基于PLC的火箭增压系统试验平台控制系统设计与实现

周 炎 赵春宇 邢力超 梁景媛 王道连 岳 婷

(北京宇航系统工程研究所，北京 100076)

增压系统是运载火箭推进系统的重要组成部分，其正常工作关系到推进剂的稳定供应和发动机的正常工作[1]，增压系统所属产品在各类特殊环境下(振动、真空、低温)不仅要保证单机性能具有高可靠性，同时产品之间应具有良好的匹配特性。近年来国内外普遍开展了增压系统的试验研究，如张志广等进行了火箭冷氦增压系统低温试验研究，结果证明开展增压系统试验对降低研制风险是十分必要的[2]。

增压系统试验平台主要用于在地面开展全系统验证试验，考核火箭增压系统的功能、性能和匹配性，是一个涉及流体、低温及测量与控制等专业的复杂系统工程。针对试验平台的功能性、通用性及可靠性等要求，以PLC为核心控制器设计了一套功能完善的控制系统，通过以太网和Profibus总线实现了上/下位机和主/从站之间的通信。同时还设计了一套功能强大、通用性好、扩展性强的控制软件，充分满足了各型号火箭增压系统开展系统级试验的要求，为火箭增压系统试验的实施提供了保障，也降低了试验的成本。

1 试验平台原理和被控对象

增压系统试验平台如图1所示，主要由氮气和氦气供气系统、地面预增压系统、自动配气系统、介质预冷系统、介质加温系统、排气系统、自动加泄系统和箭上的增压系统、补压系统和压力讯号器组成，还包括高压气瓶、流量计、真空泵及常温模拟贮箱等重要设备。该平台能够真实模拟多型火箭增压系统在飞行时的增压流量、介质温度、供气压力及真空环境等工况，从而全面考核增压系统的功能、匹配性和动态特性，有效增加了地面试验的测试覆盖性。

试验平台的主要数字量被控对象有气动阀、电磁阀、水泵及电加热器等，模拟量被控对象主要有电控减压阀，数字量输入主要是触点式开关、阀门位置反馈及压力讯号器等，模拟量输入主要是压力、流量及液位等传感器测量信号。

2 控制系统硬件

为满足增压系统试验平台多路数字量和模拟量输入输出的控制要求，并充分考虑系统的可靠性和安全性，控制系统选择PLC作为控制核心，采用主/从站的架构方式，总体框架如图2所示。该系统主要包括上位机、交换机、核心控制器、功能模块、驱动模块及信号调理隔离模块等。上位机包括主控计算机和编译计算机，通过以太网与PLC通信，主控计算机实现试验工艺状态和参数的显示及用户参数设置等功能；编译计算机实现PLC程序的编译及下载等功能。核心控制器选用S7-300系列标准型CPU，将其作为DP主站，通过ET200M模块建立了一个分布式的I/O从站，主站与从站之间通过Profibus现场总线建立实时通信。控制系统共接入14个输入输出功能模块，共有236路输入输出通道，驱动模块主要包含直流电源和继电器，PLC输出控制信号通过驱动模块驱使阀门等执行机构动作，试验平台中压力、流量、温度及液位等传感器测量信号经过信号调理隔离模块反馈至控制器。

图1 增压试验平台简化原理简图

图2 控制系统总体框架

3 控制系统软件

3.1 系统主控软件

系统主控软件部分采用模块化和参数化的编程方法，把控制任务分成若干个子任务，控制指令编写在相应的子程序块内，通过主程序来调用执行这些功能子程序，实现不同的控制过程任务。控制系统主控软件的设计框架如图3所示。OB1是主程序循环块，按照用户设定的扫描周期自动循环扫描用户程序，在OB1中可调用其他功能程序(FC)。OB35是循环中断，按照指定的固定时间间隔来中断用户程序，转而执行循环中断程序[3，4]。

3.2 多功能控制程序

3.2.1参数化控制程序

为了适应各型号增压系统试验不同的自控需求，发挥试验平台的通用性优势，采用参数化设计方法，融合了各型号试验时序控制、压力反馈控制和循环控制的要求，设置了不同的控制参数，在共享数据块DB中分配对应的地址，用户界面中的对话框与参数地址一一对应，可实时修改参数，在各功能块的程序中通过直接寻址或间接寻址的方式调用相关参数，并设计了功能选择模式，从而实现了用户可自定义的多功能控制方式。

