本发明涉及一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法，S1、对卫星冷气推进系统中的流量传感器和压力传感器进行加电预热并开启所述推进系统温控；S2、根据所述推进系统无流量工况下的流量传感器的输出确定流量传感器的零位并完成零位标定；S3、利用卫星冷气推进系统中的姿控推力器发送喷气脉冲，生成标准压力波信号，并采集流量传感器实际输出的流量波信号；S4、根据所述的标准压力波信号，通过反演计算流量传感器的理论流量值；S5、以计算的理论流量值为参照，对比流量传感器实际输出值，对流量传感器进行校准，得到转换系数标定值，利用该转换系数标定值完成流量传感器的在轨标定。
1.一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法，其特征在于通过下述方式实现：S1、对卫星冷气推进系统中的流量传感器和压力传感器进行加电预热并开启所述推进系统温控；
S2、根据所述推进系统无流量工况下的流量传感器的输出确定流量传感器的零位并完成零位标定；
S3、利用卫星冷气推进系统中的姿控推力器发送喷气脉冲，生成标准压力波信号，并采集流量传感器实际输出的流量波信号；
S4、根据所述的标准压力波信号，通过反演计算流量传感器的理论流量值；
S5、以计算的理论流量值为参照，对比流量传感器实际输出值，对流量传感器进行校准，得到转换系数标定值，利用该转换系数标定值完成流量传感器的在轨标定；
通过下述方式计算流量传感器的理论流量值：建立管路流量波反射模型，所述的模型包括待标定流量传感器以及其前端管路、末端阀门，所述末端阀门与流量传感器之间设置反射容腔；所述前端管路为卫星上发送喷气脉冲的姿控推力器与流量传感器之间的管路，末端阀门与反射容腔为卫星冷气推进系统微牛级变推力模块中器件；
以标准压力波为输入条件，结合前端管路长度L，管路内径d，以及反射容腔温度T2，容腔容积V2，代入管路流量波反射模型，计算理论流量值flowrate_thr(t)。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：S1中在流量传感器加电预热稳定后，记录卫星冷气推进系统微牛级变推力模块温度T2，所述的微牛级变推力模块上集成待标定流量传感器。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：S2中的零位确定在流量传感器加电预热稳定后记录5～10分钟的流量传感器输出值，并取均值作为零位。
4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于：流量传感器加电预热稳定的判断依据为：流量传感器采集连续60秒数据的方差不超过平均值的5％。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的标准压力波信号为正弦波或者方波。
6.根据权利要求1或5所述的方法，其特征在于：所述的标准压力波信号的幅度与待标定流量传感器的测量范围上限一致，频率小于所述流量传感器的采样频率。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：管路流量波反射波模型中，管路气流速度u和气流温度θ满足以下公式：
其中，ρ为气流密度，λ为管路内壁摩擦系数，Cv为气体的等热比容，R为气体常数；x为流动方向的位置，t为时间；
管路流量波反射波模型中，管路气流入口边界条件为缓冲罐压力和温度条件；管路出口边界条件为反射容腔温度条件，且流速为0；管路几何构型条件为缓冲罐体积、管路长度、反射容腔容积条件；
管路流量波反射波模型中，对以上三个公式进行离散、迭代求解，计算管路内气流在任意点、任意时刻的流速u、密度ρ和温度θ；据此计算理论流量值为
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：流量传感器转换系数ξ计算公式如下：ξ＝flowrate_exp(t)/flowrate_thr(t)其中，flowrate_exp(t)为流量传感器的实际输出值；flowrate_thr(t)为理论流量值。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：通过调节激励源姿控电磁阀喷气脉宽，适应不同的流量标定范围；或者通过选取位于管路不同位置的激励源姿控电磁阀，对标定结果进行互相校验。
一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法
技术领域
[0001] 本发明涉及一种卫星冷气推进系统用流量传感器在轨标定方法，能够在太空实际飞行条件下对卫星上流量传感器输出值的偏差进行评估和修正，属于航天器推进系统设计
和应用技术领域。
背景技术
[0002] 流量传感器是高精度变推力冷气推进系统的关键部件之一。推进系统中推力的大范围调节依赖于高精度流量传感器的精确反馈。高精度流量传感器的标定主要依据地面上
基于流量标定设备的试验测量。然而，由于在轨空间环境与地面测试环境的差异，以及在轨
长期运行期间产品自身内在应力的缓慢释放，会导致流量传感器输出量与地面标定值的缓
慢偏离。因此，有必要在轨对流量传感器的输出值进行偏差评估和修正。
[0003] 目前国际上对流量传感器的在轨评估和修正主要基于流量传感器自身在轨历史数据的比对：在推进系统无流量的工况条件下，记录流量传感器的实际输出值，以此为依据
修正输出量的零位。代表性的文章如下：G.Noci,D.Hazan,A.Polli.In flight
achivements and follow‑on for cold gas micro propulsion applied to S/C fine
pointing and attitude control.66th International Astronautical Congress,
2015.T.Liénart,G.Doulsier,V.Cipolla.First in‑flight observations of the Cold
Gas Propulsion System for CNES'Microscope spacecraft.53rd AIAA/SAE/ASEE Joint
Propulsion Conference.2017.
