這篇控制系統論文發表了對氣瓶氣密試驗控制系統的設計，為了提高氣瓶氣密性檢測的效率，論文設計了一套全自動氣瓶氣密試驗裝置，提出了一種全自動氣瓶氣密試驗裝置控制方案，采用PLC指令互鎖技術保證氣密性試驗的可靠性，實驗驗證了控制系統的工程可行性。

　　關鍵詞：控制系統論文,試驗裝置,控制系統,互鎖電路

　　前言

　　氣瓶是運載火箭增壓輸送系統的重要構件之一，其功能是儲存高壓氣體，為推進劑貯箱增壓。氣瓶的氣密性好壞直接關系到火箭的動力性能的質量。目前，大部分氣瓶檢測是通過手動方式實現的，操作員將氣瓶裝夾在工裝中，靠人力把氣瓶壓入水下。這種方式耗費人力且效率低下。

　　1系統簡介及原理

　　1.1系統簡介系統由控制軟件、主電路、PLC控制器、位置檢測模塊、顯示燈構成。軟件以歐姆龍CX-Program4.0軟件為平臺，運用梯形圖語言編程。硬件系統選用歐姆龍CPM1A控制器、施耐德交流接觸器、指示燈以及施耐德行程限位開關。具體硬件結構圖如圖1所示。1.2工作原理系統的輸入動作為上電、停止、急停、升降機上升和下降信號、限位開關限位指令。輸出指令為上電線圈上電指令、正轉線圈上電指令、反轉線圈上電指令。工作時，保持急停開關為常閉狀態。首先按下上電按鈕，主電路得電。按下下降按鈕時，對應的升降機自動下降，將待檢測的氣瓶壓入水中。一旦到達限位位置，限位開關向系統發出停止指令，升降機停止動作。氣密性試驗進行完畢，按下上升按鈕，升降機自動提升。氣瓶檢測系統結構如圖2所示。

　　2控制系統設計

　　本系統由硬件設計和軟件設計構成。硬件主要包括硬件互鎖控制電路和主電路。軟件設計主要是控制系統的控制邏輯設計。下面分別對硬件設計和軟件設計選擇進行詳細分析。2.1硬件互鎖電路設計為了避免電機在運行過程中出現正反轉交流接觸器線圈同時導通造成短路的情況發生[1]。本文從硬件上進行了雙重互鎖設計[2]。其原理圖如圖3所示。第一個互鎖是正反轉按鈕互鎖。正轉按鈕的常閉觸點與反轉按鈕的常開觸點串聯，反轉按鈕的常閉觸點與正轉按鈕的常開觸點串聯。當其中任意一個按鈕按下時，另一個按鈕所在的輸入回路被斷開。第二個互鎖是輸出線圈的觸點互鎖。即正轉控制線圈KM2的常閉觸點與反轉線圈KM1串聯，反轉控制線圈KM1的常閉觸點與正轉線圈KM2串聯。正轉運行時，正轉線圈KM2通電，KM2的常閉觸點變為常開觸點，反轉線圈KM1所在的回路被斷開。即使反轉按鈕按下，PLC反轉輸出點導通，反轉線圈也不會通電。反轉運行時原理同上。2.2軟件邏輯設計軟件設計主要目的是實現升降機動作、行程限位，故障停止、狀態指示等功能[3-5]?？刂葡到y的梯形圖如圖4所示。在硬件電路中為了防止主電路短路，加入了雙重硬件互鎖。但是在電機正轉、反轉切換過程中，如果配合不當，會導致切換失敗。如當電機由正轉切換反轉時。當前串聯在反轉回路中的常閉觸點KM2斷開。雖然此時按下反轉按鈕，但是由于正轉線圈的常閉觸點已經斷開，反轉線圈無法得電，最終導致切換失敗。為此本設計利用梯形圖的順行執行的特點很好地解決了這個隱患。在圖4中，程序加入了復位指令RSET。在切換時，復位指令首先被執行，將串聯在輸出回路中的常閉觸點復位，然后才執行線圈上電程序。從邏輯上避免了切換過程中出現的失敗現象。2.3實驗驗證針對本系統的設計要求，作者對控制系統的功能進行了現場實驗。實驗內容包括上電運行、升降機上升、升降機下降、限位開關功能驗證。試驗過程中對應的程序運行情況如下所示。圖5是按下上電按鈕后線圈KM3的動作情況。電動按鈕后，上電線圈保持自鎖，主電路上電。圖6是正轉運行時線圈KM2動作情況。按下正轉按鈕后，程序復位反轉線圈及其觸點，正轉線圈最終得電。圖7是升降機到達限位位置時，開關的動作情況。從程序狀態圖可以看出，下行限位開關斷開，反轉線圈KM2失電。

　　3小結

　　本文設計了全自動氣瓶氣密試驗裝置控制系統，制作了一臺電氣控制柜。本設計采用了硬件雙重互鎖電路，有效地避免了誤操作引起的主電路短路情況的發生。同時，本設計在軟件上采用接通復位的方式，解決了電機正反轉切換過程失效的問題。在軟硬件設計的基礎上，通過實驗驗證，系統可以實現升降機上升和下降、限位停止、運行指示燈功能。

　　參考文獻：

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　　作者：楊波 何瑩瑩 李曉慶 單位：上海航天精密機械研究所