CN204405329U - 变推力固体火箭发动机试验用控制系统 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种变推力固体火箭发动机试验用控制系统，包括布设在远端液体容器室内的第一控制从站以及布设在近端控制室内的控制主站和第二控制从站，控制主站与第一控制从站和第二控制从站组成主从式控制系统；远端液体容器室内装有液体容器，液体容器为内装有试验用推进剂的压力容器且其通过供液管道与试验用发动机连接；供液管道上安装有电动泵，液体容器上安装有配气增压系统，配气增压系统和电控泵均由第一控制从站控制；供液管道的入口流量、入口压力和出口压力均由控制主站进行控制。本实用新型结构简单、设计合理、接线方便且使用操作便捷、使用效果好，能解决现有变推力液体火箭发动机试验用控制系统存在的多种问题。
Description
技术领域
本实用新型涉及一种控制系统，尤其是涉及一种变推力固体火箭发动机试验用控制系统。
背景技术
液体火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力装置。变推力液体火箭发动机可以为航天器提供可控动力，是飞行器轨道机动控制、空间交会对接、星球软着陆及无大气星球表面运载器机动等空间飞行和探测任务的必备推进系统。液体火箭发动机的变推力技术在现代液体火箭技术发展的初期就被提了出来，在Appolol登月计划的月球舱下降发动机及月球车推进系统上得到了成功的应用，其后在理论与工程方面又进行了深入的研究并得到进一步的发展。变推力液体火箭发动机技术是当今液体火箭推进技术的重要发展领域。由于其推力的大范围调节而引起工作条件的大范围变化，使得对其分析与设计的方法与普通定推力液体火箭发动机有着显著的区别。变推力液体火箭发动机最突出的技术特点，一是对工作条件的大范围变化的可适应性，二是推力控制技术；前者具体体现在可调汽蚀文氏管及可调环形喷注器等系统设计技术上，后者则包括了变推力发动机的建模、控制规律设计及数字控制实现技术。系统设计技术保证变推力发动机在其推力变化的全范围内的正常工作和能量转换效率，推力控制技术保证变推力发动机的稳定性和响应的快速性。正是推进技术与控制技术的有机结合奠定了变推力液体火箭发动机的技术基础。液体火箭发动机的推力是依靠将推进剂中的化学能转化为燃气喷流的动能而获得的。变推力火箭发动机正常工作的关键在于控制发动机中推进剂流量的大小，从而达到控制推力的目的。发动机推力的控制可以通过控 制其液体推进剂的流量加以实现。由于流体控制技术是得到广泛研究和深入发展的专门技术，因而液体火箭发动机的推力控制已经具备了良好的技术基础。正因为如此，变推力液体火箭发动机得到了较为广泛的研究与应用。
实际进行变推力液体火箭发动机试验时，不仅需要对液体推进剂的流量进行调控，同时还需对液体推进剂的压力进行调控，以满足不同试验条件需求。现如今，所采用的变推力液体火箭发动机试验系统结构均较为庞大，包括液体推进剂供给设备、供给管路、安装在供给管路上的电动泵及控制阀门等，相应地对变推力液体火箭发动机试验系统中各控制部件进行监控的控制系统的结构也较为复杂、分布分散，接线不便，并且实际操作不便，实用性较差。
实用新型内容
本实用新型所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其结构简单、设计合理、接线方便且使用操作便捷、使用效果好，能解决现有变推力液体火箭发动机试验用控制系统存在的结构较为复杂、分布分散、接线不便、实际操作不便、实用性较差问题。
为解决上述技术问题，本实用新型采用的技术方案是：一种变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：包括布设在远端液体容器室内的第一控制从站以及布设在近端控制室内的控制主站和第二控制从站，所述控制主站与第一控制从站和第二控制从站组成主从式控制系统，且控制主站与第一控制从站和第二控制从站之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信；