[0004] 实际上，对流量传感器输出量的标定应该包含2个方面：零位和转换系数。由于太空实际飞行条件下卫星不可能外接入标准流量计来校对星上的流量传感器，即在轨缺乏流
量的标准源源，因此流量传感器转换系数的标定一直是难题。
[0005] 本发明是国内第一个可同时标定零位和转换系数的方法，国外没有相关的文献和资料可以借鉴，整套方法采用卫星冷气推进系统上已有设备，不外加其它硬件设施，是一种
全新的设计。
发明内容
[0006] 本发明解决的技术问题是：克服卫星流量传感器在轨标定无可参考标准源的技术难题，利用星上已有的压力传感器、电磁阀等部件，产生可精确计算的标准流量作为标定参
照，可以实现流量传感器零位和转换系数的全面标定。该方法操作方便，流程快捷，可重复，
精度高，适用范围宽。
[0007] 本发明解决技术的方案是：一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法，通过下述方式实现：
[0008] S1、对卫星冷气推进系统中的流量传感器和压力传感器进行加电预热并开启所述推进系统温控；
[0009] S2、根据所述推进系统无流量工况下的流量传感器的输出确定流量传感器的零位并完成零位标定；
[0010] S3、利用卫星冷气推进系统中的姿控推力器发送喷气脉冲，生成标准压力波信号，并采集流量传感器实际输出的流量波信号；
[0011] S4、根据所述的标准压力波信号，通过反演计算流量传感器的理论流量值；
[0012] S5、以计算的理论流量值为参照，对比流量传感器实际输出值，对流量传感器进行校准，得到转换系数标定值，利用该转换系数标定值完成流量传感器的在轨标定。
[0013] 优选的，S1中在流量传感器加电预热稳定后，记录卫星冷气推进系统微牛级变推力模块温度T2，所述的微牛级变推力模块上集成待标定流量传感器。
[0014] 优选的，S2中的零位确定在流量传感器加电预热稳定后记录5～10分钟的流量传感器输出值，并取均值作为零位。
[0015] 优选的，流量传感器加电预热稳定的判断依据为：流量传感器采集连续60秒数据的方差不超过平均值的5％。
[0016] 优选的，所述的标准压力波信号为正弦波或者方波。
[0017] 优选的，所述的标准压力波信号的幅度与待标定流量传感器的测量范围上限一致，频率小于所述流量传感器的采样频率。
[0018] 优选的，通过下述方式计算流量传感器的理论流量值：
[0019] 建立管路流量波反射模型，所述的模型包括待标定流量传感器以及其前端管路、末端阀门，所述末端阀门与流量传感器之间设置反射容腔；所述前端管路为卫星上发送喷
气脉冲的姿控推力器与流量传感器之间的管路，末端阀门与反射容腔为卫星冷气推进系统
微牛级变推力模块中器件；
[0020] 以标准压力波波为输入条件，结合前端管路长度L，管路内径d，以及反射容腔温度T2，容腔容积V2，代入管路流量波反射模型，计算理论流量值flowrate_thr(t)。
[0021] 优选的，管路流量波反射波模型中，管路气流速度u和气流温度θ满足以下公式：
[0022]
[0023]
[0024]
[0025] 其中，ρ为气流密度，λ为管路内壁摩擦系数，Cv为气体的等热比容，R为气体常数；x为流动方向的位置，t为时间；
[0026] 管路流量波反射波模型中，管路气流入口边界条件为缓冲罐压力和温度条件；管路出口边界条件为反射容腔温度条件，且流速为0；管路几何构型条件为缓冲罐体积、管路
长度、反射容腔容积条件。
[0027] 管路流量波反射波模型中，对以上三个公式进行离散、迭代求解，计算管路内气流在任意点、任意时刻的流速u、密度ρ和温度θ；据此计算理论流量值为
[0028]
[0029] 优选的，流量传感器转换系数ξ计算公式如下：
[0030] ξ＝flowrate_exp(t)/flowrate_thr(t)
[0031] 其中，flowrate_exp(t)为流量传感器的实际输出值；flowrate_thr(t)为理论流量值。
[0032] 优选的，通过调节激励源姿控电磁阀喷气脉宽，适应不同的流量标定范围；或者通过选取位于管路不同位置的激励源姿控电磁阀，对标定结果进行互相校验。
[0033] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0034] (1)提出的流量传感器在轨标定方法突破了在轨标定无可参考标准流量源的限制，充分利用了卫星推进系统现有部件的功能，无需外加硬件设施，具有很强的实用性。
[0035] (2)提出的流量传感器在轨标定方法理论基础成熟，计算精度高，操作流程便捷，能够适应不同压力条件下的工况，满足卫星全生命周期内流量传感器的标定需求。
