【発明の詳細な説明】 【０００１】 【産業上の利用分野】本発明は、貯蔵タンク内の液体の質量を測定する技術に関し、更に詳しくは、宇宙船の燃料貯蔵タンク内の液体燃料の量を測定する方法および装置に関する。 【０００２】 【従来の技術】多くの状況において、貯蔵タンク内に残っている液体の量を正確に測定できることは必要なことである。 好ましくない事態が液体の消耗とともに発生する場合には、残っている液体を正確に算出できることは特に重要である。 上述した全てが存在する場合の一例はガスジェットまたは反動推進エンジンを使用した人工衛星の姿勢制御システムにある。 ジェット用のガスまたは反動推進エンジン用の燃料は通常人工衛星上の容器またはタンク内に液体の形で貯蔵されている。 ガスまたは燃料が使用し切ると、多くの人工衛星は動作できなくなるか、または少なくともかなり機能が低下する。 更に、タンク内に液体を貯める重力がない場合には、他の力に応じて液体自身を分散する傾向がある。 ここで使用される燃料は一般に液体が厳密に燃料と考えられるか否かに関わらず容器の流体内容物を意味している。 【０００３】特定の積載量の燃料が人工衛星用のステーション維持を行う時間の長さは正確に予測することはできない。 これは太陽風圧力および磁気変動のような環境条件および反動推進エンジンの性能に依存しているからである。 更に、各操縦の間に使用される燃料の正確な量はコントローラの正確な特性に依存しているが、コントローラの特性は時間および環境に従ってわずかに変動する。 従って、宇宙船に残っている燃料の正確な量は、適当な測定装置を使用しない場合には、時間が進むにつれてわからなくなってくる。 【０００４】例えば、静止衛星の寿命の終わりにおいては、残りの燃料を使用して人工衛星を割り当てられた軌道位置から外し、代わりの衛星がその軌道位置に挿入される。 古い衛星が対象の領域から立ち退くのに十分な速度を有している場合には、更に速度をどの程度与えるかは重要ではない。 衛星がその軌道位置から脱出するときにタンク内に残っている燃料の量が衛星を古い衛星の廃棄場に送り出すに必要な値を超えている場合には、余分な燃料は軌道において別の有益な時間のために使用することができたであろう。 ステーションの維持用に必要な燃料の量は非常に少ないので、軌道位置からの脱出があまり早く行われると、ステーションを維持することができる時間の何ヵ月かが無駄になる。 一方、決定があまり遅く行われると、衛星をその軌道位置から取り除くのに不十分な燃料となり、その衛星が占有している軌道位置を取り替え用の衛星のために使用することができない。
実際に、製造される衛星を指定するカストマーは所定の寿命が達成されることを契約上要求している。 【０００５】通信衛星の重量は、ステーション維持用に最大の積載量の燃料を搭載することができるように厳密に制御され、これにより最も長い有益な寿命を達成することができる。 ４８の有効な通信チャンネルを有するように偏波多重化された２４個のトランスポンダを有する衛星の場合には、使用可能な追加燃料の値は有効寿命の月あたり数百万ドルである。 【０００６】従って、残りの燃料の量を測定できることは非常に有益なことである。 しかしながら、重量のない状態においては燃料はタンク中を広がってしまうので測定は複雑になる。 燃料がタンク中に広がってボール状に形成されることを防止するために、タンクはその内面近くに１つ以上の薄い周囲を取り囲むバンドを有している。 これらのバンドは形成されやすい中心の泡を捕捉し、外壁およびバンドに対して残りの燃料を保持する。 【０００７】周囲を取り囲むバンドに関連する軽量の開放型電磁伝送ラインを使用する技術が特許出願平成１年第３２２８１３号に記載されている。 