电厂热控系统中热控保护装置的故障分析与保护

近年来,随着科技不断进步,发电机组装置自动化水平也得到不断提高,从而使大型火电机组装置工作对于DCS系统的依赖性逐渐提高,所以热控保护系统具有的安全可靠性也变得更加重要。然而热控保护系统在实际运行中发现一些故障问题,这影响了整个电厂热控的正常运行,所以为了保障机组装置能正常安全、稳定工作,需要认真分析热控保护系统中存在的故障问题,从帮助找出问题所在并采取有效解决措施。     

电厂热控保护误动及拒动问题之研究

对电厂热控保护误动及拒动问题产生的根源进行分析,并浅谈了一些预防热控保护误动以及拒动问题形成的技术或者是对策,希望可以提高火力发电机组控制系统的可靠性、安全性,为该机组的高效运转奠定基础.     

某空间气体监测仪热设计及试验验证

某空间气体监测仪结构布局紧凑,在较小尺寸空间内交错布置有8个镜头组件、11台电子设备内热源和2个电机。内热源数量众多,工作时间长,与镜头控温要求差别大,且1个电机为二维转动热源,这些特点给热设计带来挑战。为有效解决热控难题,采用了多种设计思路组合。基于热管理思路对监测仪各部组件热行为进行系统管理,以节省热控资源;基于间接热控思路对所处热环境复杂的光学镜头组件进行控温,提高其控温精度和温度稳定度;对转动电机则进行辐射冷却,避免在传热路径中引入挠性转动环节,以提高热控系统可靠性;并基于结构热控一体化设计,在结构上充分保证热设计各项需求。热平衡试验结果表明:高低温工况下,监测仪各部组件温度均满足指标要求,且整个寿命周期内,光学镜头温度稳定度较高,同一工况下光学镜头最大温度波动在1℃以内,实现了多热源复杂工作机制下光学镜头的高精度精密热控。     

微型星敏热控设计及仿真

为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作,需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件,在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响,设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路,解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题,保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS /TMG 有限元分析模型,开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真,分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果,最后进行了地面试验,验证了热控方案的正确性,满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。     

小型空间CMOS相机的主动热控设计

小型空间可见光相机的电子学、光学和机械器件高度集成于狭小空间,需要主动热控进行温度控制。分析了相机的散热特点,采用集总参数法建立了简化的热阻模型,结合DOE设计方法与理论分析方法建立了主动热控功耗与散热面、遮光罩温度之间的关系式,用于主动热控方案的预设计。确定了相机的主动热控电加热功耗,指导主动热控电路的位置布置。最后进行了详细模型的热仿真,并结合热平衡试验进行了验证。热仿真热平衡试验结果表明:本文的快速优化方法合理可行和最终主动热控方案满足热设计指标要求。     

火星轨道轻小型高分辨率相机热分析与热设计

火星轨道轻小型高分辨率相机对热控系统的质量和功耗提出了较高要求,该相机热控技术是从全局设计的角度,集质量轻、热性能好的结构材料与先进的温度控制式数据传输为一体,并结合优化的温区分布与多项热控措施,最终达到设计要求。文中围绕此项热控技术展开相机热分析与热设计工作。通过对相机外热流的分析,确定了=70,R=0和=-70,R=0的高温工况,以及=0,R=-30的低温工况。结合相机内热源及接口信息,制定了详细的全局热控方案,通过仿真分析验证了热控方案的正确性。可为我国火星轨道轻小型高分辨率相机热控制系统的研制提供技术支持。     

星载合成孔径雷达天线热控设计研究

介绍了国外多种合成孔径雷达卫星天线的热控方式,并结合具体的工程实践讨论了微带阵、波导阵形式合成孔径雷达卫星天线热控设计过程中面临的一些问题,以及解决问题的途径,针对微带阵天线的试验表明其热控设计能够满足天线在轨热控的要求。     