[0036] (3)提出的流量传感器在轨标定方法适用于氮气、氦气、氙气等多种工作介质，可扩展应用于卫星双组元推进系统、电推进系统等。
附图说明
[0037] 图1为卫星冷气推进系统示意图；
[0038] 图2为本发明管路流量波反射模型示意图；
[0039] 图3为本发明方法流程图。
具体实施方式
[0040] 下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
[0041] 本发明一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法适用于高精度变推力冷气推进系统。系统设置如图1所示。系统硬件包括高压气瓶、高压压力传感器、减压装置、低
压压力传感器、缓冲罐、姿控推力器(含电磁阀)、微牛级变推力模块(含流量传感器)、推力
控制器、温控组件以及配套的管阀件等。其中流量传感器集成在微牛级变推力模块中，流量
传感器与微牛级变推力模块、变推力控制器形成闭环控制系统，用于调节输出推力的大小。
[0042] 本发明一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法对于标准流量的产生和反演基于新提出的管路流量波反射模型。管路流量波反射模型如图2所示。流量传感器前端
管路的压力波动设置为输入激励，流量传感器与末端阀门之间的容腔设置为反射容腔。当
前端管路无压力波动时，前端管路和反射容腔之间的压力处于均衡状态，通过流量传感器
的流量为零；当前端管路存在压力波动时，前端管路与容腔之间由于压差而产生流动，流动
的质量流量将被流量传感器采集并遥测下传。管路前端标准压力波的产生通过姿控推力器
电磁阀实现，标准压力波由低压压力传感器采集并遥测下传。根据采集到的标准压力波数
据，结合管路流体力学计算，可反演得到通过流量传感器的标准流量值。以产生的标准流量
值为参照，对比流量传感器实际输出值，可对流量传感器进行校准，得到零位和转换系数标
定值。
[0043] 本发明一种卫星冷气推进系统流量传感器在轨标定方法流程图如图3所示，操作步骤如下：
[0044] 1)系统状态设置：流量传感器加电预热，压力传感器加电预热，开启推进系统温控；在流量传感器稳定后记录缓冲罐压力P1、温度T1，微牛级变推力模块温度T2(等同于反
射容腔温度)。
[0045] 2)零位标定：流量传感器预热完成并稳定后，在推进系统无流量工况下，记录一段时间Δt内流量传感器输出值flowrate_exp(t)，当达到采集连续60秒数据的方差不超过平
均值的5％的判断条件后，开始计算零位。
[0046] 零位计算时，以2分钟内流量平均值作为零位，并对流量传感器进行零位标定。
[0047] C0＝∑flowrate_exp(t)/Δt
[0048] 3)生成压力波激励信号：选取标定用姿控推力器台号，发送喷气脉冲，生成标准压力波信号；记录喷气脉冲宽度dt，计算压力波波形。
[0049] P(t)＝f(dt,P1,T1)
[0050] 4)采集流量波信号：读取流量传感器遥测数据，判读是否抓取到流量波信号flowrate_exp(t)；重复重复步骤3)直到流量波信号采集成功。5)计算理论流量值：以步骤
3)计算的压力波波形P(t)为输入条件，结合管路几何尺寸数据(管路长度L，管路内径d)，以
及流量传感器后端容腔参数(容腔温度T2，容腔容积V2)，代入管路流量波反射模型(图2)，
计算理论流量值flowrate_thr(t)。
[0051] 管路流量波反射波模型中，管路气流速度u和气流温度θ满足以下公式：
[0052]
[0053]
[0054]
[0055] 其中，ρ为气流密度，λ为管路内壁摩擦系数，Cv为气体的等热比容，R为气体常数；
[0056] 管路流量波反射波模型中，管路气流入口边界条件为缓冲罐压力和温度条件；管路出口边界条件为反射容腔温度条件，且流速为0；管路几何构型条件为缓冲罐体积、管路
长度、反射容腔容积条件。
[0057] 管路流量波反射波模型中，对以上三个公式进行离散、迭代求解，计算管路内气流在任意点、任意时刻的流速u、密度ρ和温度θ；据此计算理论流量值为
[0058]
[0059] 6)转换系数标定：根据步骤3)得到的实测值flowrate_exp(t)和步骤4)得到的理论值flowrate_thr(t)，计算流量传感器转换系数ξ。卫星在轨运行时，利用该系数实时对流
量传感器输出进行标定。
[0060] ξ＝flowrate_exp(t)/flowrate_thr(t)
[0061] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。
