DE4202867A1

DE4202867A1 - Verfahren zum messen der fluessigkeitsmasse in einem lagertank

Info

Publication number: DE4202867A1
Application number: DE4202867A
Authority: DE
Inventors: Laura Elaine Brauer; Siu Hung Chun; Keith Davies; Joseph Alexander Pulkowski
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1991-02-08
Filing date: 1992-02-01
Publication date: 1992-08-13
Also published as: US5158362A; FR2672679A1; FR2672679B1; JPH0597182A

Description

Die Erfindung betrifft Techniken zum Messen der Flüssigkeitsmasse in einem Lagertank und mehr im besonderen ein Verfahren zum Messen der Menge flüssigen Brennstoffes in den Brennstoff-Lagertanks eines Raumfahrzeuges sowie eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens.

In vielen Situationen ist es erforderlich, daß man die Menge an Flüssigkeit, die in einem Lagertank zurückgeblieben ist, genau bestimmt. Begleitet ein unerwünschtes Geschehen die Erschöpfung der Flüssigkeit, ist es besonders wichtig, daß man in der Lage ist, die verbliebene Flüssigkeit genau abzuschätzen.

Ein Beispiel, bei dem die vorgenannten Dinge existieren, ist ein Regelsystem für die Fluglage eines Satelliten, das Gasstrahlen oder Treibstoffe benutzt. Gas für die Strahlen oder Brennstoff für die Treibstoffe wird üblicherweise in flüssiger Form in Behältern oder Tanks im Satelliten gelagert. Ist das Gas oder Brennstoff verbraucht, dann werden die meisten Satelliten unbrauchbar oder sie leiden zumindest an einer merklich beeinträchtigten Brauchbarkeit. Ohne Schwerkraft zum Zusammenführen der Flüssigkeit im Tank zumindest an einer merklich beeinträchtigten Brauchbarkeit. Ohne Schwerkraft zum Zusammenführen der Flüssigkeit im Tank neigt diese jedoch dazu, sich aufgrund von anderen Kräften zu verteilen. Brennstoff wird in der vorliegenden Anmeldung allgemein erwähnt, um den Flüssigkeitsinhalt des Behälters zu bezeichnen, unabhängig davon, ob die Flüssigkeit streng genommen ein Brennstoff ist oder nicht.

Die Zeitdauer, während der eine bestimmte Brennstoffmenge die Beibehaltung der Position eines Satelliten gestattet, kann nicht genau vorhergesagt werden, weil sie von Umgebungsbedingungen, wie dem Sonnenwinddruck und magnetischen Fluktuationen, sowie von der Leistungsfähigkeit des Treibstoffes abhängt. Darüber hinaus hängt die genaue Treibstoffmenge, die während jedes Manövers verbraucht wird, ebenfalls von den genauen Charakteristika der Regler ab, die etwas mit der Zeit und der Umgebung variieren können. Die genaue Treibstoffmenge, die in einem Raumfahrzeug verbleibt, ist daher mit fortschreitender Zeit weniger bekannt, wenn nicht ein geeignetes Meßschema benutzt wird.

Am Ende der Lebensdauer eines geostationären Satelliten wird z. B. der verbliebene Brennstoff dazu benutzt, den Satelliten aus seiner zugewiesenen Umlaufposition zu entfernen, so daß ein Ersatzsatellit in diese Umlaufposition eingesetzt werden kann. Solange man dem alten Satelliten genug Geschwindigkeit verleihen kann, um die interessierenden Bereiche freizumachen, ist es ohne Bedeutung, wie viel zusätzliche Geschwindigkeit man ihm verleiht. Übersteigt die in den Tanks verbliebene Brennstoffmenge zu der Zeit, zu der der Satellit aus seiner Umlaufposition herausgestoßen wird, die Menge, die erforderlich ist, den Satelliten zum Friedhof für alte Satelliten zu schicken, dann hätte der überschüssige Brennstoff für zusätzliche Nutzungszeit in der Umlaufbahn genutzt werden können. Weil die zur Beibehaltung der Position erforderliche Brennstoffmenge sehr gering ist, könnten Monate potentieller Zeit in der Nutzungsposition vergeudet werden, wenn das Herausstoßen aus der Umlaufposition zu früh erfolgt. Wird andererseits diese Entscheidung zu spät getroffen, mag nur noch ungenügend Brennstoff vorhanden sein, um den Satelliten aus seiner Umlaufposition zu entfernen, so daß die Umlaufposition, die dieser Satellit einnimmt, nicht für einen Ersatzsatelliten brauchbar ist. In der Praxis mag sich der Nutzer, der die Spezifikationen für den herzustellenden Satelliten angibt, vertraglich ausbedingen, daß eine vorbestimmte Gebrauchsdauer erzielt wird.

Das Gewicht von Kommunikationssatelliten wird genau kontrolliert, damit man die größtmögliche Brennstoffmenge zum Beibehalten der Position erhält, was die längstmöglichste Nutzungsdauer gewährleistet. Für einen Satelliten mit 24 Impulsübertragern, die durch Polarisation zur Schaffung von 48 effektiven Kommunikationskanälen vervielfältigt sind, kann der Wert zusätzlich brauchbaren Brennstoffes mehrere Millionen Dollar pro zusätzlichem Monat an Nutzungszeit betragen.

Es ist daher sehr vorteilhaft, wenn man in der Lage ist, die Menge des verbliebenen Brennstoffes zu bestimmen. Die Messung ihrerseits ist jedoch komplex, weil sich der Brennstoff unter den Bedingungen der Gewichtslosigkeit durch den Tank ausbreitet. Um zu verhindern, daß der Brennstoff Kügelchen bildet, die sich durch den Tank ausbreiten, schließen die Tanks ein oder mehrere dünne Umfangsbänder nahe der inneren Oberfläche des Tanks ein. Diese Bänder fangen die zentrale Blase, zu deren Bildung eine Neigung besteht, ein, und halten den verbliebenen Brennstoff gegen die äußeren Wandungen und die Bänder.

Eine Technik zur Benutzung offener elektromagnetischer Übertragungsleitungen, die mit den Umfangsbändern assoziiert sind und ein geringes Gewicht haben, ist in der DE-OS 39 39 911 beschrieben. Dieses Schema erfordert die Möglichkeit, elektromagnetische Signale an das Innere des Brennstofftanks des Raumfahrzeugs anzulegen, was unerwünschterweise ein oder mehrere elektrisch isolierte Verbindungen durch die Seite des Brennstofftanks erfordern mag.

Es ist daher ein verbessertes Verfahren zum Bestimmen der Menge an Flüssigkeit oder Brennstoff in einem Vorratstank sowie eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens erwünscht.

