FR2629913A1

FR2629913A1 - METHOD AND SYSTEM FOR EVALUATING THE RESIDUAL QUANTITY OF FUEL IN A SPATIONEF TANK

Info

Publication number: FR2629913A1
Application number: FR8804842A
Authority: FR
Inventors: Philippe Gindre
Original assignee: Agence Spatiale Europeenne
Current assignee: Agence Spatiale Europeenne
Priority date: 1988-04-06
Filing date: 1988-04-06
Publication date: 1989-10-13
Anticipated expiration: 2008-04-06
Also published as: FR2629913B1

Abstract

Une première mesure de pression P1 P2 est effectuée à la sortie du réservoir de pressurisation 1 et à l'entrée du réservoir de carburant 2 à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, puis une seconde mesure de pression DELTA P1, DELTA P2 est effectuée après avoir mis en communication directe la sortie du réservoir de gaz de pressurisation 1 et l'entrée du réservoir de carburant 2, la mesure des variations de pression DELTA P1 et DELTA P2 servant à déterminer le volume de gaz dans le réservoir de carburant 2 d'après l'équation : V2 = V1 (DELTA P1 / DELTA P2) Ce procédé est applicable sur les satellites artificiels placés sur orbite.A first pressure measurement P1 P2 is carried out at the outlet of the pressurization tank 1 and at the inlet of the fuel tank 2 at a predetermined time during the space mission, then a second pressure measurement DELTA P1, DELTA P2 is carried out after having placed the outlet of the pressurization gas tank 1 and the inlet of the fuel tank 2 in direct communication, the measurement of the pressure variations DELTA P1 and DELTA P2 serving to determine the volume of gas in the fuel tank 2 according to the equation: V2 = V1 (DELTA P1 / DELTA P2) This process is applicable on artificial satellites placed in orbit.

Description

La présente invention concerne un procédé et un système pour évaluer la quantité de carburant restant dans le réservoir d'un spationef à un moment donné de sa vie, en particulier à l'approche de la fin de sa mis s ion. The present invention relates to a method and a system for evaluating the quantity of fuel remaining in the tank of a spacecraft at a given moment in its life, in particular as it approaches the end of its mission.

La connaissance de la quantité de carburant subsistant a bord d'un spationef est une donnée importante pour le bon déroulement d'une mission spatiale et plus particulièrement encore vers la fin de sa mission car il s'agit alors de savoir et de décider si la vie opérationnelle du spationef doit être stoppée pour placer le spationef sur une nouvelle orbite.Knowledge of the amount of fuel remaining on board a spacecraft is an important data for the smooth running of a space mission and more particularly towards the end of its mission because it is then a question of knowing and deciding if the the spacecraft's operational life must be stopped to place the spacecraft in a new orbit.

Le problème de l-'évaluation de la quantité de carburant à bord est certes une préoccupation courante depuis le lancement de spationefs actifs durant les deux dernières décennies et divers procédés ont été mis en oeuvre a cette fin, et cela avec généralement de bons résultats pour autant que les mesures s'effectuent dans un champ gravitationnel. Ces procédés s'avèrent cependant peu ou pas satisfaisants dès que règne l'apesanteur car un problème majeur dans ce cas est qu'il n'est plus possible de savoir avec'suffisamment de précision ou se trouve exactement le carburant dans les réservoirs.The problem of the evaluation of the quantity of fuel on board is certainly a common concern since the launch of active spacecraft during the last two decades and various methods have been implemented for this purpose, and this with generally good results for as far as the measurements are made in a gravitational field. These methods prove however little or not satisfactory as soon as weightlessness prevails because a major problem in this case is that it is no longer possible to know with sufficient precision or exactly where the fuel is in the tanks.

Les procédés les plus couramment utilisés sont basés sur les lois des gaz et consistent à effectuer des mesures de pression et de température. Le procédé donnant la meilleure précision consiste a enregistrer la quantité de carburant consommée durant une période de temps donnée et à soustraire cette quantité de la masse de carburant initiale. Ce procédé est satisfaisant pour une courte période de temps mais il exige la connaissance de la masse de carburant initiale et si celle-ci peut être facilement déterminée dans un système de propulsion mono-ergol, cela n'est cependant plus possible dès qu'il s'agit d'un système de propulsion bi-ergol car les proportions du mélange ne sont pas connues avec précision.The most commonly used methods are based on gas laws and consist of making pressure and temperature measurements. The method giving the best accuracy consists in recording the quantity of fuel consumed during a given period of time and in subtracting this quantity from the initial fuel mass. This process is satisfactory for a short period of time but it requires knowledge of the initial fuel mass and if this can be easily determined in a mono-propellant propulsion system, this is however no longer possible as soon as it it is a bi-ergol propulsion system because the proportions of the mixture are not known with precision.