この装置は宇宙船の燃料タンクの内部に電磁信号を供給することができることを必要としているが、燃料タンクの側部を通って電気的に絶縁された１つ以上の接続部を必要とするので好ましくない。 貯蔵タンク内の液体または燃料の量を測定する改良された方法および装置が要望されている。 【０００８】 【発明の概要】貯蔵タンク内の液体または流体の質量を測定する方法が記載されている。 また、既知の量の熱エネルギの供給に応じた空の貯蔵タンクの温度上昇が測定され、質量に空のタンクの比熱を掛けた積およびそれに熱的に関連する事項を設定する。 宇宙船を使用した特定の実施例においては、この第１の校正は真空状態のチャンバ内において推進薬貯蔵タンク（または場合によってはその模造品）に対して実行され、宇宙船が発射する前に軌道上の環境をシミュレートする。 宇宙船の実施例においては、正確に測定された質量の燃料がタンクに搭載され、宇宙船は軌道に発射される。 それから、第２の校正が実施される。 この方法の特定の形態においては、第２の校正は軌道が達成され、遠隔測定が確立した後に実施される。 この方法の更に別の態様においては第２の校正は燃料の燃焼噴射後に実施される。 燃焼噴射によって消費される燃料の質量は小さなエラー内に入ることが知られている。 全ての実施例において、第２の校正は、既知の質量の液体を有するタンクに第１の校正において供給された量に等しいことが好ましい第２の既知の量の熱エネルギを供給することによって行われ、システム（タンクと液体）の質量にシステムの比熱を掛けた積が形成される。 これらの２つの校正は直線関係を設定するので、この直線関係を使用して、貯蔵タンク内の液体の量を測定することができる。 未知の量の液体の測定は、正確に測定された値の熱エネルギ（好ましくは前の校正で使用されたものに等しい量）をタンクおよび液体のシステムに供給し、温度上昇を測定することによって後で測定され、未知の全体の質量にシステムの未知の比熱を掛けた積が算出される。 積の値を前もって設定された直線関係と比較することによってタンクおよび液体のシステムの全体の質量を正確に算定することができる。 タンクの既知の質量を差し引くことにより、液体の未知の質量を得ることができる。 【０００９】 【実施例の記載】図１は、特許出願平成１年第３２２８
１２号に記載されているような宇宙船１５０の燃料システムの簡略ブロック図である。 図１において、燃料貯蔵タンク６４、６６、７６および７８はヒドラジン（Ｎ2
Ｈ4）燃料を積み込まれている。 この燃料はタンク３０
から供給されるヘリウムによって加圧されている。 また、酸化剤タンク１０６もタンク３０からのヘリウムで加圧されている。 タンク６４、６６、７６および７８からの燃料は一元推進薬エンジン（ジェットまたは反動推進エンジン）１ないし１４および１８ないし２０のいずれかおよび二元推進薬エンジン１５および１６に制御されて供給されている。 このように、全てのエンジンは同じ燃料を使用している。 酸化剤はタンク１０６から二元推進薬エンジン１５および１６に制御されて供給されている。 エンジン１ないし２０は宇宙船を移行軌道から最終軌道に移動させたり、および／または南北ステーション維持および姿勢制御のために使用される。 【００１０】タンク３０の圧力は圧力変換器３４によって監視されている。 サービスバルブ３２はタンク３０にヘリウムを入れるための入口を構成している。 タンク３
０のヘリウムは低い地球軌道に宇宙船を押し上げる間、
燃料タンクまたは酸化剤タンクに流れることを二重の、
すなわち冗長の常閉火工技術バルブ３６によって防止されている。 ブースタから解放されると、火工技術バルブ３６は点火され、燃料タンクおよび酸化剤タンクの加圧が可能になる。 別のサービスバルブ３８は取り付けられたバルブ３６とともにシステムの試験を可能にしている。 常開火工技術バルブがヘリウムフィルタ４２に接続されている。 タンク３０からバルブ３６および４０およびフィルタ４２を流れるヘリウムはそれから二重冗長圧力調整装置４４および別のフィルタ４８を通過する。 サービスバルブ４６は別のアクセスを形成している。 フィルタ４８からヘリウムは３つの通路に分割され、二重冗長逆止めバルブ５０および５２を通って燃料タンクへ向って流れるとともに、二重冗長常閉火工技術バルブ５４