所述远端液体容器室内装有液体容器，所述液体容器为内装有试验用推进剂的压力容器且其通过供液管道与试验用发动机连接；所述供液管道上安装有电动泵，所述电动泵与变频控制器相接，所述液体容器内安装有 对其内部液位进行实时检测的液位检测单元；所述液体容器上安装有配气增压系统，所述配气增压系统包括通过供气管道与所述液体容器连通的气体配送装置和安装在所述供气管道上的气体流量调节阀，所述液体容器上设置有与所述供气管道相接的进气口，所述进气口上设置有气体压力检测单元；所述供液管道的进口上安装有入口流量调节阀和入口压力调节阀，所述供液管道的出口上安装有出口压力调节阀，所述供液管道的进口上安装有入口流量检测单元和入口压力检测单元，且所述供液管道的出口上安装有出口压力检测单元；所述入口流量调节阀、入口压力调节阀和出口压力调节阀均为电动比例调节阀；
所述第一控制从站包括第一控制器以及分别与第一控制器相接的第一数字量输入接口和第一模拟量输入接口，所述气体压力检测单元接所述第一模拟量输入接口；所述液位检测单元接变频控制器，且液位检测单元和变频控制器组成对所述液体容器内的液位进行控制的闭环控制系统；所述气体流量调节阀由第一控制器控制且其与第一控制器相接；
所述第二控制从站包括第二控制器以及分别与第二控制器相接的第二数字量输入接口和第二模拟量输入接口；
所述控制主站包括主控制器、对入口流量调节阀进行控制的第一PID控制器、对入口压力调节阀进行控制的第二PID控制器、对出口压力调节阀进行控制的第三PID控制器以及分别与主控制器相接的人机操作界面、第三模拟量输入接口、第三数字量输入接口和数字量输出接口，所述第一PID控制器、第二PID控制器和第三PID控制器均与所述数字量输出接口相接；所述第一PID控制器与入口流量调节阀相接，所述入口流量检测单元接第一PID控制器；所述第二PID控制器与入口压力调节阀相接，所述入口压力检测单元接第二PID控制器；所述第三PID控制器与出口压力调节阀相接，所述出口压力检测单元接第三PID控制器；所述主控制器与第一控制器和第二控制器之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信；
所述入口流量检测单元、入口压力检测单元和出口压力检测单元均与 模拟量输入接口相接，所述模拟量输入接口为所述第二模拟量输入接口或所述第三模拟量输入接口；
所述入口流量调节阀、入口压力调节阀和出口压力调节阀上均装有阀门位置反馈装置，所述入口流量调节阀、入口压力调节阀和出口压力调节阀上所装的所述阀门位置反馈装置均与数字量输入接口相接，所述数字量输入接口为所述第一数字量输入接口、所述第二数字量输入接口或所述第三数字量输入接口。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述液体容器的数量为多个。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述液体容器内还安装有对其内部所装试验用推进剂的温度进行检测的温度检测单元，所述温度检测单元接所述第一模拟量输入接口。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述供液管道上还安装有电动切断阀，所述电动切断阀由主控制器控制且其与主控制器相接。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述控制主站还包括对电动切断阀进行通断电控制的继电器K1，所述继电器K1的常开触点串接在电动切断阀的供电回路中。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述控制主站还包括报警器和对所述报警器进行通断电控制的继电器K2，所述继电器K2的常开触点串接在所述报警器的供电回路中。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述主控制器为西门子S7-300系列PLC控制器，所述第一控制器和第二控制器均为西门子PLC ET200系列接口模块。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述西门子S7-300系列PLC控制器的型号为315-2DP，所述西门子PLC ET200系列接口模块的型号为IM153-2。