Es wird ein Verfahren zum Messen der Masse einer Flüssigkeit oder eines Strömungsmittels in einem Lagertank beschrieben. Der Temperaturanstieg eines leeren Lagertanks wird gemessen in Abhängigkeit von der Anwendung einer bekannten Menge an Wärmeenergie, um das Produkt der Masse, multipliziert mit der spezifischen Wärme des leeren Tanks und der thermisch damit verbundenen Dinge, zu ermitteln. In einer besonderen Ausführungsform bei einem Raumfahrzeug erfolgt diese erste Kalibrierung an dem/den Treibmittel- Lagertank/s (oder möglicherweise einer Simulation davon) in einer evakuierten Kammer, die eine Umgebung wie auf der Umlaufbahn simuliert, bevor das Raumfahrzeug abgeschossen wird. Bei der Ausführungsform mit dem Raumfahrzeug wird eine abgemessene Brennstoffmasse in den/die Tank/s gefüllt, und das Raumfahrzeug wird in die Umlaufbahn geschossen. Dann nimmt man eine zweite Kalibrierung vor. Bei einer besonderen Version des Verfahrens wird die zweite Kalibrierung nach dem Erreichen der Umlaufbahn und der Entfernungsmessung ausgeführt. Bei noch einer anderen Version des Verfahrens erfolgt die zweite Kalibrierung nach einem Verbrennen von Brennstoff. Die beim Verbrennen verbrauchte Brennstoffmasse ist innerhalb eines geringen Fehlers bekannt. Bei allen Ausführungsformen erfolgt die zweite Kalibrierung durch Anwenden einer zweiten bekannten Menge an Wärmeenergie, die erwünschtermaßen gleich der Menge ist, die bei der ersten Kalibrierung mit einer bekannten Flüssigkeitsmasse darin angelegt wurde, und es wird das Produkt gebildet aus der Masse des Systems (dem Tank plus der Flüssigkeit) multipliziert mit der spezifischen Wärme des Systems. Diese beiden Kalibrierungen bilden eine lineare Beziehung, die zum Bestimmen der Flüssigkeitsmenge im Lagertank benutzt werden kann. Eine unbekannte Flüssigkeitsmenge wird später bestimmt, indem man eine gemessene Menge an Wärmeenergie (erwünschtermaßen eine Menge, die den bei den vorhergehenden Kalibrierungen benutzten Mengen identisch ist) auf das System aus Tank plus Flüssigkeit anwendet und den Temperaturanstieg mißt, um das Produkt der unbekannten Gesamtmasse multipliziert mit der unbekannten spezifischen Wärme des Systems zu bestimmen. Der Vergleich des Produktwertes mit der linearen Beziehung, die vorher bestimmt wurde, identifiziert unzweideutig die Gesamtmasse von Tank plus Flüssigkeit. Die bekannte Masse des Tanks wird abgezogen, und man erhält die unbekannte Masse der Flüssigkeit.

Im folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsformen unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert. Im einzelnen zeigen:

Fig. 1 ein vereinfachtes Blockdiagramm des Brennstoffsystems eines Raumfahrzeuges nach dem Stand der Technik;

Fig. 2 Einzelheiten eines Brennstofftanks des Systems der Fig. 1, das Heizgeräte und thermische Sensoren gemäß der Erfindung darstellt;

Fig. 3 als vereinfachtes Blockdiagramm und in schematischer Form gewisse elektrische Verbindungen von Heizgeräten und Thermoelementen, die mit einem Lagertank assoziiert sind, gemäß der vorliegenden Erfindung;

Fig. 4 ein Diagramm des Temperaturanstiegs in Abhängigkeit von der Wärmeenergie für Flüssigkeitslagertanks unter verschiedenen Füllbedingungen zur Lieferung von Werten für Masse mal spezifische Wärme (mC_p);

Fig. 5 eine graphische Darstellung der Neigung der Kurven mC_p der Fig. 4 in Abhängigkeit von der Gesamtmasse;

Fig. 6 eine graphische Darstellung ähnlich der von Fig. 4 für einen spezifischen Test und

Fig. 7 eine graphische Darstellung von Kurven der Temperatur gegen die Zeit, ermittelt mittels Sensoren auf einem Tank, der Abschnitte mit Flüssigkeits- und mit Gasfüllung aufweist, während eines kontinuierlichen Erhitzens.

Fig. 1 gibt ein vereinfachtes Blockdiagramm des Brennstoffsystems für ein Raumfahrzeug 150 wieder, wie es in der DE-OS 39 39 910 beschrieben ist. In Fig. 1 können die Brennstofftanks 64, 66, 76 und 78 mit Hydrazin (N₂H₄)- Brennstoff gefüllt werden, der mit vom Tank 30 stammenden Helium unter Druck gesetzt ist. Ein Oxidationsmitteltank 106 ist ebenfalls mit Helium aus dem Tank 30 unter Druck gesetzt. Von den Tanks 64, 66, 76 und 78 wird in einer geregelten Weise Brennstoff zu jedem bzw. irgendeinem der Einfachtreibstoff-Triebwerke 1 bis 14 und 18 bis 20 geführt sowie zu den Zweifachtreibstoff-Triebwerken 15 und 16. Alle Triebwerke benutzen daher den gleichen Brennstoff. Oxidationsmittel wird in einer geregelten Weise vom Tank 106 zu den Zweifachtreibstoff-Triebwerken 15 und 16 geliefert. Die Triebwerke 1 bis 20 werden benutzt, das Raumfahrzeug von der Transport-Umlaufbahn in die endgültige Umlaufbahn zu bringen und/oder zum Beibehalten der Position in Nord-Süd-Richtung sowie zur Regelung der Fluglage.

Der Druck im Tank 30 wird durch einen Druckwandler 34 überwacht. Ein Betriebsventil 32 gestattet das Füllen des Tanks 30 mit Helium. Durch doppelte oder redundante, normalerweise geschlossene pyrotechnische Ventile 36 wird das Helium im Tank 30 daran gehindert, in die Brennstoff- oder Oxidationsmittel-Tanks zu strömen, während das Raumfahrzeug auf eine niedere Erdumlaufbahn gebracht wird.