L'invention a pour objet un système permettant d'évaluer avec une grande précision la quantité de carburant restant dans le réservoir d'un spationef même si celui-ci est doté d'un système de propulsion bi-ergol.The subject of the invention is a system making it possible to evaluate with great precision the quantity of fuel remaining in the tank of a spacecraft even if the latter is equipped with a bi-ergol propulsion system.

Cet objectif est atteint selon l'invention par un procédé dans lequel; à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale après la mise à poste du spationef, on effectue une première mesure de pression à la sortie du réservoir de pressurisation et à l'entrée du réservoir de carburant, puis on effectue une seconde mesure de pression après avoir mis en communication directe la sortie du réservoir de pressurisation et l'entrée du réservoir de carburant, la mesure des variations de pression servant à déterminer le volume de gaz dans le réservoir de carburant d'après l'équation
V2 = V1 cn P1 ! / iP2)
Suivant un second aspect de l'invention, le procédé défini ci-dessus est mis en oeuvre grâce â un système comprenant une conduite reliant directement la sortie du réservoir de pressurisation et l'entrée du réservoir de carburant, cette conduite contenant un venturi, une première vanne répondant à un signal de commande pour laisser s'introduire le gaz de pressurisation dans la conduite, une deuxième vanne répondant à un signal de commande pour fermer la communication entre la conduite et le réservoir de carburant à un moment prédéterminé au cours de la mission spatiale, un premier transducteur de pression connecté pour mesurer la pression en amont de la première vanne, et un deuxième transducteur de pression connecté pour mesurer la pression en aval de la deuxième vanne.This object is achieved according to the invention by a method in which; at a predetermined time during the space mission after the spacecraft is stationed, a first pressure measurement is made at the outlet of the pressurization tank and at the inlet of the fuel tank, then a second pressure measurement is carried out after having put in direct communication the outlet of the pressurization tank and the inlet of the fuel tank, the measurement of the pressure variations used to determine the volume of gas in the fuel tank according to the equation
V2 = V1 cn P1! / iP2)
According to a second aspect of the invention, the method defined above is implemented thanks to a system comprising a pipe directly connecting the outlet of the pressurization tank and the inlet of the fuel tank, this pipe containing a venturi, a first valve responding to a control signal to allow pressurization gas to enter the line, a second valve responding to a control signal to close the communication between the line and the fuel tank at a predetermined time during the space mission, a first pressure transducer connected to measure the pressure upstream of the first valve, and a second pressure transducer connected to measure the pressure downstream of the second valve.

D'autres particularités de l'invention ressortiront de l'exposé qui suit dans lequel le procédé selon l'invention est décrit à l'aide du dessin ci-annexé qui représente schématiquement un système exemplaire pour mettre en oeuvre le procédé de l'invention.Other particularities of the invention will emerge from the following description in which the method according to the invention is described with the aid of the appended drawing which schematically represents an exemplary system for implementing the method of the invention .

Le dessin ci-annexé représente un système de propulsion mixte. Les notations de référence 1, 2 et 3 désignent respectivement le réservoir de pressurisation, le réservoir de carburant et le réservoir de comburant. Le réservoir de pressurisation 1 communique avec les réservoirs 2 et 3 par les conduites 10, 20 et 30. Dans la conduite 10 est inséré un régulateur de pression 4 et dans les conduites 20 et 30 sont insérées deux pyrovannes 5 et 6. The attached drawing shows a mixed propulsion system. The reference notations 1, 2 and 3 respectively designate the pressurization tank, the fuel tank and the oxidizer tank. The pressurization tank 1 communicates with the tanks 2 and 3 via the pipes 10, 20 and 30. In the pipe 10 is inserted a pressure regulator 4 and in the pipes 20 and 30 are inserted two pyrovalves 5 and 6.

