变推力固体火箭发动机试验用控制系统的制作方法
【技术领域】
[0001]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】
[0002]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宄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宄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宄与应用。
[0003]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】
[0004]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。
[0005]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；
[0006]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；
[0007]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;
[0008]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；
[0009]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?目;
[0010]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P ；
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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。
[0015]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Kl的常开触点串接在电动切断阀的供电回路中。
[0016]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。
[0017]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。
[0018]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頂153_2。
[0019]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。
[0020]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。
[0021]本实用新型与现有技术相比具有以下优点:
[0022]1、结构简单、设计合理且接线方便。
[0023]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