Nach Lösung von der Startrakete werden die pyrotechnischen Ventile 36 gezündet, um das Unterdrucksetzen der Brennstoff- und Oxidationsmittel-Tanks zu gestatten. Ein weiteres Betriebsventil 38 gestattet bei installiertem Ventil 36 das Testen des Systems. Ein normalerweise offenes pyrotechnisches Ventil wird mit einem Heliumfilter 42 verbunden. Helium, das vom Tank 30 durch die Ventile 36 und 40 und durch den Filter 42 strömt, gelangt dann durch eine doppelte, redundante, Druckregulatoranordnung 44 und durch ein weiteres Filter 48. Das Betriebsventil 46 schafft einen weiteren Zugang. Vom Filter 48 teilt sich das Helium in drei Richtungen und strömt durch die doppelten, redundanten Rückschlag- bzw. Sperrventile 50 und 52 zu den Brennstofftanks und durch eine Leitung, die ein doppeltes, redundantes, normalerweise geschlossenes pyrotechnisches Ventil 54 einschließt. Helium, das durch das Sperrventil 50 strömt, strömt durch weitere redundante Sperrventile 56 und 58 zu den Tanks 64 bzw. 66. Betriebsventile 60 und 88 sind mit dem Tank 64 verbunden, und Betriebsventile 61 und 90 sind mit dem Tank 66 verbunden. In ähnlicher Weise strömt Helium, das durch das Sperrventil 52 strömt, durch zusätzliche Sperrventile 68, 70 zu den Brennstofftanks 76 bzw. 78. Betriebsventile 74 und 92 sind mit dem Brennstofftank 76 verbunden, und Betriebsventile 72 und 94 sind mit dem Brennstofftank 78 verbunden. Brennstoff kann aus den Tanks 64, 66, 76 und 78 durch Öffnungen 80, 82, 84 und 86 strömen, wenn Bedarf besteht. Die Öffnungen 80 und 82 sind miteinander verbunden und können durch einen Druckwandler 108 überwacht werden. In ähnlicher Weise sind die Öffnungen 84 und 86 miteinander verbunden und der Brennstoffdruck kann durch einen Wandler 112 überwacht werden. Der aus den Tanks 64 und 66 strömende Brennstoff strömt durch einen Filter 110 und zu einer gemeinsamen Brennstoffleitung 111. Brennstoff von den Tanks 76 und 78 strömt durch einen Filter 114 und zu einer gemeinsamen Brennstoffleitung 111. Von der Brennstoffleitung 111 ist der Brennstoff für alle Triebwerke verfügbar.

Wird das pyrotechnische Ventil 54 gezündet, dann öffnet es sich und läßt Heliumgas an dem Betriebsventil 55 vorbei durch ein normalerweise offenes pyrotechnisches Ventil 96, durch einen Filter 98, durch Sperrventile 100 und 102 und an einem Betriebsventil 104 vorbei zum Oxidationsmitteltank 106 strömen, um diesen unter Druck zu setzen. Ein Druckwandler 116 gestattet das Überwachen des Druckes im Tank, und das Betriebsventil 118 gestattet den Zugang zum Füllen oder Leeren, wenn erforderlich. Bei einem Bedarf an Oxidationsmitel verläßt dieses den Tank 106 durch eine Öffnung 120. Ein weiteres, normalerweise geschlossenes pyrotechnisches Ventil 126 verhindert das vorzeitige Strömen des Oxidationsmittels. Nach dem Zünden gestattet das Ventil 126 das Strömen des Oxidationsmittels vorbei an einem Betriebsventil 134 und einem normalerweise offenen pyrotechnischen Ventil 140 durch einen Filter 144 zu den Steuerventilen der Zweifachtreibstoff-Apogäums- bzw. Höhepunkts-Triebwerke 15 und 16.

Ein normalerweise geschlossenes pyrotechnisches Ventil 124 wird gezündet, nachdem die Antriebsrakete das Raumfahrzeug in eine niedrige Erdumlaufbahn gebracht hat, was dem Brennstoff gestattet, von irgendeinem bzw. jedem der Tanks 64, 66, 76 und 78 vorbei an einem Betriebsventil 132 durch ein normalerweise offenes pyrotechnisches Ventil 138 und einen Filter 142 zu den Brennstoff-Steuerventilen der Triebwerke 15 und 16 zu strömen.

Brennstoff kann auch von der gemeinsamen Brennstoffleitung 111 durch die Filter 122 und 128 strömen, um die Ventile 130 und 136 zu drücken, die die Brennstoffströmung zu den Triebwerken 1 bis 14 und 18 bis 20 steuern, die einzeln steuerbar sind.

Mit Fig. 2 ist eine vereinfachte Darstellung des Äußeren des Brennstofftanks 66 der Fig. 1. Wie in Fig. 2 veranschaulicht, ist der Brennstofftank 66 allgemein kugelförmig, wobei eine Einlaßleitung 55 mit dem Tank an einer Einlaßstelle 57 verbindet, die diametral der Position des Flüssigkeitsauslasses 210 gegenüberliegt. Eine getrichelte Linie 212 repräsentiert eine Kantenansicht einer Ebene, die durch den "Äquator" des kugelförmigen Tanks verläuft. Dieser "Äquator" gürtet den Tank 66 an einer Stelle in der Mitte zwischen den "Polen", die die Stellen 57 des Druckeinlasses und 210 des Flüssigkeitsauslasses sind. Der kugelförmige Tank 66 ist durch eine Trägereinrichtung vom Körper 10 des Raumfahrzeuges abgestützt.

Wie im Stand der Technik bekannt, sind Heizvorrichtungen mit jedem Brennstofftank verbunden, um die Brennstofftemperatur aufrechtzuerhalten. In Fig. 2 sind zwei Sätze 220a-1 und 222a-1 mit jeweils 12 elektrischen Heizstreifen, somit insgesamt 24 Heizstreifen, mit dem Tank 66 verbunden. In der Ansicht der Fig. 2 sind nicht alle Heizvorrichtungen sichtbar, vielmehr sind einige davon auf der rückwärtigen Seite des Tanks verborgen. Die anderen Tanks der Fig. 1 sind in ähnlicher Weise mit Heizvorrichtungen versehen. Wie die Fig. 2 zeigt, sind die Heizvorrichtungen am Äußeren des Brennstofftanks 66 befestigt, wobei ihre Längsachsen nicht dargestellten großen Kreislinien folgen, die sich von Pol zu Pol erstrecken, d. h. vom Einlaß 57 zum Auslaß 210. Jeder Satz aus 12 Heizvorrichtungen ist mit einer Hemisphäre verbunden. Im besonderen sind die Heizvorrichtungen 220 mit der oberen Hemisphäre verbunden und die Heizeinrichtungen 222 mit der unteren Hemisphäre. Wie die Fig. 2 zeigt, ist jeder Heizstreifen, wie z. B. der Heizstreifen 222c in der "unteren" Hemisphäre in der Breite verjüngt, wobei das breitere Ende nahe dem durch die Ebene 212 gebildeten Äquator und das schmalere Ende nahe den Polen liegt. Eine solche Konfiguration trägt zum gleichmäßigen Erhitzen der Oberfläche des Tanks bei. Jeder Heizstreifen ist mit einem in Fig. 2 nicht dargestellten Satz von elektrischen Leitern verbunden, mit denen die elektrische Leistung an die Heizvorrichtung gelegt werden kann.