阀门控制参数化。阀门自动控制程序设置了功能选择、阀门打开和关闭时间、阀门打开和关闭压力5种参数，控制程序中采用数值比较的方式判断是否符合相关约束条件，并对结果进行“与”运算或者“或”运算得到阀门最终输出结果。

图3 控制系统软件设计框架

阀门自动控制设置界面如图4所示，设置了相应的功能选择按钮和数值输入框，用户可设置阀门控制的手动/自动模式、阀门的第n次打开时间和关闭时间(其中0

图4 阀门自动控制设置界面

循环控制参数化。在某些性能验证考核试验中(例如寿命试验)，存在阀门多次开启和关闭的循环动作情况，为实现阀门循环控制功能，控制系统采用时间轴循环复位的方法，使得在特定时间段内阀门动作指令循环执行，循环控制设置界面如图5所示，可设置循环次数、起始时间和终止时间3个参数，控制程序则自动从起始时间到终止时间重复执行指定次数后跳出。

3.2.2功能选择程序

阀门控制参数化的设计能满足大多数一般形式的控制要求，为满足某些型号专有的特殊控制要求，设计了功能选择程序，特殊的控制要求通过独立的功能子程序实现，由功能选择程序根据用户输入参数选择要执行的某个功能子程序。该功能选择程序的应用，极大地提高了软件的灵活性和扩展性，用户可以根据任务需求，增加相应的控制子程序，并且不会影响已有程序的执行和调用。

图5 循环控制设置界面

该功能的实现，主要采用“JL”、“JU”跳转指令和“UC”块调用指令[5]，程序运行时根据用户输入跳转至指定的标签位置，在该标签处执行块调用指令直接调用指定的功能函数。

4 试验验证

为考核控制系统的有效性和可靠性，在试验平台投入使用前进行了大量的验证试验，笔者仅对两项验证试验做简要说明。

压力反馈控制功能验证。用户设定JKC6-1压力反馈控制方式为自动，并设定阀门的打开压力(0.37MPa)和关闭压力(0.39MPa)，启动自动控制程序，试验结果如图6所示，可以看出试验过程中当贮箱压力P330上升至0.39MPa时JKC6-1关闭，下降至0.37MPa时JKC6-1打开，在0.37～0.39MPa时JKC6-1的状态保持不变，证明阀门能够按照用户预设值正确动作。

图6 试验数据曲线(1)

时序控制和循环控制功能验证。用户设定JKC6-1时序控制方式为自动，循环控制方式为自动，并设定好JKC6-1前5次动作的打开和关闭时间点(如第一次打开和关闭时间分别为7s和22s)，设置循环起始时间为52s，循环终止时间为59s，循环次数为3次，启动自动控制程序，试验结果如图7所示。可以看出，JKC6-1能够在设定的时间完成5次动作,并完成3次循环动作，系统中介质流量(Qm2)的变化也证明了JKC6-1正确执行了相应动作，试验证明控制程序正确有效。

5 结束语

增压系统试验平台承担了多个型号的火箭增压系统试验任务，有效降低了火箭推进系统的技术风险。该平台的控制系统采用成熟的硬件系统框架，结合各型号试验的实际需求，编制了一套适用性好、功能完善、安全性高的软件，扩大了平台的应用范围。经试验证明：控制系统功能满足要求，运行安全可靠。

图7 试验数据曲线(2)

[1] 王翀，郭媛媛，梁国柱.火箭贮箱增压系统起动关闭过程压力冲击计算[J].航空动力学报，2011，26(12)：2834～2840.

[2] 张志广，杜正刚，刘茉.液体火箭冷氦增压系统低温试验研究[J].低温工程，2013，(2)：60～63.

[3] 张运刚，宋小春.PLC职业技能培训及视频精讲——西门子STEP 7[M].北京：人民邮电出版社，2010.

[4] 马丁.西门子PLC常用模块与工业系统设计实例精讲[M].北京：电子工业出版社，2009.

[5] 普小洋.西门子PLC与InTouch综合应用[M].北京：人民邮电出版社，2010.