变推力固体火箭发动机试验用控制系统

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。

主权项

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。