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述第一数字量输入接口为第一数字量输入模块，所述第一模拟量输入接口为第一模拟量输入模块；所述第二数字量输入接口为第二数字量输入模块，所述第二模拟量输入接口为第二模拟量输入模块；所述第三数字量输入接口为第三数字量输入模块，所述第三模拟量输入接口为第三模拟量输入模块，所述数字量输出接口为数字量输出模块；所述第一数字量输入模块、第二数字量输入模块和第三数字量输入模块均为西门子SM321模块，所述数字量输出模块为西门子SM322模块，所述第一模拟量输入模块、第二模拟量输入模块和第三模拟量输入模块均为西门子SM331模块。
上述变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征是：所述人机操作界面为触摸显示屏且其数量为两个。
本实用新型与现有技术相比具有以下优点：
1、结构简单、设计合理且接线方便。
2、布设紧凑且占用体积较小，由控制主站、第一控制从站和第二控制从站组成，其中控制主站和第二控制从站均布设在近端控制室内，第一控制从站布设在远端液体容器室内。
3、使用操作便捷且显示效果直观，通过触摸屏对控制主站、第一控制从站和第二控制从站进行整体控制，并且能对温度检测单元、液位检测单元、入口流量检测单元、入口压力检测单元和出口压力检测单元所检测参数进行同步直观显示。
4、使用效果好且实用价值高，实际使用时，第二控制从站主要对电动泵和配气增压系统进行控制，控制主站对供液管道的入口流量、入口压力和出口压力进行调控，以对试验用发动机的变推力进行调控，第一控制主站为控制主站提供扩展接口，控制主站与第一控制从站和第二控制从站组成主从式控制系统，且控制主站与第一控制从站和第二控制从站之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信，控制方式简便且控制效果好，实用性强，便于推广应用。
综上所述，本实用新型结构简单、设计合理、接线方便且使用操作便捷、使用效果好，能解决现有变推力液体火箭发动机试验用控制系统存在的结构较为复杂、分布分散、接线不便、实际操作不便、实用性较差问题。
下面通过附图和实施例，对本实用新型的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本实用新型的电路原理框图。
附图标记说明:
1—控制主站； 1-1—主控制器； 1-2—人机操作界面；
1-3—第一PID控制器； 1-4—第二PID控制器；
1-5—第三PID控制器； 1-6—第三数字量输入模块；
1-7—第三模拟量输入模块； 1-8—数字量输出模块；
2-1—第一控制从站； 2-11—第一控制器；
2-12—第一数字量输入模块；
2-13—第一模拟量输入模块； 2-2—第二控制从站；
2-21—第二控制器； 2-22—第二数字量输入模块；
2-23—第二模拟量输入模块； 3—气体流量调节阀；
4—气体压力检测单元； 5-1—入口流量调节阀；
5-2—入口压力调节阀； 5-3—入口流量检测单元；
5-4—入口压力检测单元； 6—电动泵；
7—变频控制器； 8—液位检测单元； 9—温度检测单元；
10-1—出口压力调节阀；
10-2—出口压力检测单元； 11—电动切断阀。
具体实施方式
如图1所示，本实用新型包括布设在远端液体容器室内的第一控制从 站2-1以及布设在近端控制室内的控制主站1和第二控制从站2-2，所述控制主站1与第一控制从站2-1和第二控制从站2-2组成主从式控制系统，且控制主站1与第一控制从站2-1和第二控制从站2-2之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信。