Gemäß einem Aspekt der Erfindung sind aus den weiter unten angegebenen Gründen Temperatursensoren auf der äußeren Oberfläche des Lagertanks 66 an einer Stelle auf dem Äquator angeordnet, sowie in der oberen und unteren Hemisphäre an diametral gegenüberliegenden Stellen. Fig. 2 befindet sich ein erstes Thermoelement 226 zur Temperaturmessung am Äquator des Tanks 66, ein anderes Thermoelement 228 ist etwa in der Mitte zwischen dem Äquator und dem Einlaß 57 auf der oberen Hemisphäre und noch ein anderes Thermoelement ist auf der verborgenen Seite der unteren Hemisphäre des kugelförmigen Tanks 66 diametral gegenüber dem Thermoelement 228 angeordnet. Dies sind die Stellen für eine Minimalzahl von Temperaturmeßgeräten, die zusammen zuverlässig genügend Information ergeben, um die Temperatur des Tanks zu bestimmen.

Wie im Stand der Technik gut bekannt, können die Lagertanks für den Brennstoff, das Oxidationsmittel und andere Flüssigkeiten eines Raumfahrzeugs von einer thermischen Regel- oder isolierenden Abdeckung umgeben sein, deren Querschnittsansicht als 230 in Fig. 2 dargestellt ist.

Fig. 3 ist ein vereinfachtes schematisches Diagramm des Entfernungsmeßberichts- und Regelsystems des Satelliten 150. In Fig. 3 ist die elektrische Leistungsquelle des Raumfahrzeugs als eine Batterie 310 dargestellt, die Spannung an ein Datenverschlüsselungs- und Regelsystem, das als Block 312 gezeigt ist, liefert. Die Batteriespannung wird probenweise entnommen und im Block 312 verschlüsselt und kann mittels einer Antenne 314 zu einer Bodenstation zur Überwachung gesendet werden. Die Batterie 310 ist mit einem regelbaren Schalter oder einem Relais 316 über eine Reihenschaltung eines Widerstandserhitzers 320 und eines Stromanzeigegerätes 322 verbunden. Das stromanzeigende Gerät 322 ist mit dem Block 312 verbunden und liefert für den Strom repräsentative Signale zur Verschlüsselung dorthin. Das Anzeigegerät 322 kann ein einfacher Nebenschluß sein, wie im Stand der Technik bekannt. Der Widerstandserhitzer 322 kann die Verbindung aller Heizvorrichtungen 220 und 222 der Fig. 2 repräsentieren. Eine solche Verbindung hat den Vorteil, daß der Leistungsfluß (die Zeitrate der Energie) zu den Heizvorrichtungen durch nur eine Spannungsmessung in Verbindung mit einer Strommessung bestimmt werden kann. Der Fachmann versteht, daß die Heizvorrichtungen 220a-1 und 222a-1 einzeln an- und ausgeschaltet werden können, um die Gesamtmenge der Heizleistung in einer stufenartigen Weise zu variieren. Ein Thermoelement oder ein anderes Gerät 328 zur Temperaturmessung, entsprechend einem oder allen der Thermoelemente 226, 228 der Fig. 2, ist ebenfalls als mit dem Datenverschlüsselungs- und Regelblock 312 verbunden dargestellt.

Der Datenverschlüsselungs- und Regelblock 312 der Fig. 3 empfängt auch die Fernmessunganweisungen zum Öffnen und Schließen des Schalters 316 (und anderer nicht dargestellter Schalter) und für die Verschlüsselung und Übertragung von Spannungs-, Strom- und Temperaturmessungen. Es sollte darauf hingewiesen werden, daß die verschiedenen Thermoelemente, die zur Temperaturmessung benutzt werden, nicht normalerweise parallel liegen, sondern einzeln zur Messung verbunden werden. Die davon abgelesenen Temperaturwerte können vorteilhaferweise gemittelt werden. Im folgenden werden mittlere Temperaturen angenommen.

Soweit bisher beschrieben, ist die Struktur des Raumfahrzeuges im wesentlichen entsprechend dem Stand der Technik, ausgenommen die Anwesenheit des Amperemeters zur Messung des Heizstromes, was normalerweise nicht von Interesse ist sowie ausgenommen die Stellen der Temperatursensoren auf den Lagertanks für Flüssigkeit.

Gemäß einem Aspekt der Erfindung wird elektrische Energie oder Leistung an die Heizvorrichtungen eines Tanks als eine Stufe in einem Verfahren zum Bestimmen der Menge an Flüssigkeit (Brennstoff oder Oxidationsmittel oder allgemeiner irgendeine Flüssigkeit oder irgendein Strömungsmittel) im Tank gelegt. Das Verfahren schließt allgemein die Stufen des Anlegens von Wärmeenergie an den Tank und das Messen des Temperaturanstiegs aufgrund der Wärmeenergie ein. Diese Stufen werden zur Kalibrierung mit verschiedenen Flüssigkeitsmengen im Lagertank ausgeführt. Eine vorteilhafte Methode benutzt nur zwei Kalibrierungsmessungen, eine erste ohne Flüssigkeit im Tank und eine zweite mit einer bekannten Flüssigkeitsmenge im Tank. Übliche Stützen für einen Brennstofftank eines Raumfahrzeuges haben keine große Wärmeleitfähigkeit. Zu dem Ausmaß, zu dem die Wärmeleitung die Messungen beeinflußt, wird der Effekt dadurch kompensiert, daß man von Messung zu Messung keine Änderung vornimmt. Die isolierende Umhüllung verhindert einen zu starken Wärmeverlust von der Oberfläche des Tanks.

Der Einfachheit halber erfolgt eine Diskussion eines Verfahrens nach der Erfindung, bei der angenommen wird, das Raumfahrzeug weise nur einen Lagertank auf. Das Tanksystem des Raumfahrzeuges mit dem Tank und seiner Trägeranordnung, die thermische Ausrüstung und das flüssige Treibmittel sowie die Heliumfüllblase haben eine charakteristische spezifische Wärme Cp, die dem gewichteten Verhältnis jedes der Bestandteile des Systems entspricht. Da die Massen des Tanks und der thermischen Ausrüstung mit der Zeit unveränderlich sind und die Heliummasse unbedeutend ist, steht die spezifische Wärme des Tanksystems in direkter Beziehung zur Treibmittelmasse.

Das Verfahren zum Messen der Masse der Flüssigkeit bestimmt allgemein die Treibmittelmasse und das entsprechende C_p eines Tanksystems durch Messen der Temperaturerhöhung, die sich aus der Anwendung einer bekannten Wärmemenge auf den Tank ergibt. Die Basis für dieses Verfahren ist die Energie der Gleichung:

QΔt = mC_pΔT (1)

worin
Q = angewendete Heizrate minus Rate des Wärmeverlustes (J/s),
Δt = Änderung in der Zeit (s),
m = Masse des Tanksystems (kg),
Cp = spezifische Wärme des Tanksystems (J/kg°K),
ΔT = Temperaturänderung (°K).