を含む通路を通って流れる。 逆止めバルブ５０を通って流れるヘリウムは別の冗長逆止めバルブ５６および５８
を通ってそれぞれタンク６４および６６に流れる。 サービスバルブ６０および８８がタンク６４に関連し、サービスバルブ６２および９０がタンク６６に関連している。 同様に、逆止めバルブ５２を通って流れるヘリウムは別の逆止めバルブ６８、７０を通ってそれぞれ燃料タンク７６および７８に流れる。 サービスバルブ７４および９２が燃料タンク７６に関連し、サービスバルブ７２
および９４が燃料タンク７８に関連している。 燃料は、
要求があると、タンク６４、６６、７６および７８からそれぞれオリフィス８０、８２、８４および８６を通って流れることができる。 オリフィス８０および８２は互いに接続され、圧力変換器１０８によって監視される。
同様に、オリフィス８４および８６は互いに接続され、
燃料の圧力は変換器１１２によって監視される。 タンク６４および６６から流れる燃料はフィルタ１１０を通って共通燃料ライン１１１に流れる。 タンク７６および７
８からの燃料はフィルタ１１４を通って共通燃料ライン１１１に流れる。 燃料ライン１１１から燃料は全てのエンジンに用いられる。 【００１１】火工技術バルブ５４が点火されると、バルブは開き、ヘリウムガスがサービスバルブ５５を通過し、常開火工技術バルブ９６、フィルタ９８、逆止めバルブ１００および１０２およびサービスバルブ１０４を通過して流れ、酸化剤タンク１０６を加圧する。 圧力変換器１１６はタンク内の圧力を監視することを可能にし、サービスバルブ１１８は適宜充填または排出用の通路を形成している。 酸化剤に対する要求があると、酸化剤はタンク１０６からオリフィス１２０を通って出て行く。 別の常閉火工技術バルブ１２６は酸化剤の早すぎる流れを防止する。 バルブ１２６は、点火されると、酸化剤をサービスバルブ１３４、常開火工技術バルブ１４
０、フィルタ１４４を通って二元推進薬遠地点エンジン１５および１６の制御バルブに流すことができる。 【００１２】ブースタが宇宙船を低い地球軌道に乗せた後に常閉火工技術バルブ１２４が点火されると、燃料はタンク６４、６６、７６および７８のいずれからサービスバルブ１３２を通過し、常開火工技術バルブ１３８およびフィルタ１４２を通過してエンジン１５および１６
の燃料制御バルブに流すことができる。 また、燃料は共通燃料ライン１１１からフィルタ１２２および１２８を通ってラッチバルブ１３０および１３６に流れる。 ラッチバルブ１３０および１３６はエンジン１ないし１４および１８ないし２０への燃料の流れを制御する。 各エンジンは個別に制御され得る。 【００１３】図２は図１の燃料タンク６６の外観を示す簡略構成図である。 図２に示すように、燃料タンク６６
はほぼ球形であり、入りパイプ５５がタンクの入口５７
に接続され、この入口５７は液体出口２１０の位置に対して直径方向で対向している。 破線２１２は球形のタンクの「赤道部分」を通過する面の縁部分を表している。
「赤道部分」は「両極」の間のタンク６６の中央部分を取り巻いている。 極は加圧用の入口５７と液体出口２１
０の位置にある。 球形タンク６６は支持手段によって宇宙船の本体１０に支持されている。 【００１４】本技術分野で周知であるように、燃料の温度を維持するために各燃料タンクにヒータが関連して設けられている。 図２において、全体で２４個の帯状ヒータがあり、各々が１２個の電気的帯状ヒータである２組２２２ａ−１および２２２ａ−１がタンク６６に関連して設けられている。 図２にはヒータの全てが示されてなく、ヒータのいくつかはタンクの裏側に隠れている。 図１に示す他のタンクも同様にヒータを備えている。 図２