Pour la mise en oeuvre du procédé selon l'invention, le système de propulsion décrit ci-dessus est complété avec une conduite de dérivation 40 qui relie directement la sortie du réservoir de pressurisation 1 a l'entrée du réservoir de carburant 2, cette conduite 40 comprenant un venturi 41. Dans la conduite 40 sont insérées trois pyrovannes 42, 43 et 44 dont le rôle apparaîtra ci-après. Les pyrovannes 42 et 43 sont normalement fermées tandis que la pyrovanne 44 ainsi que les pyrovannes 5 et 6 sont normalement ouvertes. Précisons ici que la pyrovanne 42 est nécessaire pour isoler le transducteur 45 dans la mesure où celui-ci n'est pas capable de supporter sans dommage une pression beaucoup plus élevée que sa gamme de mesure.For the implementation of the method according to the invention, the propulsion system described above is completed with a bypass line 40 which directly connects the outlet of the pressurization tank 1 to the inlet of the fuel tank 2, this pipe 40 comprising a venturi 41. In the pipe 40 are inserted three pyrovalves 42, 43 and 44 whose role will appear below. The pyrovalves 42 and 43 are normally closed while the pyrovalve 44 as well as the pyrovalves 5 and 6 are normally open. It should be noted here that the pyrovalve 42 is necessary to isolate the transducer 45 insofar as the latter is not able to withstand without damage a pressure much higher than its range of measurement.

Lorsque le spationef se trouve placé sur son orbite, son moteur d'apogée est mis en marche et les vannes 5 et 6 sont fermées. C'est à partir de ce moment que, suivant l'invention, peut être effectuée une première mesure de pression à la sortie du réservoir 1 et à l'entrée du réservoir 2. A cette fin, la pyrovanne 42 est mise en position ouverte et les pressions P1 et P2 sont mesurées sur les transducteurs de pression 45 et 46 qui sont connectés à des circuits de télémesure.When the spacecraft is placed in its orbit, its apogee motor is started and the valves 5 and 6 are closed. It is from this moment that, according to the invention, a first pressure measurement can be carried out at the outlet of the reservoir 1 and at the inlet of the reservoir 2. To this end, the pyrovalve 42 is placed in the open position. and the pressures P1 and P2 are measured on the pressure transducers 45 and 46 which are connected to telemetry circuits.

Une seconde mesure de pression est effectuée à un moment donné de la vie prévue du spationef, vers la fin de la mission spatiale. Pour ce faire, la pyrovanne 43 est mise en position ouverte et le système atteint un équilibre : on mesure alors les variations de pression sur les transducteurs 45 et 46. Cette seconde mesure étant effectuée, la pyrovanne 44 est mise en position fermée afin de rétablir le système de propulsion dans son état de fonctionnement normal. A second pressure measurement is taken at a given time in the spacecraft's expected life, towards the end of the space mission. To do this, the pyrovalve 43 is placed in the open position and the system reaches a balance: the pressure variations on the transducers 45 and 46 are then measured. This second measurement being carried out, the pyrovalve 44 is placed in the closed position in order to restore the propulsion system in its normal operating state.

La connaissance des variations des pressions P1 et P2 permet de déduire le volume de carburant résiduel dans le réservoir 2 au moment de la seconde mesure de pression P2 en appliquant la relation suivante
V2 = V1 [#P1/#P2] (1) dans laquelle - V1 représente le volume du réservoir de carburant, - V2 représente le volume de gaz dans le réservoir de
carburant, - # Pl = P1-P', - # P2 = P'-P2, avec P' représentant la pression commune dans les réservoirs 1 et 2 lorsque le système est en équilibre.Knowing the variations in pressures P1 and P2 makes it possible to deduce the volume of residual fuel in the tank 2 at the time of the second pressure measurement P2 by applying the following relationship
V2 = V1 [# P1 / # P2] (1) in which - V1 represents the volume of the fuel tank, - V2 represents the volume of gas in the fuel tank
fuel, - # Pl = P1-P ', - # P2 = P'-P2, with P' representing the common pressure in tanks 1 and 2 when the system is in equilibrium.

A noter que la relation (1) est applicable lorsque les réservoirs de pressurisation et de carburant sont pratiquement à la même température. Mais lorsque les deux réservoirs sont à des températures légèrement différentes, il convient de mesurer également la t?m- pérature lors de chaque mesure de pression et d'appliquer l'équation plus générale suivante

dans laquelle - T est la température lors de la première mesure de
pression, - T' est la température lors de la seconde mesure de
pression. Note that relation (1) is applicable when the pressurization and fuel tanks are at practically the same temperature. But when the two tanks are at slightly different temperatures, it is also necessary to measure the temperature during each pressure measurement and to apply the following more general equation

in which - T is the temperature during the first measurement of
pressure, - T 'is the temperature during the second measurement of
pressure.

