶的压力 3(如图 1 中虚线框所示)。另外两个压力传感器分别位于氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱的图 1 某双组元卫星推进系统原理图 4Fig 1 1 Frame of some b-i propellant propulsion system1 1 压力传感器;2 1 加排阀;3 1 电爆阀(NO:常开,NC:常闭);4 1 自锁阀;5 1 过滤器;6 1 减压器;7 1 气体试验接口;8 1 单向阀下游(图 1 中实线框所示),编号分别为 PT 2 和

9、PT 3,氧路和燃路部件配置完全对称。以氧路压力传感器88 航 天 器 工 程 19 卷 PT 2为例(图 1 中左边实线框),它位于两组常闭电爆阀之间,其上游氧箱液口的常闭电爆阀 PV16,在加注前地面起爆,下游的两个并联的常闭电爆阀PV2 和 PV11,在星箭分离后起爆。为了防止加注过程中推进剂和管路中气体混杂,导致姿控推力器点火时推力不连续或无推力,贮箱的液口端设置了一个低压常闭电爆阀 PV16,在加注前对图中实线框部分的管路抽真空后起爆为常开状态,然后再进行推进剂加注。为了保证加注后至星箭分离前,氧化剂能够与燃烧剂及发动机系统完全隔离,保证地面加/排推进剂操作简便安全,提高系统在发射过

10、程中的安全性、可靠性,在压力传感器下游、发动机系统上游设置了一组并联的常闭电爆阀 PV2 和 PV11。因此,在整星AIT 阶段,贮箱与压力传感器之间的通路没有打通之前,即在卫星加注之前,压力传感器 PT 2 所测得的压力,只代表图中实线框所示的介于两组低压常闭电爆阀之间的局部管路压力,卫星加注后至在轨运行期间它们才反映贮箱的压力 4。3 整星 AIT 阶段推进系统管路密封性要求及充压要求 推进系统的密封性要求分为系统级密封要求和单点密封要求。系统级密封要求包括气路和液路密封性要求。系统级密封性要求的检测方法为被测系统在密闭的收集室静置一定时间,通过系统外环境检测气体浓度的变化,来计算得到系统

11、级漏率指标 5。单点密封包括焊接点和螺接点密封,一般情况下焊接点的密封效果优于螺接点,因此推进系统管路的连接,原则上采用焊接,对于系统测试试验过程中,可能产生拆装操作或加排工质的连接点一般采用螺接。焊接点的漏率在 10-4Pa#L/s 量级以下,螺接点漏率在 10-3Pa#L/s 以下。单点的漏率通过氦质谱仪检测 5。整星 AIT 阶段推进系统的静置存储压力一般为0 12MPa。在气路联试、力学试验、检漏等试验时,才根据具体要求给相关管路及压力容器充压。试验完成后,系统中仍保留 012MPa 的保护气体。在整星电测期 间 推进 系 统 充 压 按 照 存 储 压 力 设 置,即0 12MPa。

12、4 推进系统压力参数比对和判读方法4 11 计算公式推进系统共有 5 个压力参数,其中高压压力传感器有一个遥测参数 PJ1,氧箱压力传感器PT2 有两个遥测参数 PJ2 和PJ4,燃箱压力传感器 PT 3 有两个遥测参数 PJ3 和 PJ5。5个压力参数中 PJ4 和 PJ5 为精遥测参数,在压力低于 1MPa 时,只显示为 1 个常数,不显示真值。整星地面测试阶段,压力传感器段管路一般充压 012MPa,因此,在进行测试数据判读时,不对 PJ4 和 PJ5 进行比对和判读。对于一般遥测参数的判读和比对,通常是给出参数的正常值范围,首先,看测量值是否在正常值范围内,其次,看历次测量参数的变化是

13、否稳定收敛。对于压力遥测参数,由于其受所充介质压力、介质所处的环境温度、外界环境压力、静置时间及所在管路段的总泄漏率有关,单从遥测参数的测量值上看,通常是不收敛的,并且由于上述因素的影响,测量值的差别可能很大,因此在制定判读和比对规则时,不能简单给一个参数的范围或者按照趋势收敛进行正确性判读,需要对相关参数进行相应的处理和换算。公式(1)给出压力传感器遥测参数一致性比对和判读的处理方法。P(t0+$t)=Pt0 T(t0+$t)Tt0-Eni=1QWi+Emj=1QSj$t 10-6V(1)式(1)中 Pt0为 t0时刻压力传感器遥测参数测量值,单位 MPa;P(t0+$t)为(t0+$t)时