に示すように、ヒータは燃料タンク６６の外面に取り付けられ、その長手方向の軸は極から極、すなわち入口５
７から出口２１０に伸びている大円ライン（図示せず）
になぞって伸びている。 各組の１２個のヒータは半球体に関連している。 特に、ヒータ２２０は上側の半球体に関連し、ヒータ２２２は下側の半球体に関連している。
図２に示すように、例えば上側半球体のヒータ２２０ｃ
および下側半球体のヒータ２２２ｄのような各帯状ヒータは幅がテーパ状に形成され、面５２によって画定される赤道部分に近いほど広くなり、極に近いほど狭くなっている。 このような構成によってタンクの表面が一様に過熱される。 各帯状ヒータは電力をヒータに供給するための一組の電力導体（図２には示さず）に関連している。 【００１５】本発明の一態様によれば、温度センサは以下に説明する理由のために貯蔵タンク６６の外面上の赤道部分の位置および上側半球体および下側半球体の直径方向に対向する位置に設けられている。 図２においては、第１の温度測定用熱電対２２６がタンク６６の赤道上に設けられ、他の熱電対２２８が赤道部分と上側半球体上の入口５７との間のほぼ中間部分に設けられ、別の熱電対が球形タンク６６の下側半球体の隠れた部分の熱電対２２８に直径方向で対向する位置に設けられている。 これらはタンクの温度を測定するための十分な情報を高い信頼性をもって与えることができる最小の数の温度測定装置に対する位置である。 【００１６】本技術分野で周知であるように、宇宙船の燃料、酸化剤または他の液体貯蔵タンクは熱制御または絶縁ブランケットによって取り囲まれている。 その横断面部分が図２において２３０で示されている。 図３は人工衛星１５０の遠隔測定報告制御システムの簡略構成図である。 図３において、宇宙船の電源はバッテリ３１０
として示されている。 このバッテリ３１０は電圧をブロック３１２として示されているデータエンコーダおよび制御システムに供給する。 バッテリ電圧はブロック３１
２においてサンプルされて符号化され、アンテナ３１４
を介して地上局に監視のために送信される。 バッテリ３
１０は制御可能なスイッチまたはリレー３１６を介して直列接続された抵抗ヒータ３２０および電流感知装置３
２２の両端に接続されている。 電流感知装置３２２はブロック３１２に接続され、電流を表す信号をブロック３
１２に符号化のため供給している。 電流感知装置３２２
は本技術分野で周知の簡単な分路である。 抵抗ヒータ３
２０は図２に示す全てのヒータ２２０および２２２を相互接続したものを表している。 このような相互接続はヒータに供給される電力（エネルギの時間率）がたった１
回の電圧測定と１回の電流測定によって決定されるという利点がある。 本技術分野に専門知識を有する者はヒータ２２０ａ−１および２２２ａ−１が個別にスイッチされて回路に入ったり、外ずされたりしてヒータの全体の電力量を階段状に変更し得ることを理解するであろう。
また、図２の熱電対２２２、２２８の１つまたは全てに対応する熱電対または他の温度測定装置３２８がデータ符号化および制御ブロック３１２に接続されて示されている。 また、図３のデータ符号化および制御ブロック３