浅谈航天器热控制

概述航天器的热控制原理及方法，重点介绍航天器在轨飞行过程中被动热控应用方面的一些技术，并对主动热控技术进行了简单的概括。     

近地轨道高精度一体式星敏感器热设计及仿真验证

某型高精度一体式星敏感器指向精度高,对温度变化非常敏感。其所处近地轨道外热流复杂多变,一体式结构和内热源集中的综合因素不仅导致散热设计困难,而且镜头直接受到内热源发热影响难以保障指向精度。首先,结合轨道参数,安装布局获得星敏感器平均吸收外热流。然后,通过分析外热流与内热源工作情况,采用被动热控和主动热控相结合的热设计方法,并对星敏感器散热面的位置与大小进行设计与计算。最后,根据轨道环境和热控措施并利用热仿真软件进行热分析验证。仿真结果表明,安装法兰温度为19.82℃～20.10℃,镜头轴向温差小于2.23℃,周向温差小于0.48℃,电路盒温度为19.10℃～23.49℃,满足热控指标。通过合理的热控设计保证了极高精度星敏感器的稳定工作条件,星敏感器的热设计合理有效。     

火电厂热控自动化系统运行的稳定性研究

热控系统是用于火电厂监测、控制热能元件的自动化系统,在火电厂的正常运行中,热控自动化系统能够准确调节锅炉、发电机冷却系统等的运行参数,保障火电厂生产的稳定性与安全性。但为了解决当前热控自动化系统运行稳定性存在的问题,保障热控自动化系统在火电厂生产运营的效益,本文通过分析影响火电厂热控自动化系统稳定性的主要因素,探究在采用多元化技术的背景下,改良火电厂热控自动化系统运行路线的有效方法,以及能够保障自动化系统运行稳定性的关键措施。     

星敏感器组件的热设计

根据高分辨率卫星上星敏感器的特点和任务需求,通过仿真分析与试验相结合的方法对星敏感器组件进行热设计.首先,根据热变形分析确定星敏感器支架的热控指标为183 ℃.其次,根据轨道参数及结构布局获得3只星敏感器及其安装支架的外热流,同时考虑内热源分布及多层隔热材料表面参数的退化等因素,选用被动热控和主动热控相结合的热控模式.然后,通过仿真分析,得到星敏感器支架在低温工况和高温工况下的温度范围为17.0~19.1 ℃.最后,通过热平衡试验及在轨温度测试验证热设计,星敏支架在各试验工况下的温度范围为17.3~18.7 ℃,与分析结果相符;在轨测试星敏支架的温度范围为16.0~19.0 ℃,满足热控指标要求183 ℃.热设计合理有效,满足任务需求.     

相变热控在高空光学遥感器CCD组件中的应用

为保证高空光学遥感器CCD组件所需的温度水平,利用石蜡类材料的相变储热特性,设计了一种相变热控方案。分析了相变热控中封装容器及导热增强体材料。利用热平衡方程,计算了相变材料用量,设计了封装容器及导热增强体。通过CCD组件热试验测试了热控方案的热控效果。结果表明:在CCD组件连续工作2 h情况下,未采用相变热控方案的CCD组件温度范围为18～41.4℃,而采用相变热控方案的温度范围为18～28℃,满足热控指标要求。该相变热控已成功应用于某高空光学遥感器,可以作为其他航空光学遥感器CCD组件热控设计的参考。     

快速响应空间小卫星热控系统设计及关键技术

随着空间技术的发展,卫星热控系统面临着巨大的设计挑战。首先,根据快速响应空间小卫星的新特点,分析比较了其热控设计与传统设计方法的区别,从而提出了快速响应空间小卫星热控系统的研制流程。然后针对实现快速响应空间小卫星热控系统设计的关键步骤:多轨道极端工况外热流参数的确定、模块化热构架系统和热控系统快速分析技术进行了详细的阐述和介绍。最后,追踪了实现快速响应空间小卫星热控系统研制的新型热控器件的研究和应用。作者认为,时间驱动的热设计理念,稳健、模块、可扩展的热设计方法,以及新型先进智能热控器件的研制是由快速响应空间小卫星的任务特点所决定的必然要求和实现途径。     

固态发射机热设计与飞行验证

大功率高热流密度固态发射机是环境一号C 卫星有效载荷中的关键设备,对整星的热设计影响很大。固态发射机热设计的目的,是满足固态发射机的温度需要,从而确保固态发射机的安全可靠工作。该文论述了环境一号C 卫星固态发射机热控设计及解决的关键问题。飞行遥测结果表明,固态发射机热控设计正确、方案合理,很好地满足了固态发射机的温度要求。      