所述远端液体容器室内装有液体容器，所述液体容器为内装有试验用推进剂的压力容器且其通过供液管道与试验用发动机连接。所述供液管道上安装有电动泵6，所述电动泵6与变频控制器7相接，所述液体容器内安装有对其内部液位进行实时检测的液位检测单元8。所述液体容器上安装有配气增压系统，所述配气增压系统包括通过供气管道与所述液体容器连通的气体配送装置和安装在所述供气管道上的气体流量调节阀3，所述液体容器上设置有与所述供气管道相接的进气口，所述进气口上设置有气体压力检测单元4。所述供液管道的进口上安装有入口流量调节阀5-1和入口压力调节阀5-2，所述供液管道的出口上安装有出口压力调节阀10-1，所述供液管道的进口上安装有入口流量检测单元5-3和入口压力检测单元5-4，且所述供液管道的出口上安装有出口压力检测单元10-2；所述入口流量调节阀5-1、入口压力调节阀5-2和出口压力调节阀10-1均为电动比例调节阀。
所述第一控制从站2-1包括第一控制器2-11以及分别与第一控制器2-11相接的第一数字量输入接口和第一模拟量输入接口，所述气体压力检测单元4接所述第一模拟量输入接口。所述液位检测单元8接变频控制器7，且液位检测单元8和变频控制器7组成对所述液体容器内的液位进行控制的闭环控制系统。所述气体流量调节阀3由第一控制器2-11控制且其与第一控制器2-11相接。
所述第二控制从站2-2包括第二控制器2-21以及分别与第二控制器2-21相接的第二数字量输入接口和第二模拟量输入接口。
所述控制主站1包括主控制器1-1、对入口流量调节阀5-1进行控制的第一PID控制器1-3、对入口压力调节阀5-2进行控制的第二PID控制 器1-4、对出口压力调节阀10-1进行控制的第三PID控制器1-5以及分别与主控制器1-1相接的人机操作界面1-2、第三模拟量输入接口、第三数字量输入接口和数字量输出接口，所述第一PID控制器1-3、第二PID控制器1-4和第三PID控制器1-5均与所述数字量输出接口相接。所述第一PID控制器1-3与入口流量调节阀5-1相接，所述入口流量检测单元5-3接第一PID控制器1-3。所述第二PID控制器1-4与入口压力调节阀5-2相接，所述入口压力检测单元5-4接第二PID控制器1-4。所述第三PID控制器1-5与出口压力调节阀10-1相接，所述出口压力检测单元10-2接第三PID控制器1-5。所述主控制器1-1与第一控制器2-11和第二控制器2-21之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信。
所述入口流量检测单元5-3、入口压力检测单元5-4和出口压力检测单元10-2均与模拟量输入接口相接，所述模拟量输入接口为所述第二模拟量输入接口或所述第三模拟量输入接口。
所述入口流量调节阀5-1、入口压力调节阀5-2和出口压力调节阀10-1上均装有阀门位置反馈装置，所述入口流量调节阀5-1、入口压力调节阀5-2和出口压力调节阀10-1上所装的所述阀门位置反馈装置均与数字量输入接口相接，所述数字量输入接口为所述第一数字量输入接口、所述第二数字量输入接口或所述第三数字量输入接口。
本实施例中，所述入口流量检测单元5-3、入口压力检测单元5-4和出口压力检测单元10-2均与所述第三模拟量输入接口相接。
实际使用时，所述主控制器1-1、第一PID控制器1-3、第二PID控制器1-4、第三PID控制器1-5、入口流量检测单元5-3、入口压力检测单元5-4、出口压力检测单元10-2、入口流量调节阀5-1、入口压力调节阀5-2和出口压力调节阀10-1组成试验状态监控系统。
实际使用时，所述液体容器的数量为多个。本实施例中，所述液体容器的数量为两个，所述液体容器分别通过一个所述供液管道与所述试验用发动机连接。
同时，所述液体容器内还安装有对其内部所装试验用推进剂的温度进行检测的温度检测单元9，所述温度检测单元9接所述第一模拟量输入接口。
本实施例中，所述供液管道上还安装有电动切断阀11，所述电动切断阀11由主控制器1-1控制且其与主控制器1-1相接。
本实施料子，所述控制主站1还包括对电动切断阀11进行通断电控制的继电器K1，所述继电器K1的常开触点串接在电动切断阀11的供电回路中。
并且，所述控制主站1还包括报警器和对所述报警器进行通断电控制的继电器K2，所述继电器K2的常开触点串接在所述报警器的供电回路中。
实际使用时，所述主控制器1-1为西门子S7-300系列PLC控制器，所述第一控制器2-11和第二控制器2-21均为西门子PLC ET200系列接口模块。本实施例中，所述西门子S7-300系列PLC控制器的型号为315-2DP，所述西门子PLC ET200系列接口模块的型号为IM153-2。