１２はスイッチ３１６（および図示しない他のスイッチ）を開閉したり、電圧、電流および温度測定値を符号化して送信するための遠隔指令を受信する。 温度を測定するために使用されるいくつかの熱電対は通常平行に設けられるものでなく、個別に測定用に接続されることに注意されたい。 熱電対から読み取られた温度値は平均化されることが都合がよい。 以下、平均化温度が使用される。 【００１７】以上説明したように、宇宙船の構造は通常対象外であるヒータ電流を測定する電流計および液体貯蔵タンク上の温度センサの位置を除いてほぼ従来のものである。 本発明の一態様によれば、タンク内の液体（燃料または酸化剤、または更に一般的には液体または流体）の量を測定する方法におけるステップとして電気エネルギ、すなわち電力がタンクのヒータに供給される。
この方法は一般にタンクに熱エネルギを供給し、熱エネルギに応じた温度上昇を測定するステップを有している。 これらのステップは貯蔵タンク内の液体の異なる量に対する校正のために行われる。 有益な方法は２つの校正測定値のみを使用しており、第１のものはタンク内の液体の量が０の場合であり、第２のものはタンク内の液体の量が知られている場合である。 宇宙船の燃料タンクの典型的な支持体は大きな熱伝導性を有していない。 熱の伝導が測定値に影響を与える程度において、測定毎に変化しないことにより影響は補償される。 絶縁ブランケットはタンクの表面からの過度の熱損失を防止している。 【００１８】簡単化のため、本発明による方法の説明は宇宙船が１個の貯蔵タンクのみを有しているように説明する。 タンクおよびその支持装置、熱装置、液体推進薬およびヘリウムアリッジバブルを有する宇宙船のタンクシステムはシステムの構成部材の各々の加重比率に対応する比熱Ｃpを有している。 タンクおよび熱装置の質量は時間とともに不変であり、ヘリウムの質量は微々たるものであるので、タンクシステムの比熱は推進薬の質量に直接関係している。 【００１９】液体の質量を測定する方法は一般にタンクに即知の量の熱を加えた結果発生する温度上昇を測定することによって推進薬の質量およびタンクシステムの対応するＣpを決定する。 この方法の基本は次式に示すエネルギ式である。 ＱΔｔ＝ｍＣpΔＴ （１） ここにおいて、 Ｑ＝熱供給率から周囲への熱損失率を引いた値（Ｊ／
ｓ）、 Δｔ＝時間の変化（ｓ）、 ｍ＝タンクシステムの質量（ｋｇ）、 Ｃp＝タンクシステムの比熱（Ｊ／ｋｇ−゜Ｋ）、 ΔＴ＝温度の変化（゜Ｋ）。 タンクシステムの比熱はタンク内の液体の量に依存している。 【００２０】 ｍＣp）system＝ｍ 1 Ｃ p1 ＋ｍ 2 Ｃ p2 ＋ｍ 3 Ｃ p3 ＋． ． ． （２） ここにおいて、下付き文字はシステムの構成要素を示している。 タンクシステムの場合、式（２）は次のようになる。 ｍＣp）system＝ｍＣp）tank＋ｍＣp）Ｈe＋ｍＣp）propellant （３） この関係はエネルギの式に置き換えて、熱入力、時間、
温度変化、タンクの質量、ヘリウムアリッジバブル、およびタンクシステムの校正された比熱の関数として推進薬の質量を得ることができる。 【００２１】 ＱΔｔ＝ｍＣp）systemΔＴ （４） ここにおいて、ｍＣp）systemはタンク内の液体の量に依存している。 式（４）は次のように変形することができる。 【００２２】 【数２】 【００２３】式５は、所与の量のエネルギＱΔｔを供給した場合に、温度上昇ΔＴが分母ｍＣp）systemの大きさに依存していることを示している。 すなわち、ΔＴはタンクシステムの質量ｍおよびその比熱Ｃp）systemに依存していることを示している。 これは、供給されるエネルギＱΔｔが勾配ｍＣp）systemによって温度上昇Δ
Ｔに関連していることを示している。 従って、供給エネルギに応じた温度上昇ΔＴのプロットは直線になり、ラインの勾配はタンクの液体の量に依存する。 【００２４】一般に、液体の未知の質量ｍ 3は未知の量の液体および校正測定値を有するタンク上で行った測定値によって表され得る。 式（４）は次式のように変形することができる。 【００２５】 【数３】 【００２６】ここにおいて、下付き文字１は空の貯蔵タンクに対する第１の校正測定値を示し、ｍ 1は貯蔵タンクとそれに関連する熱装置を加えたものの質量に等しい。 積（ｍ 1 Ｃ p1 ）はエネルギＱΔｔおよび温度上昇Δ
