-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。
[0061]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。
[0062]实际使用时，所述阀门位置反馈装置为阀门开度检测装置。
[0063]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。
【主权项】
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(I)和第二控制从站(2-2)，所述控制主站(I)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(I)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￠)，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(I)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(I)还包括对电动切断阀(11)进行通断电控制的继电器Kl，所述继电器Kl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(I)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M153-2。
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。
【专利摘要】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。
【IPC分类】G01M15-02
【公开号】CN204405329
【申请号】CN201420648540
【发明人】苏晨, 朱伟, 韩流, 李强, 王昕 , 刘成胜, 何英, 高飞, 刘诗鑫
【申请人】西安航天动力研究所
【公开日】2015年6月17日
【申请日】2014年11月1日