Die spezifische Wärme des Tanksystems hängt von der Flüssigkeitsmenge im Tank ab.

mC_p)_System = m₁Cp₁ + m₂Cp₂ + m₃Cp₃ + . . . (2)

worin die Indizes die einzelnen Elemente eines Systems bezeichnen. Für ein Tanksystem wird Gleichung (2) zu:

mC_p)_System = mC_p)_Tank + mC_p)He + mC_p)_Treibmittel (3)

Diese Beziehung kann in die Energiegleichung eingesetzt werden und ergibt die Masse des Treibmittels als Funktion der Wärmezufuhr, der Zeit, der Temperaturänderung, die Masse des Tanks und der Heliumfüllblase sowie eine kalibrierte spezifische Wärme für das Tanksystem

QΔt = mC_p)_System ΔT (4)

worin mC_p)_System von der Flüssigkeitsmenge im Tank abhängt. Das Umordnen der Gleichung (4) ergibt:

Gleichung 5 zeigt, daß für die Anwendung einer gegebenen Energiemenge QΔt der Temperaturanstieg ΔT von der Größe des Nenners mC_p)_System abhängt oder, in anderen Worten, ΔT hängt ab von der Masse m des Tanksystems und seiner spezifischen Wärme C_p)_System.

Dies zeigt, daß die angewendete Energie QΔT in Beziehung steht zum Temperaturanstieg ΔT entsprechend der Neigung mC_p)_System. Ein Diagramm des Temperaturanstiegs ΔT in Abhängigkeit von der zugeführten Energie wird daher eine gerade Linie sein und die Neigung der Linie hängt von der Flüssigkeitsmenge im Tank ab.

Allgemein kann die unbekannte Masse m₃ der Flüssigkeit ausgedrückt werden durch Messungen am Tank mit der unbekannten Flüssigkeitsmenge sowie Kalibrierungsmessungen. Gleichung (4) kann folgendermaßen umgeordnet werden:

worin der Index 1 eine Kalibrierungsmessung an einem leeren Lagertank angibt, so daß m₁ gleich der Masse des Lagertanks plus der dazugehörigen Ausrüstung ist. Es ist wichtig festzustellen, daß das Produkt (m₁C_p1) direkt durch Messen der Energie QΔt und des Temperaturanstiegs ΔT erhalten wird. Die gleiche allgemeine Form der Gleichung wird für die zweite Kalibrierung mit einer bekannten Flüssigkeitsmasse benutzt, worin die spezifische Wärme C_p2 die Massen-gewichteten Beiträge von Tank und Flüssigkeit zur spezifischen Wärme des Systems reflektiert

worin m₂C_pf die Masse von Tank plus Brennstoff ist, multipliziert mit der spezifischen Wärme von Tank plus Brennstoff, in der zweiten Kalibrierung, der Index f repräsentiert Brennstoff und der Index t bedeutet gesamt.

Eine ähnliche Gleichung repräsentiert die dritte Messung mit einer unbekannten Flüssigkeitsmenge im Tank

Subtrahieren der Gleichung (6) von den Gleichungen (7) und (8) isoliert die Brennstoffmassen m₂ und m₃ von der Tankmasse m₁ und ergibt die folgenden Beziehungen:

Gleichung (9) wird aufgelöst nach C_pf:

Gleichung (11) wird für C_pf in Gleichung (10) eingesetzt und ergibt

Schließlich werden die Gleichungen (6), (7) und (8) in die Gleichung (12) eingesetzt, um das erwünschte allgemeine Resultat zu ergeben,

so daß m₃ allein aufgrund von gemessenen Werten bestimmt werden kann.

Bei einem Test wurde ein etwa 30 cm Durchmesser aufweisender kugelförmiger Tank aus korrosionsbeständigem Stahl mit Heizvorrichtungen, Thermoelementen und Abdeckungen versehen, wie allgemein in Fig. 2 veranschaulicht, obwohl insgesamt 28 Thermoelemente benutzt wurden, um die Temperaturverteilung zu verifizieren. Der Tank mit einer Gesamtmasse von 4,15 kg wurde in thermischer Isolation in einer Vakuumkammer angeordnet, die auf weniger als 13,3 Pa (entsprechend 100 m Torr) evakuiert war. Nachdem sich die Temperatur in der Kammer stabilisiert hatte, für diese Tests bei etwa 20°C, wurden die Heizvorrichtungen durch Anlegen von 60 V Gleichstrom an einen Heizwiderstand von 420 Ohm, entsprechend 8,57 Watt elektrischer Leistung, angeschaltet. Es wurde festgestellt, daß Änderungen im Heizwiderstand mit der Temperatur die Bestimmung der angelegten Leistung etwas ungenau machte, so daß ein A- Meter zum Messen des Stromes benutzt wurde. Die angelegte Leistung ist das Produkt aus angelegter Spannung multipliziert mit dem Heizstrom, und die angelegte Energie ist die angelegte Leistung multipliziert mit der Anwendungszeit.

Die Temperatur der Thermoelemente wurde mit den jeweiligen Zeiten in regulären Intervallen aufgezeichnet, bis die Tanktemperatur das erwartete Maximum auf der Umlaufbahn von 30°C erreichte. Dieser Prozeß wurde sechs mal mit leerem Tank wiederholt sowie mit verschiedenen Wassermengen im Tank im Bereich von voll bis 20% gefüllt. Die in den Tank gefüllte Wassermasse wurde jedesmal aufgezeichnet. Während jedes Tests wurden Messungen gemacht von (a) der Gesamtmasse des Systems, (b) der Wärmezufuhr und (c) Anteilen der Temperaturänderung pro Zeit. Die unbekannten Parameter waren Wärmeverlust und spezifische Wärme des Systems. Die Fig. 4 zeigt die Ergebnisse verschiedener solcher Kalibrierungstests. In Fig. 4 repräsentiert die Linie 400 den Zustand eines leeren Tanks, die Linie 482 den eines vollen Tanks, während die Linien 420, 440, 460 und 480 jeweils 20%, 40%, 60% und 80% volle Tanks repräsentieren. Das Produkt aus Masse mal spezifischer Wärme des Systems, das die Neigungen der verschiedenen Kurven der Fig. 4 wiedergibt, hängt von der Masse des Systems, einschließlich der Flüssigkeitsmasse im Tank ab. Wird ein solches Produkt gegen die Masse aufgetragen, wie in Fig. 5, dann ist die Kurve durch eine Linie der folgenden Gleichung beschrieben:
(14) m = 2.1808 (10^-4) mC_p + 3.7388,
worin die Konstanten die für das oben genannte Tanksystem mit einem Durchmesser von etwa 30 cm sind. Bei dem kalibrierten System und einer unbekannten Flüssigkeitsmenge im Tank ergeben Messungen des Temperaturanstiegs in Abhängigkeit von der Heizenergie Daten, aus denen die Masse der unbekannten Flüssigkeit errechnet werden kann. So wurde z. B. das oben genannte Tanksystem mit dem Durchmesser von etwa 30 cm, gefüllt mit einer unbekannten Wassermenge, erhitzt. Ein Diagramm von Wärmeenergie QΔt gegen ΔT, das sich aus den im Test bestimmten Daten ergibt, ist in Fig. 6 dargestellt. Die Neigung, mC_p, wird aus den gemessenen Daten zu 1,8845 (10⁴)J/°C bestimmt. Das Einsetzen dieses Wertes in Gleichung (14) als Variable "mC_p" ergibt die Systemmasse "m" von 7,849 kg. Zieht man davon die Tankmasse von 4,15 kg ab, ergibt sich eine errechnete Wassermenge von 3,7 kg. Dieser Wert befand sich innerhalb eines Gramms von der tatsächlichen Wassermenge, was eine Genauigkeit von +0,5% in diesem besonderen Test ergab.