Ｔを測定することによって直接測定されることに注意することは重要なことである。 同じ一般的形式の式は既知の質量の液体を有する第２の校正値のために使用され、
ここで比熱Ｃp2はタンクおよび液体のシステムの比熱に対する質量加重貢献度を反映している。 【００２７】 【数４】 【００２８】ここにおいて、ｍ 2 Ｃpfはタンクに燃料を加えたものの質量と第２の校正におけるタンクに燃料を加えたものの比熱を掛けたものであり、下付き文字ｆは燃料を表し、下付き文字ｔは全体を意味している。 同様な式はタンク内に未知の量の液体を有している第３の測定値を表している。 【００２９】 【数５】 【００３０】式（７）および（８）から式（６）を引き、タンクの質量ｍ 1から燃料の質量ｍ 2およびｍ 3を分離すると次の関係が得られる。 【００３１】 【数６】 【００３２】式（９）はＣpfについて解くと、次のようになる。 【００３３】 【数７】 【００３４】式（１０）のＣpfの代わりに式（１１）を使用すると、次のようになる。 【００３５】 【数８】 【００３６】最後に、式（６）、（７）および（８）を式（１２）に代入すると、次に示す所望の一般的結果が得られる。 【００３７】 【数９】 【００３８】 ｍ 3は測定値からのみ決定することができる。 試験においては、１２インチの直径の球状のステンレススチールのタンクがほぼ図２に示すようにヒータ、熱電対およびブランケットを備えていたが、温度分布を確めるために全体で２８個の熱電対が使用された。
全体の質量が４．１５ｋｇであるタンクが１００ミリトル以下に真空にされた真空チャンバ内に熱分離状態でおかれた。 チャンバ内の温度は安定すると、すなわちこの試験においては約２０゜Ｃになると、０．８７ワットの電力に対応するものであるが、４２０オームのヒータ抵抗に直流６０ボルトを印加されることによりヒータはオン状態になる。 温度に伴うヒータ抵抗の変化によって若干不正確な供給電力が測定されることがわかり、電流計が電流を測定するために使用された。 供給電力は供給電圧とヒータ電流を掛けた積であり、供給エネルギは供給電力に供給時間を掛けたものである。 【００３９】タンクの温度が軌道にのった場合の期待される最大タンク温度である３０゜Ｃに達するまで、熱電対の温度は一定間隔の時間で記録される。 この処理はタンクがからの場合およびタンク内の水が満杯の状態から満杯の２０％までの状態における異なる水位において６
回繰り返される。 タンクに入れられた水の質量は毎回記録された。 各テストの間、（ａ）システムの全質量、
（ｂ）熱入力、および（ｃ）時間当りの温度変化の増分が測定された。 未知のパラメータはシステムの熱損失および比熱であった。 図４はいくつかのこのような校正試験の結果を示している。 図４において曲線４００はタンクが空の状態を示し、曲線４８２はタンクが満杯の状態を示し、曲線４２０、４４０、４６０および４８０はそれぞれ満杯の２０％、４０％、６０％および８０％を示している。 図４の各曲線の勾配によって示されるシステムの質量と比熱の積はタンク内の液体の質量を含むシステムの質量に依存していることに注意されたい。 図５に示すようにこの積を質量に対して示すと、この曲線は次式によって示されるラインになる。 【００４０】 ｍ＝２．１８０８（１０ -4 ）ｍＣp＋３．７３８８ （１４） ここにおいて、定数は上述した１２インチのタンクシステムに対するものである。 タンク内に未知の量の液体を有するシステムが校正されると、熱エネルギに応じた温度上昇の測定値から得られるデータによって未知の液体の質量が計算される。 一例として、未知の量の水で満たされた上述した１２インチのタンクシステムを加熱した。 この試験で収集されたデータから得られた熱エネルギＱΔｔ対ΔＴの曲線が図６に示されている。 勾配ｍＣ