14、刻压力传感器遥测参数测量值,单位 MPa;Tt0为 t0时刻介质所处的环境温度,单位 K;T(t0+$t)为(t0+$t)时刻介质所处的环境温度,单位 K;V 为与压力传感器连通的管路及压力容器的总体积,单位 L;$t 为前后两次测量的时间差,单位 s;QWi为第i 条焊缝的漏率,单位 Pa#L/s;QSj为第j 个螺接点的漏率,单位 Pa#L/s;i 为该段管路上的焊缝条数;j 为该段管路上的螺接点个数。公式(1)考虑了压力传感器所在部分管路的总漏率及环境温度的差异。对于工程应用,根据具体情况可对公式(1)进行简化计算。4 12 管路总漏率的选取压力传感器段管路上焊接点数量大约有 20 个,

15、螺接点 2 个:一个是压力传感器螺接点,一个是加排89 第 6 期 王庆华 等:卫星 AIT 阶段推进系统压力参数处理方法阀螺接点。加排阀的螺纹密封是加排阀与系统外部间的密封,对应漏率为加排阀的外漏率 QS1。整星AIT 阶段对加排阀的操作较多,为防止反复拧紧加排阀螺帽致使加排阀球头密封面或密封螺纹损伤,AIT 阶段加排阀采用材料硬度较小的工艺堵帽密封,且拧紧力矩受限,实测其密封效果一般为 QS1小于 1 10-2Pa#L/s。加排阀内部还有一道弹簧密封,介于系统高压部分和螺纹密封形成的低压腔之间,与系统外部不接触,对应漏率为加排阀的内漏率QMV内,实测结果一般小于 3 10-2Pa#L/s。

16、在加排阀没有拧螺帽时,弹簧密封便与系统外接触,加排阀的内漏率水平,也就代表了加排阀向系统外泄漏工质的情况。根据多颗卫星统计结果,焊接点漏率一般小于 1 10-5Pa#L/s,压力传感器螺接点漏率一般小于 1 10-5Pa#L/s,由此看出,加排阀的外漏率 QS1对压力传感器所在的管路部分漏率贡献最大,比其他所有连接点的总漏率要大 2 3 个数量级。因此,在采用公式(1)进行计算时总漏率可以近似只考虑加排阀的漏率 QS1。有P(t0+$t)UPt0 T(t0+$t)Tt0-QS1$t 10-6V(2)考虑极限,即取没有工艺堵帽的情况,此时加排阀向系统外的泄漏按加排阀的内漏率 QMV内进行计算,有

17、关系式 QMV内QS1,于是,公式(1)进行推导可以简化为Pt0 T(t0+$t)Tt0-P(t0+$t)QM V内$t 10-6V(3)以某星氧路压力传感器遥测参数 PJ2 为例,A 阶段某月 5日 14:00:00 电测时 Pt0=0 1161MPa,B 阶段当月 15日 14:00:00 电测时,P(t0+$t)=0 1149MPa,环境温度一致,QMV内取 3 10-2Pa#L/s,管路体积取30ml。按照公式(3)计算,考虑管路的正常泄漏时,计算两个时间点之间的压差为0 1864MPa(公式不等号右边),而实际压差仅为 0 1012MPa(公式不等号左边),因此,认为 PJ2 虽然在

18、变化,但加排阀的正常泄漏足以引起这个变化,是正常的。将公式(1)进行推导,即可得到该段管路的总漏率表达式Eni=1QWi+Emj=1QSj=(Pt0 T(t0+$t)-P(t0+$t)Tt0)V 106Tt0$t QMV内(4)上述算例按照公式(4)计算得到该段管路总漏率为 4 12 10-4Pa#L/s,小于加排阀的内漏率3 10-2Pa#L/s。因此认为该段管路的泄漏情况正常。4 13 常温下判读方法的简化常温常压下环境温度的波动,对压力参数的影响较小,可以忽略,压力参数的判读方法可以简化为P(t0+$t)Pt0-QMV内$t 10-6V(5)对于气容大的管路系统,温度变化对气体压力的影响

19、较小 6,因此,在非常温状态时,也可以采用公式(5)进行计算,比如热试验时,高压压力传感器遥测参数的判读,可以按照公式(5)进行;当气容小时,温度对压力的影响显著。特别是氧箱和燃箱下游的压力传感器所在的管路,体积只有 30ml 左右,在热试验时,由温度引起的压力变化在 0105MPa 以上,不能忽略温度的影响。4 14 环境压力对压力参数的影响卫星氧箱压力传感器和燃箱压力传感器选用双膜片压阻式压力传感器,其中一个膜片测介质压力P1,另一个膜片测环境压力 P0,二者做减法,得到压力传感器的测量压力 P 7。因此环境压力对压力传感器的遥测参数也有影响。当环境压力为大气环境时,P0为当地环境大气压,