Während 28 Thermoelemente im Abstand um den Tank herum benutzt wurden, die Temperatur in dem oben beschriebenen Test zu messen, sind die Bedingungen eines Satelliten in der Umlaufbahn anders als auf der Erde, so daß nur weniger Thermoelemente benutzt werden müssen. Eine große Anzahl von Thermoelementen wird für den Test auf der Erde benutzt, weil die Flüssigkeit aufgrund der Schwerkraft am Boden des Tanks zusammenläuft. Für das Raumfahrzeugsystem sind weniger Thermoelemente erforderlich, weil die zu messende Flüssigkeit, wie das Treibmittel, sich selbst durch den Tank verteilt und am Äußeren des Tanks haftet. Als Ergebnis reduziert die oben erwähnte Verteilung von diametral angeordnetem Thermoelementpaar und einem äquatorial angeordneten Thermoelement die Anzahl von Datenpunkten, die gemessen werden müssen, um ein gleichmäßiges Erhitzen über den Tank anzunehmen.

Wie im Zusammenhang mit Fig. 1 erwähnt, weist das Raumfahrzeug 150 vier paarweise verbundene Brennstofftanks auf. Das Ändern der Temperatur eines Tanks ohne Änderung der Temperatur des anderen Tank, könnte das Überfließen des Brennstoffes von einem Tank zum anderen verursachen. Folglich müssen entweder Ventile während eines Tests geschlossen werden, um den getesteten Tank zu isolieren oder alle miteinander verbundenen Tanks müssen zur gleichen Zeit gemessen werden, um Temperaturunterschiede zu hindern, eine Bewegung von Brennstoff zu verursachen. Gibt es mehrere miteinander verbundene Treibmitteltanks, so wird angenommen, daß eine gute Genauigkeit das gleichzeitige Testen aller Tanks erfordern mag, weil sie mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten geleert werden und so viele unterschiedliche Brennstoffmengen enthalten.

Im Tank herrschen anfänglich keine homogenen Temperaturbedingungen, und er heizt sich auch nicht gleichförmig auf. Fig. 7 veranschaulicht Temperaturkurven in Abhängigkeit von der Zeit für zwei Temperatursensoren auf einem Lagertank, von denen einer über einer mit Flüssigkeit gefüllten Region liegt und der andere über einer Füllblase. In Fig. 7 repräsentiert die Kurve 710 die Temperatur, die von einem Thermoelement angezeigt wird, das am Äußeren des Raumfahrzeug-Treibmitteltanks an einem Ort befestigt ist, der über einem Flüssigkeitsabschnitt der Füllung liegt, wobei die Temperaturanzeige in Abhängigkeit vom Anlegen einer konstanten elektrischen Leistung (konstante Energieanwendungsrate) an die Heizvorrichtungen, beginnend bei einer Zeit t₀ beginnt. Die Kurve 712 repräsentiert die Temperatur, die durch ein Thermoelement gemessen wird, das am Äußeren des Tanks an einer Stelle befestigt ist, die über einem Gasabschnitt der Füllung liegt, die im Falle der Raumfahrzeug-Ausführungsform die Heliumblase wäre. Wie die Kurve 710 in Fig. 7 zeigt, erhitzt sich die Flüssigkeit langsam, und nach einer Zeit nähert sich der Anstieg der Temperatur gegen die Zeit einer geraden Linie. Wie durch die Kurve 712 veranschaulicht, erhitzt sich der Gasbestandteil rascher, doch nach einer Zeit nimmt die Anstiegsgeschwindigkeit der Temperatur ab und wird nahezu gleich der der Flüssigkeit. Wie die Fig. 7 zeigt, wird die Anstiegsrate oder die Neigung der Kurve 712 nahe einer Zeit t₂ im wesentlichen gleich der Neigung der Kurve 710. Die Gleichheit der Neigungen erhält man, indem man für jedes Zeitinkrement die Temperaturzunahme für jeden Temperatursensor mißt und die Standardabweichung σ für die drei Sensoren (wenn es drei Sensoren pro Tank gibt) bestimmt. Die Neigungen werden als gleich angesehen, wenn das σ ein 1/10 des Mittelwertes der drei Temperaturinkremente ist. Das Intervall t₀-t₂ wird als "Übergangs"-Bereich angesehen, in dem sich der Tank und sein Inhalt nicht in einem stabilen thermischen Zustand befinden. Die Temperaturmessungen erfolgen in regulären Intervallen, beginnend bei der Zeit₀, um die Bestimmung des Übergangsbereiches zu gestatten, doch werden die Temperaturmessungen nicht gemittelt, um sie bei der Bestimmung von C_p und mC_p gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren einzusetzen, bis die Zeit t₂ erreicht ist.

Eine besondere mögliche Anwendung des oben offenbarten Verfahrens bezieht sich auf ein Raumfahrzeug, das im sechsten Jahr der Lebensdauer die Messung der Brennstoffmenge erfordert, und es muß eine Schätzung am Ende der Lebensdauer vorgenommen werden, die auf der Brennstoffnutzung basiert und eine Genauigkeit von ± 3 Monaten hat. Die anfängliche Hydrazinfüllung wird zu etwa 1151,3 Massen-kg (entsprechend 2536.0 lbm) angenommen, und die erwartete Rate des Treibmittelverbrauches zu etwa 1,888 Massen-kg/Monat (entsprechend 4,16 lbm/Monat). Die Begrenzung ±3 Monate erfordert, daß die Menge des Treibmittels innerhalb von ± 5,666 Massen-kg (entsprechend ± 12,48 lbm) aus den genannten etwa 1151,3 Massen-kg oder mit einer Genauigkeit von ± 0,49% bestimmt wird. Während der oben erwähnte Test eine größere Genauigkeit ergab, ist die erwartete, durch Fernmessung auf der Umlaufbahn erhaltene Genauigkeit ± 3,56% oder ± 2,98 Monate. Es wurde eine Technik entworfen, um die erforderliche Genauigkeit unter Anwendung des oben beschriebenen Meßverfahrens zu schaffen.