pは測定データから容易に１．８８４５（１０4）Ｊ／゜Ｃであると設定される。 この値を変数「ｍＣp」として式（１４）に代入すると、システムの質量「ｍ」が７．
８４９ｋｇとして得られる。 ４．１５ｋｇのタンクの質量を差し引くと、水の質量は３．７ｋｇと計算される。
この値は水の実際の質量の１ｇ以内であることがわかり、この特定の試験における精度は±０．０５％であった。 【００４１】上述した試験において温度を測定するためにタンクの周りに間隔をあけて設けられた２８個の熱電対が使用されたが、軌道上の人工衛星の状態は地上のものと異なっているので、より少ない熱電対を使用する必要がある。 地上の試験では、液体が重力によってタンクの底にたまるので、多数の熱電対が使用されている。 宇宙船システムの場合には、推進薬のような測定される液体自身がタンク中に分布し、タンクの外部に付着するので、より少ない熱電対が必要である。 この結果、直径方向に設けられた熱電対の対および赤道に設けられた熱電対の上述した分布によって測定される必要なデータ点の数を低減し、タンクを横切る加熱を等しくしている。 【００４２】図１に関連して説明したように、宇宙船１
５０は対に接続された４個の燃料タンクを有している。
一方のタンクの温度を変えることなく、他方のタンクの温度を変えると、燃料が他方のタンクから一方のタンクに流れる。 この結果、試験されるタンクを分離するために試験の間どちらかのバルブを閉じなければならないか、または温度差によって燃料の移動が生じることを防止するために相互接続された全てのタンクは同時に測定されなければならない。 相互接続された多数の推進薬タンクがある場合、良好な精度を得るには全てのタンクを同時に試験することが必要であると考えられる。 これは全てのタンクが異なる速度で低減し、それぞれ異なる量の燃料を有しているからである。 【００４３】タンクは最初同じ温度条件になく、均一に加熱されていない。 図７は貯蔵タンク上の２つの温度センサの温度対時間を示す図であり、２つの温度センサのうちの一方は液体が満たされた領域上に設けられ、他方はアリッジバブルの上に設けられている。 図７において、曲線７１０は時刻ｔoからヒータに一定の電力（エネルギの一定供給速度）を供給した場合においてアリッジの液体部分の上に位置する部分の宇宙船の推進薬タンクの外部に取り付けられた熱電対によって感知された温度を示している。 曲線７１２はアリッジのガス部分の上に位置する部分のタンクの外部に取り付けられた熱電対によって感知された温度を示している。 宇宙船の実施例の場合には、ガス状部分はヘリウムバブルである。 図７
の曲線７１０によって示されるように、液体がゆっくりと加熱され、ある時間の後には、時間に対する温度の上昇はほぼ直線になっている。 曲線７１２によって示されるように、ガス状部分はより迅速に加熱されるが、ある時間の後温度の上昇速度は低減し、液体の場合のものにほぼ等しくなる。 図７に示されるように、曲線７１２の上昇速度、すなわち勾配は時刻ｔ 2近くにおいて曲線７
１０の勾配にほぼ等しくなる。 勾配の同等性は各時間増分毎に各温度センサの温度増分を測定し、３個のセンサ（タンクあたり３個のセンサがある場合）に対する標準偏差σを測定することによって確認される。 勾配は、σ
