火箭发动机试验贮箱变箱压控制系统设计

可重复使用液氧液甲烷火箭发动机在研制试验阶段,为了研究发动机在不同混合比、不同推力状态下的工作性能,需要在点火试验过程中实现推进剂贮箱的变增压,调节发动机入口的推进剂压力和流量,改变混合比从而控制发动机的推力。采用国产台达可编程逻辑控制器,设计贮箱变箱压控制系统,采用WPLSoft开发软件编写PLC控制程序,根据压力变送器获取箱压反馈值Px与箱压设定值Pset比较,通过误差带控制算法控制主增电磁阀和补增电磁阀开启关闭,维持贮箱压力稳定在设定值。通过触摸屏输入多个箱压设定值,不同试验阶段箱压设定值亦不同,贮箱压力跳转并稳定在新设定的箱压值,实现贮箱的变箱压控制。

发动机试验嵌入式控制系统设计

基于在液体火箭发动机地面试验中,现有控制系统复杂庞大,建设成本高、周期长,不同试验台之间可共享性较差的现状。研究模块化嵌入式控制系统,利用VB开发环境设计人机界面程序,选用国产CKS32F030R8T6芯片设计嵌入式控制板,上位机和下位机利用RS485作为物理层,采用Modbus-RTU协议进行通信。通过人机界面点击按钮,控制CPU输出信号经继电器进行功率放大,驱动管路系统上安装的电磁阀打开,实现流体介质的流通控制。系统测试结果表明:本文设计的嵌入式控制系统成本低,操作方便,拆装快速,共享性好,便于实现分布式控制,可应用于液体火箭发动机试验。

液氧贮箱增压稳压控制系统研究

根据某型号液体火箭发动机液氧输送管空化故障复现验证试验的要求,设计液氧贮箱增压稳压控制系统。采用VB编程语言设计上位机操作程序,实现控制算法逻辑判断,通过数据采集板卡与PLC交换指令,比较压力传感器采集的实际箱压与液氧贮箱箱压设定值,控制增压电磁阀与放气阀的开启和关闭,实现不同阶段液氧贮箱箱压稳定在设定的压力范围,满足火箭发动机液氧输送管压力、流量稳定的试验需求。系统调试结果表明:该控制系统可靠、精度高,满足故障复现验证试验要求。

贮箱自动吹除控制系统设计

在液体推进剂火箭发动机试验台试验准备阶段,通常需要使用常温、高压氮气对贮箱及系统管路进行吹除置换,减少贮箱及管路系统中的水汽含量,满足露点要求。点火试验结束阶段,须采用常温氮气对贮箱及系统管路进行长时间、多次数和重复性吹除,使低温管路恢复常温。采用国产台达PLC作为控制器设计自动吹除控制系统,采用昆仑通态触摸屏组态操作软件修改控制参数,设计吹除算法并用WPLSoft软件编写PLC控制程序,循环控制增压电磁阀、加注电磁阀和排放电磁阀开启关断,实现低温贮箱的自动吹除。