本实施例中，所述第一数字量输入接口为第一数字量输入模块2-12，所述第一模拟量输入接口为第一模拟量输入模块2-13；所述第二数字量输入接口为第二数字量输入模块2-22，所述第二模拟量输入接口为第二模拟量输入模块2-23；所述第三数字量输入接口为第三数字量输入模块1-6，所述第三模拟量输入接口为第三模拟量输入模块1-7，所述数字量输出接口为数字量输出模块1-8；所述第一数字量输入模块2-12、第二数字量输入模块2-22和第三数字量输入模块1-6均为西门子SM321模块，所述数字量输出模块1-8为西门子SM322模块，所述第一模拟量输入模块2-13、第二模拟量输入模块2-23和第三模拟量输入模块1-7均为西门子SM331模块。
本实施例中，所述人机操作界面1-2为触摸显示屏且其数量为两个。
实际使用时，所述阀门位置反馈装置为阀门开度检测装置。
以上所述，仅是本实用新型的较佳实施例，并非对本实用新型作任何限 制，凡是根据本实用新型技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本实用新型技术方案的保护范围内。
Claims (10)
1.一种变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：包括布设在远端液体容器室内的第一控制从站(2-1)以及布设在近端控制室内的控制主站(1)和第二控制从站(2-2)，所述控制主站(1)与第一控制从站(2-1)和第二控制从站(2-2)组成主从式控制系统，且控制主站(1)与第一控制从站(2-1)和第二控制从站(2-2)之间均通过Prof ibus-DP现场总线进行通信；
所述远端液体容器室内装有液体容器，所述液体容器为内装有试验用推进剂的压力容器且其通过供液管道与试验用发动机连接；所述供液管道上安装有电动泵(6)，所述电动泵(6)与变频控制器(7)相接，所述液体容器内安装有对其内部液位进行实时检测的液位检测单元(8)；所述液体容器上安装有配气增压系统，所述配气增压系统包括通过供气管道与所述液体容器连通的气体配送装置和安装在所述供气管道上的气体流量调节阀(3)，所述液体容器上设置有与所述供气管道相接的进气口，所述进气口上设置有气体压力检测单元(4)；所述供液管道的进口上安装有入口流量调节阀(5-1)和入口压力调节阀(5-2)，所述供液管道的出口上安装有出口压力调节阀(10-1)，所述供液管道的进口上安装有入口流量检测单元(5-3)和入口压力检测单元(5-4)，且所述供液管道的出口上安装有出口压力检测单元(10-2)；所述入口流量调节阀(5-1)、入口压力调节阀(5-2)和出口压力调节阀(10-1)均为电动比例调节阀；
所述第一控制从站(2-1)包括第一控制器(2-11)以及分别与第一控制器(2-11)相接的第一数字量输入接口和第一模拟量输入接口，所述气体压力检测单元(4)接所述第一模拟量输入接口；所述液位检测单元(8)接变频控制器(7)，且液位检测单元(8)和变频控制器(7)组成对所述液体容器内的液位进行控制的闭环控制系统；所述气体流量调节阀(3)由第一控制器(2-11)控制且其与第一控制器(2-11)相接；
所述第二控制从站(2-2)包括第二控制器(2-21)以及分别与第二 控制器(2-21)相接的第二数字量输入接口和第二模拟量输入接口；
所述控制主站(1)包括主控制器(1-1)、对入口流量调节阀(5-1)进行控制的第一PID控制器(1-3)、对入口压力调节阀(5-2)进行控制的第二PID控制器(1-4)、对出口压力调节阀(10-1)进行控制的第三PID控制器(1-5)以及分别与主控制器(1-1)相接的人机操作界面(1-2)、第三模拟量输入接口、第三数字量输入接口和数字量输出接口，所述第一PID控制器(1-3)、第二PID控制器(1-4)和第三PID控制器(1-5)均与所述数字量输出接口相接；所述第一PID控制器(1-3)与入口流量调节阀(5-1)相接，所述入口流量检测单元(5-3)接第一PID控制器(1-3)；所述第二PID控制器(1-4)与入口压力调节阀(5-2)相接，所述入口压力检测单元(5-4)接第二PID控制器(1-4)；所述第三PID控制器(1-5)与出口压力调节阀(10-1)相接，所述出口压力检测单元(10-2)接第三PID控制器(1-5)；所述主控制器(1-1)与第一控制器(2-11)和第二控制器(2-21)之间均通过Profibus-DP现场总线进行通信；