が３つの温度増分の平均値の１／１０になったとき、等しいと見なされる。 期間ｔo−ｔ 2は、タンクおよびその内容物が安定した温度状態にない「変移」領域と考えられる。 温度測定は時刻ｔoから開始して一定の時間間隔で行われ、変移領域を決定することを可能にするが、温度の測定値は本発明の方法によってＣpおよびｍＣpを決定に使用するために時刻ｔ 2まで平均化されない。 【００４４】上述した方法の特定の用途は６年目の寿命において測定すべき燃料の量を有し、推進薬の使用に基づく寿命の終わりを±３カ月の精度で算定しなければならない宇宙船に関連している。 ヒドラジンの初期積載量は２５３６．０ ｌｂｍと予想され、推進薬の使用予測速度は４．１６ ｌｂｍ／月である。 ±３カ月の制限は推進薬の量が２５３６ ｌｂｍから±１２．４８ ｌｂ
ｍ以内、すなわち±０．４９％の精度内で測定されることを必要とする。 上述した試験の精度は非常に高いものであったが、予想される軌道上の遠隔測定精度は±３．
５６％、すなわち±２．９８カ月である。 技術を工夫し、上述した測定方法を使用して必要な精度を達成している。 【００４５】本発明の一態様によれば、タンクシステムは地上において真空チャンバの空の状態において校正される。 それから、タンクは既知の質量の推進薬を充填され、宇宙船は発進する。 推進薬は遠地点燃焼噴射のために所定のスケジュールに従って使用され、第２の校正が実施される。 第２の校正は遠地点燃焼噴射前には実施できない。 これは遠隔測定がその時点前では有効でないからである。 推進薬は更に例えば６年のような所定の期間の間宇宙基地の維持および姿勢制御のためにスケジュールに従って使用される。 使用スケジュールに基づくこの時点における推進薬の残りの質量の推定値は十分正確であり、質量消費についての実際の前もった知識は必要ないように考えられている。 推進薬の使用スケジュールに従って、推進薬の残りの量がその時点において３４８．
８７ ｌｂｍと推定される。 本発明による測定が軌道上の宇宙船の６年点において実施される。 そして、この技術の必要な精度は３４８．８７ ｌｂｍのうちの±１
２．４８ ｌｂｍに低減され、すなわちおおよそ±３．
５８％に低減され、これは容易に実施可能なものである。 【００４６】本発明の他の実施例は本技術分野に専門知識を有する者に明らかであろう。 例えば、この方法はタンクを完全に満たしているヘリウムのような流体の質量を測定するのにも適用できる。 宇宙船推進システムにおいては、一元推進薬のみを使用するシステムまたは二元推進薬システムのみを使用するシステムが使用されるが、ここに記載した方法および装置は二元推進薬のシステムにおける燃料および酸化剤の量を別々に測定したり、または一元推進薬システムの推進薬の量を測定するために使用され得る。 【図面の簡単な説明】 【図１】従来の宇宙船の燃料システムの簡略ブロック図である。 【図２】図１のシステムの燃料タンクを詳細に示す図であり、本発明によるヒータおよび熱感知装置が示されている。 【図３】本発明による貯蔵タンクに関連するヒータおよび熱電対の電気的接続を示す簡略構成図である。 【図４】アリッジの種々の状態における液体貯蔵タンクの温度上昇対熱エネルギを示す図であり、質量×比熱（ｍＣp）を示している。 【図５】全体の質量に対する図４の曲線ｍＣpの勾配を示す図である。 【図６】特定の試験に対する図４に類似した曲線を示す図である。 【図７】連続加熱状態における液体およびガス状アリッジ部分のタンク上のセンサによって測定された温度対時間の曲線を示す図である。 【符号の説明】 １−１４、１８−２０ 一元推進薬エンジン １５、１６ 二元推進薬エンジン ６４、６６、７６、７８ 燃料貯蔵タンク ２２０ａ−２２０ｆ、２２２ａ−２２２ｆ ヒータ ２２６、２２８ 温度測定熱電対 ───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 キース・デビース アメリカ合衆国、ニユージヤージ州、ロビ ンスビル、アビー・コート、１番 (72)発明者 ジヨセフ・アレキサンダー・プルコウスキ アメリカ合衆国、ニユージヤージ州、リン ゴーズ、ルート31・ノース、533番 |