En soustrayant le volume de gaz V2 obtenu en résolvant l'équation ci-dessus du volume total du réservoir de carburant 2 on obtient une estimation correcte de la quantité de carburant résiduelle.By subtracting the volume of gas V2 obtained by solving the above equation from the total volume of the fuel tank 2, a correct estimate of the quantity of residual fuel is obtained.

La connaissance des différences de pression selon l'invention permet de déduire la quantité de carburant résiduelle avec une excellente précision pour autant que les réservoirs 1 et 2 soient à la même température, ce qui est le cas lorsque les réservoirs sont dans un environnement thermique presque constant.Knowing the pressure differences according to the invention makes it possible to deduce the quantity of residual fuel with excellent precision provided that the tanks 1 and 2 are at the same temperature, which is the case when the tanks are in an almost thermal environment constant.

Si les variations de pression sont connues avec une précision de 1 %, le volume de gaz V2 dans le réservoir 2 peut être déduit avec une précision de 2 %.If the pressure variations are known with an accuracy of 1%, the volume of gas V2 in the tank 2 can be deduced with an accuracy of 2%.

Afin d'obtenir la meilleure précision dans l'estimation du volume résiduel, les variations de pression aP1 et A P2 doivent être aussi grandes que possible c'est-a-dire lorsque la pression dans le réservoir de carburant est faible, par exemple après que 50 % à 70 % de la vie du spationef se sont écoulés. In order to obtain the best accuracy in the estimation of the residual volume, the pressure variations aP1 and A P2 must be as large as possible, i.e. when the pressure in the fuel tank is low, for example after that 50% to 70% of the spaceman's life has passed.

Un premier avantage de l'invention est que le procédé est très simple et qu'il ne requiert qu'une seule mesure après quelques années. Un second avantage est .'il est possible d'utiliser le gaz de pressurisation résiduel pour augmenter l'efficacité du système de propulsion à la fin d'une mission en augmentant la pression du réservoir de carburant, ceci résultant du fait que les propulseurs fonctionnent plus près de sa pression nominale. A first advantage of the invention is that the process is very simple and that it requires only one measurement after a few years. A second advantage is that it is possible to use the residual pressurization gas to increase the efficiency of the propulsion system at the end of a mission by increasing the pressure of the fuel tank, this resulting from the fact that the thrusters operate closer to its nominal pressure.

Claims

1. Method for evaluating the residual quantity of fuel in the tank of a spacecraft - placed in orbit, according to which the volume of gas in the fuel tank is determined at a given time and this quantity is subtracted from the total volume of the said volume tank, characterized in that a first pressure measurement (P1 P2) is carried out at the outlet of the pressurization tank (1) and at the inlet of the fuel tank (2), at a predetermined time during the mission space, then carry out a second pressure measurement (# P1, # P2) after having put in direct communication the outlet of the pressurization gas tank (1) and the inlet of the fuel tank (2), measuring the variations pressure (nP1 and # P2) used to determine the volume of gas in the fuel tank (2) according to the equation V2 = V1 (nP1 / # P2)

2. Method according to claim 1, characterized in that a first pressure measurement (P1 P2) is carried out at the outlet of the pressurization tank (1) and at the inlet of the fuel tank (2) and a first measurement temperature (T) at a predetermined time during the space mission, then a second pressure measurement (P ') and a second temperature measurement (T') are carried out after having put the gas tank outlet in direct communication pressurization (1) and the fuel tank inlet (2), the pressure (PI, P2, P ') and temperature (T, T') measurements used to determine the gas volume in the fuel tank ( 2) according to the equation

3. System for implementing the method according to any one of claims 1 or 2, characterized in that it comprises a pipe (40) directly connecting the outlet of the pressurization gas tank (-1) and the inlet of the fuel tank (2), this pipe containing a venturi (41), a first valve (43) responding to a control signal to allow the pressurization gas to be introduced into the pipe (40) at the start of the space mission , a second valve (44) responding to a control signal to close the communication between the line (4) and the fuel tank (2) at a predetermined time during the space mission, a first pressure transducer (45) connected to measure the pressure (P1, A P1) upstream of the first valve (43), and a second pressure transducer (46) connected to measure the pressure (P2, A P2) downstream of the second valve ( 44).

4. System according to claim 3, characterized in that it further comprises a protection valve (42) upstream of the first pressure transducer (45).

5. System according to any one of claims 3 and 4, characterized in that the valves are pyrovalves.

6. System according to any one of claims 3 to 5, characterized in that the pressure transducers (45, 46) are connected to a telemetry system.