"GF-5"卫星差分吸收光谱仪热控设计及验证

差分光谱仪是一种基于空间测量的精密光学仪器,整个寿命周期内对光机系统及探测器有较高的温度稳定性要求。为保证光路的精度,需要光学安装板 温度梯度小于2℃;为降低温度波动对信号的干扰,整轨温度波动要求小于2℃。光谱仪周边有多台载荷不同程度的遮挡,热环境复杂,给热控设计 带来较大困难。结合光谱仪热控需求及结构特点,详细分析了轨道外热流,采用对地面作为光学箱散热面、光学底板等温化设计、 以向阳面为电子学散热面、电子学箱与光学箱隔热等热控措施,实现了光谱仪高稳定性温控要求。热平衡试验与在轨数据表明, 光谱仪热控设计合理可行,能够满足在轨探测的温度指标。为后续型号光学遥感仪器高精度、高稳定的热控设计打下良好的基础。     

航天器热控涂层研究进展

热控涂层是航天器热设计常用的一种被动热控制技术.选用合适的热控涂层,能使航天器某些部位处于期望的温度范围内,这对于航天器正常在轨运行具有重要的作用.文中首先介绍了热控涂层的概念及基本原理,按照热辐射性质和组成对热控涂层进行了分类,并按照制备方法的不同对各类热控涂层进行了详细阐述,重点分析了国内外涂料型热控涂层的主要差距...     

多层隔热组件在空间相机被动热实施中的应用

多层隔热组件的热包覆在空间相机热控分系统中起着重要的作用。介绍了被动热控的基本原理,影响相机隔热性能的主要因素以及相机热控实施中应用的相关材料及其特性。结合实际工程应用,重点描述了空间相机多层隔热组件制作技术要求及整星包覆工艺,为空间相机被动热控实施工作提供一定的参考。     

热控仪表管路安装质量的控制

随着科学技术的发展,火电厂不断推进发电系统的自动化程度,在电厂的分散控制系统中,热控仪表的重要性也越来越突出。但是热控仪表在安装过程中存在一些问题,成为了火电厂建设中难以攻克的课题,影响火电厂的正常、高效运营。本文主要对安装热控仪表的技术进行分析,并就如何保证热控仪表管路的安装质量提出几点建议。     

地球同步轨道大型空间相机主动热控系统设计

大动态、高精度主动热控技术是高轨大型空间相机高性能、长寿命运行的核心关键。空间相机主动热控系统既要满足高精度测控温要求,又要实现小型化、集成化以降低资源和功耗需求。然而,传统以中央处理器（CPU）和数字信号处理器（DSP）为控制单元的架构难以满足高集成化的设计需要,且热控功率较大,需进行功率管理以满足整星能源要求。针对以上问题,面向地球同步轨道大型空间相机大动态、高精度的测控温需求,设计了以现场可编程门阵列（FPGA）为核心控制单元的主动热控系统,利用FPGA的高速并行处理能力和丰富接口资源,实现复杂空间相机高集成度高精度主动热控。设计了热控功率错峰功能,对加热片采用分时控制,动态实时检测热控功率,在保障相机关键部件控温精度的前提下,将热控功率限定在功率设定值。该系统已应用于地球同步轨道大型空间相机,对相机108路加热、138路测温和2个星上黑体进行高精度测控温,通过地面和在轨测试验证了主动热控系统设计的合理性和正确性。     

太阳电池热控相变材料的制备及应用研究

为控制太阳电池工作温度，提高工作效率，根据月硅酸(LA) －硬脂酸(SA)二元复合材料相图和太阳电池的温度特点，制备了SA质量分数分别为30％、75％及90％ 3种LA-SA复合相变材料，并采用傅里叶变换红外光谱(FT-IR)、差示扫描量热(DSC)分析、热失重和步冷曲线法表征了复合材料的热物特性，制备的复合材料具有较好的热稳定性，适合太阳电池的热控 要求。另外，利用5种容量不同封装铝盒设计了相变太阳电池热控系统，并对3种热控系统特性进了实验测试，太阳电池温度降低约6℃ ，测试结果为相变材料与太阳电池的优化配置提供了实验支撑。