Gemäß einem Aspekt der Erfindung wird das Tanksystem in einem leeren Zustand in einer Vakuumkammer auf der Erde kalibriert. Dann füllt man den Tank mit einer bekannten Masse Treibmittel, und schießt das Raumfahrzeug ab. Nach einem vorbestimmten Schema wird Treibmittel zum Erreichen des höchsten Punktes benutzt und dann eine zweite Kalibrierung vorgenommen. Die zweite Kalibrierung kann vor dem Erreichen des Höhepunktes nicht vorgenommen werden, weil vorher eine Fernmessung nicht möglich ist. Es mag weiteres Treibmittel nach Plan für das Beibehalten der Position und die Regelung der Fluglage für eine vorbestimmte Zeit verbraucht werden, wie z. B. für sechs Jahre. Es wird angenommen, daß die Abschätzung der verbliebenen Treibmittelmasse zu diesem Zeitpunkt, auf der Grundlage eines Nutzungsplans, genau genug ist, so daß kein tatsächliches vorheriges Wissen des Massenverbrauches erforderlich ist. Gemäß dem Treibmittel-Verbrauchsplan wird die verbliebene Treibmittelmenge zu der Zeit zu etwa 158.387 Massen-kg (entsprechend 348,87 lbm) geschätzt. Gemäß der Erfindung wird, nachdem sich das Raumfahrzeug sechs Jahre in der Umlaufbahn befunden hat, eine Messung vorgenommen. Die erforderliche Genauigkeit der Technik wird auf etwa 5,666 Massen-kg (entsprechend ± 12,48 lbm) aus den genannten etwa 158,387 Massen-kg oder eine Genauigkeit von ± 3,58% vermindert, was leicht erreichbar scheint.

Dem Fachmann sind andere Ausführungsformen zugänglich. So kann das Verfahren auf die Messung der Masse irgendeines Strömungsmittels, wie Helium, angewendet werden, das einen Tank vollständig füllt. Im Zusammenhang mit einem Antriebssystem für ein Raumfahrzeug kann entweder nur ein Einfachtreibstoff-System oder nur ein Zweifachtreibstoff- System benutzt werden, wobei das beschriebene Verfahren und die beschriebene Vorrichtung benutzt werden können, um separat die Mengen von Brennstoff und Oxidationsmittel im Zweifachtreibstoff-System oder die Menge des Treibmittels im Einfachtreibstoff-System zu bestimmen.

Claims

1. Verfahren zum Bestimmen der Menge an Strömungsmitteln in einem Tank umfassend die Stufen:
Bestimmen der Masse des Tanks in einem leeren Zustand zur Kalibrierung;
Erzeugen von Daten, die repräsentativ sind für die spezifische Wärme des genannten Tanks, indem man eine abgemessene erste Menge an Wärmeenergie auf den Tank im leeren Zustand anwendet, den Temperaturanstieg des Tanks aufgrund der ersten Menge an Wärmeenergie bestimmt und den Quotienten aus der ersten Menge Wärmeenergie dividiert durch das Produkt des Temperaturanstieges multipliziert mit der Masse des Tanks zur Festlegung eines ersten Kalibrierungswertes ermittelt;
Anordnen einer bekannten Masse des bekannten Strömungsmittels in dem Tank, um einen zweiten Kalibrierungszustand zu kalibrieren;
Erzeugen von Daten, die repräsentativ sind für die spezifische Wärme des genannten Tanks und seines Inhaltes unter den zweiten Kalibrierungsbedingungen, indem man eine zweite Menge an Energie auf den Tank und seinen Inhalt im zweiten Kalibrierungszustand anwendet, den Temperaturanstieg aufgrund der zweiten Menge an Wärmeenergie bestimmt und den Quotienten aus der zweiten Menge an Wärmeenergie dividiert durch das Produkt des Temperaturanstiegs aufgrund der zweiten Menge an Wärmeenergie multipliziert mit der Summe der Masse aus Tank plus bekannter Strömungsmittelmasse ermittelt, um einen zweiten Kalibrierungswert festzulegen;
man eine dritte abgemessene Menge von Wärmeenergie auf den Tank und seinen Inhalt anwendet, wobei eine unbekannte Masse an Strömungsmittel in dem Tank ist;
man den Temperaturanstieg des Tanks und seines Inhalts aufgrund der dritten Menge an Wärmeenergie bestimmt, um einen Datenwert festzustellen;
lineares Interpolieren und Extrapolieren des Datenwertes mit Bezug auf den ersten und zweiten Kalibrierungswert, um die Summe der unbekannten Masse und die Masse des Tanks zu bestimmen zur Bildung eines Zwischenergebnisses und Abziehen der Masse des Tanks vom Zwischenergebnis zur Bestimmung der unbekannten Masse des Strömungsmittels.

2. Verfahren nach Anspruch 1, worin das Strömungsmittel eine Flüssigkeit umfaßt.

3. Verfahren nach Anspruch 2, worin die Stufe des Anwendens einer abgemessenen Menge Wärmeenergie die Stufe des Anwendens einer abgemessenen Menge Heizleistung für eine abgemessene Zeitdauer einschließt.

4. Verfahren nach Anspruch 3, worin die Stufe des Anwendens einer abgemessenen Menge Heizleistung durch die weitere Stufe des Anlegens einer bekannten elektrischen Spannung und eines bekannten elektrischen Stromes an eine Widerstandseinrichtung, die mit dem Tank verbunden ist, ausgeführt wird.

5. Verfahren nach Anspruch 3, worin die erste, zweite und dritte Menge Heizleistung gleich sind.

6. Verfahren zum Bestimmen der Menge Flüssigkeit in einem Flüssigkeits-Lagertank eines Raumfahrzeuges, umfassend die Stufen:
Kalibrieren des Temperaturanstiegs des Tanks und seines Inhaltes in Abhängigkeit von der Anwendung abgemessener Mengen von Wärmeenergie auf den Tank und seinen Inhalt, zumindest mit dem leeren Tank und mit einer bekannten Menge der Flüssigkeit in dem Tank, um so Kalibrierungsdaten zu erzeugen;
Anwenden mindestens einer abgemessenen Menge an Wärmeenergie auf den Tank und seinen Inhalt während des Betriebes des Raumfahrzeuges und Messen des Temperaturanstieges von Tank und Inhalt in Abhängigkeit davon, um einen Wert zu ermitteln, und
Bestimmen der Menge der Flüssigkeit in dem Tank durch Verarbeiten des Wertes und der Kalibrierungsdaten.

7. Verfahren nach Anspruch 6, worin die Kalibrierungsstufe die Stufen umfaßt:
Anordnen des leeren Lagertanks in einer Testumgebung, um den Testzustand des leeren Tanks zu definieren;
Anwenden abgemessener Mengen von Wärmeenergie auf den Lagertank unter den genannten Testbedingungen bei leerem Tank und
Messen des Temperaturanstiegs des Tanks in Abhängigkeit von der Wärmeenergie unter den Testbedingungen mit leerem Tank, um einen ersten Teil der Kalibrierungsdaten zu erzeugen.