20、当热试验时,环境压力为真空罐的压力,近似为0MPa。在不考虑管路泄漏的情况下,卫星从大气环境到进入真空环境,氧箱压力传感器和燃箱压力传感器的遥测参数,会增大一个当地环境大气压。热试验的罐前测试和进入真空罐的测试数据比对,采用公式(6)作为判据。P(t0+$t)Pt0 T(t0+$t)Tt0-QMV内$t 10-6V+P0(6)卫星高压压力传感器选用的是单膜片压阻式压力传感器,只有一个测介质压力 P1的膜片,压力传感器的测量压力 P 等于介质压力P1 7。因此环境压力对压力传感器的遥测参数不产生影响。大气压力随海拔高度的增加而减小 8,在不考虑管路泄漏的情况下,卫星从海拔低的地方运至海拔高的地方

21、,压力传感器的遥测参数也会相应增加。4 15 压力传感器供电电压对压力参数的影响压阻式压力传感器的测量原理是将硅膜片的机械应变 E变成电阻值变化,从而引起测量电路输出电压的变化 9。测量电路是典型的惠斯登电桥,如图 2所示。假设电源电压为 E,输出电压为 U,当被测压力90 航 天 器 工 程 19 卷 图 2 压阻式压力传感器测量电路Fig 12 A circuit of Wheatstone bridge used inpiezoresistive pressure transducer加在膜片上时电阻 R1和 R3处于正应力区,阻值增大,电阻 R2和 R4处于负应力区,阻值变小。则输出电

22、压可以表示为 10U=E R1 R3-R2 R4(R1+R2)(R3+R4)(7)由公式(7)可以看出,给压力传感器供电的电源电压对输出电压有直接影响,而压力传感器的输出电压与测量压力之间呈线性关系,因此供电电压的变化将影响压力测量值。在供电电源不变的情况下,该因素可以不考虑。4 16 其他影响压力参数比对结果的因素在按照时间纵向数据对压力传感器的遥测参数进行一致性比对和判读时,需要注意的是两次压力监测之间应没有进行过压力传感器遥测系数的修改,并且没有进行过加排阀的操作。5 结束语本文结合某双组元卫星推进系统的设计,分析了AIT阶段压力传感器所测管路压力的特性,结合卫星选用的压阻式压力传感器的

23、特点,考虑介质压力、环境压力、环境温度、静置时间、管路泄漏、供电电压等多种因素对压力遥测参数一致性比对结果的影响,在理想气体状态方程的基础上加以推导,结合工程应用实际,总结出 AIT 阶段卫星双组元推进系统压力传感器遥测参数的处理方法,为星上数据比对和判读提供判读依据,以指导工程应用。该方法运算简单,不需要借助工具,计算精度能够满足工程使用要求,同时起到间接检查管路气密性的作用。参考文献(References)1 赵峰.基于卫星数据判读的一种方法 C/第十六届全国测试与故障诊断技术研讨会.成都:中国计算机自动测量与控制技术协会,2007:225-2292 总装备部军事训练教材编辑工作委员会.遥

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25、S Govern-ment Printing Office,Washington,D.C.,1976,http:/nssdc.gsfc.nasa.gov/9 郭明威.压阻式压力传感器温度误差的数字补偿技术J.仪表技术与传感器.2008(5):76-7710 王健.多晶硅纳米薄膜压阻式压力传感器 J.仪表技术与传感器.2009(9):6-8(编辑:李多)动态新闻日本辅助导航定位卫星指路号开始传输全部定位信号据日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)网站 2010 年 10月 27 日报道,继 10 月 19 日日本首颗辅助导航定位卫星指路号(Michibiki)的 L1-SAIF 天线传送了 L1-SAIF 信号之后,其它的定位信号(L1-C/A、L2C、L5、L1C、LEX)也已从 指路号上的 L 频段螺旋形天线上传送。设在国内外的 9 个观测点已确认收到全部 6种定位信号。JAXA 确定包括 GPS 服务在内的常规卫星定位业务并没有受到干扰,逐渐提高了信号的输出功率,到 10 月 26 日卫星开始以额定的全功率传输信号。JAXA 将与参与技术验证的机构一起,继续进行星载设备的初始功能验证工作。指路号卫星于 9 月 11日发射,9 月 21 日卫星进入临时转移轨道,9 月 27 日进入最终轨道。91 第 6 期 王庆华 等:卫星 AIT 阶段推进系统压力参数处理方法