所述入口流量检测单元(5-3)、入口压力检测单元(5-4)和出口压力检测单元(10-2)均与模拟量输入接口相接，所述模拟量输入接口为所述第二模拟量输入接口或所述第三模拟量输入接口；
所述入口流量调节阀(5-1)、入口压力调节阀(5-2)和出口压力调节阀(10-1)上均装有阀门位置反馈装置，所述入口流量调节阀(5-1)、入口压力调节阀(5-2)和出口压力调节阀(10-1)上所装的所述阀门位置反馈装置均与数字量输入接口相接，所述数字量输入接口为所述第一数字量输入接口、所述第二数字量输入接口或所述第三数字量输入接口。
2.按照权利要求1所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述液体容器的数量为多个。
3.按照权利要求1或2所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系 统，其特征在于：所述液体容器内还安装有对其内部所装试验用推进剂的温度进行检测的温度检测单元(9)，所述温度检测单元(9)接所述第一模拟量输入接口。
4.按照权利要求1或2所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述供液管道上还安装有电动切断阀(11)，所述电动切断阀(11)由主控制器(1-1)控制且其与主控制器(1-1)相接。
5.按照权利要求4所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述控制主站(1)还包括对电动切断阀(11)进行通断电控制的继电器K1，所述继电器K1的常开触点串接在电动切断阀(11)的供电回路中。
6.按照权利要求4所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述控制主站(1)还包括报警器和对所述报警器进行通断电控制的继电器K2，所述继电器K2的常开触点串接在所述报警器的供电回路中。
7.按照权利要求1或2所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述主控制器(1-1)为西门子S7-300系列PLC控制器，所述第一控制器(2-11)和第二控制器(2-21)均为西门子PLC ET200系列接口模块。
8.按照权利要求7所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述西门子S7-300系列PLC控制器的型号为315-2DP，所述西门子PLC ET200系列接口模块的型号为IM153-2。
9.按照权利要求7所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述第一数字量输入接口为第一数字量输入模块(2-12)，所述第一模拟量输入接口为第一模拟量输入模块(2-13)；所述第二数字量输入接口为第二数字量输入模块(2-22)，所述第二模拟量输入接口为第二模拟量输入模块(2-23)；所述第三数字量输入接口为第三数字量输入模块(1-6)，所述第三模拟量输入接口为第三模拟量输入模块(1-7)，所述数字量输出接口为数字量输出模块(1-8)；所述第一数字量输入模块(2-12)、第二数字量输入模块(2-22)和第三数字量输入模块(1-6)均为西门子SM321模块，所述数字量输出模块(1-8)为西门子SM322模块，所述第一模拟量输入模块(2-13)、第二模拟量输入模块(2-23)和第三模拟量输入模块(1-7)均为西门子SM331模块。
10.按照权利要求1或2所述的变推力固体火箭发动机试验用控制系统，其特征在于：所述人机操作界面(1-2)为触摸显示屏且其数量为两个。
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