8. Verfahren nach Anspruch 7, worin die Kalibrierungsstufe die weitere Stufe umfaßt:
Anwenden abgemessener Mengen Wärmeenergie auf den Lagertank, wobei der Lagertank zumindest teilweise mit der bekannten Menge der Flüssigkeit gefüllt ist und
Messen des Temperaturanstiegs, in Abhängigkeit von den abgemessenen Mengen an Wärmeenergie, des Lagertanks, der zumindest teilweise mit der bekannten Menge an Flüssigkeit gefüllt ist, um einen zweiten Abschnitt der Kalibrierungsdaten zu erzeugen.

9. Verfahren zum Messen der Menge an Flüssigkeit in einem Flüssigkeits-Lagertank eines Raumfahrzeuges, wobei der Lagertank zumindest in etwa kugelförmig ist und einen Druckeinlaß sowie einen Flüssigkeitsauslaß, die an der oberen und unteren Hemisphäre zentriert sind, die einen Äquator definieren, einschließt, wobei das Verfahren die Stufen umfaßt:
Ausführen eines ersten Teils einer Kalibrierung an einem Lagertank und einer Simulation in einem leeren Zustand ohne Flüssigkeit, wobei der erste Teil der ersten Kalibrierung die Stufen des Anwendens einer ersten abgemessenen Menge an Wärmeenergie auf den einen leeren Lagertank und die Simulation in einer evakuierten Testumgebung umfaßt;
Ausführen eines zweiten Teiles der ersten Kalibrierung durch Messen der Temperatur des einen Lagertanks und der Simulation davon in Abhängigkeit von der ersten abgemessenen Menge von Wärmeenergie an mindestens einem ersten, zweiten und dritten Ort, um den einen Tank herum und die Simulation davon, wobei der dritte Ort auf dem oder nahe dem Äquator liegt und der erste und zweite Ort sich auf der oberen bzw. unteren Himmelssphäre im gleichen Abstand vom Äquator befindet und Mitteln der Ergebnisse der Messungen an der ersten, zweiten und dritten Stelle, um die Temperaturcharakteristik des einen Lagertanks und der Simulation davon in leerem Zustand und dadurch erste Kalibrierungsdaten zu ermitteln;
Ausführen eines dritten Teils der ersten Kalibrierung durch Messen der Masse des einen genannten Lagertanks und der genannten Simulation;
Ausführen eines ersten Teiles einer zweiten Kalibrierung des Lagertanks in einem Zustand, in dem er zumindest teilweise mit einer bekannten Masse m₂ einer Flüssigkeit gefüllt ist, wobei der erste Teil der zweiten Kalibrierung die Stufe des Anwendens einer zweiten abgemessenen Menge an Wärmeenergie auf den Lagertank und seinen Flüssigkeitsgehalt in einer evakuierten Umgebung umfaßt;
Ausführen eines zweiten Teils der zweiten Kalibrierung durch Messen der Temperatur des genannten Lagertanks in Abhängigkeit von der zweiten abgemessenen Menge an Wärmeenergie an der mindestens ersten, zweiten und dritten Stelle und Mitteln der Ergebnisse der genannten Messungen an der ersten, zweiten und dritten Stelle, um die Temperaturcharakteristik des Lagertanks, der mit einer bekannten Menge der genannten Flüssigkeit gefüllt ist sowie dadurch zweite Kalibrierungsdaten zu ermitteln;
Ausführen einer ersten Stufe bei der Bestimmung der Flüssigkeitsmenge in dem genannten Lagertank während des Betriebes des Satelliten einschließlich der Anwendung einer dritten abgemessenen Menge an Wärmeenergie auf den Lagertank und seinen Inhalt;
Ausführen einer zweiten Stufe bei der Bestimmung der Flüssigkeitsmenge in dem Lagertank während des Betriebes des Satelliten einschließlich des Messens der Temperatur des Lagertanks in Abhängigkeit von der dritten abgemessenen Energiemenge an der mindestens ersten, zweiten und dritten Stelle und Mitteln der Ergebnisse der Messungen an der ersten, zweiten und dritten Stelle, um dadurch Meßdaten zu ermitteln, und
Bearbeiten der Meßdaten zusammen mit den ersten und zweiten Kalibrierungsdaten zur Bestimmung der Flüssigkeitsmenge in dem Tank.

10. Verfahren nach Anspruch 9, worin jede der Stufen des Anwendens einer abgemessenen Wärmeenergie die Stufe des Anlegens einer abgemessenen Menge elektrischer Spannung und elektrischen Stromes an Widerstandserhitzer umfaßt.

11. Verfahren nach Anspruch 10, worin die abgemessene Menge an Energie über eine Zeitdauer angewendet wird, die mindestens einige der Stufen zur Temperaturmessung umfaßt.

12. Verfahren nach Anspruch 9, worin die Stufe des Verabeitens der Meßdaten das Lösen der Gleichung umfaßt worin m₃ die unbekannte Masse der gemessenen Flüssigkeit ist;
m₂ die Masse des Lagertanks und seines Inhaltes ist, wie während der zweiten Kalibrierung bestimmt;
m₁ die Masse des einen genannten Lagertanks und seiner Simulation ist;
C_p3 die spezifische Wärme des Lagertanks und seines zu messenden Inhaltes während des Betriebes des Raumfahrzeuges ist;
C_p2 die spezifische Wärme des Lagertanks, gefüllt mit einer bekannten Menge der Flüssigkeit, während der zweiten Kalibrierung ist, und
C_p1 die spezifische Wärme des einen Lagertanks und seiner Simulation im leeren Zustand während der ersten Kalibrierung ist.

13. Verfahren nach Anspruch 9, worin die Stufe des Ausführens des zweiten Teils der ersten Kalibrierung die Stufe des Auswählens erster und zweiter Orte einschließt, bei denen die Temperaturmessungen ausgeführt werden und die diametral gegenüberliegend auf dem etwa kugelförmigen Tank liegen.

14. Raumfahrzeug umfassend:
mindestens einen etwa kugelförmigen Treibmittel-Lagertank mit diametral gegenüberliegenden Einlaß- und Auslaß- Stellen, die einen Äquator dazwischen definieren, der den Tank in obere und untere Hemisphären unterteilt und eine erste Temperatur-Messeinrichtung, die am Äußeren des Tanks an einer Stelle befestigt ist, die mit dem Äquator zusammenfällt,
eine zweite Temperaturmeßeinrichtung, die am Äußeren des Tanks an einer Stelle befestigt ist, die sich in der oberen Hemisphäre befindet;
eine dritte Temperatur-Meßeinrichtung, die am Äußeren des Tanks an einer Stelle in der unteren Hemisphäre befestigt ist, die diametral der genannten Stelle in der oberen Hemisphäre gegenüberliegt.