卫星推进舱的温控方法技术领域
本发明涉及于航天器热控制技术领域，具体地，涉及卫星推进舱的温控方法。
背景技术
近年来随着电子集成技术和有效载荷小型化技术的进步，小卫星凭借其较高的技
术集成、造价低、研制周期短等特点，取得了飞速发展。研制高性能有效载荷和低成本的小
卫星，将对空间技术的进步起到技术牵引和支撑的作用。
推进系统作为卫星姿态轨道控制分系统的执行机构，主要任务是根据姿态轨道控
制需要，提供速率阻尼、初始轨道捕获、轨道保持、轨道机动和姿态保持等任务所需的力或
力矩，以确保卫星任务的完成。推进舱由自锁阀、贮箱、加排阀、压力传感器、推力器，以及过
滤器、管路、支架等直属件组成，为了保障推进舱在轨正常工作，各个组件须要满足一定的
温度指标。
目前传统卫星设计中推进系统主要的热控设计为：对贮箱安装补偿加热器后包覆
多层隔热组件，其他组件要缠绕加热带后包覆多层隔热组件，然后再进行整星的单机安装
工作。这种设计对于功耗、质量有较高的要求，对于整星的研制流程和研制周期有较大的影
响，不利于现代卫星的发展需要。为了解决上述问题，需要发展一种设计简单、研制周期快
速的卫星推进舱的温控方法。
目前，传统卫星设计中推进系统热设计通常存在如下问题：
1、传统推进剂条件下,推进系统对于热控温度要求较高。此条件下热控系统为了
满足设计要求资源消耗大，不利于资源利用.
2、传统推进剂条件下，推进系统热控方法设计复杂，安装繁琐。主要缺点是重量
重、安装复杂，用于推进系统温度的控制，代价较大。
发明内容
为了解决现有技术适应新型推进剂条件下推进系统的热设计问题，本发明提出了
一种卫星推进舱的温控方法，尤其适合新型低温推进剂条件下的推进系统热设计。
根据本发明提供的一种卫星推进舱的温控方法，包括：
隔绝推进舱的舱内和舱外之间的辐射热交换，舱内侧板表面均包覆多层隔热组
件，使推进舱内组件温度分布均匀；
采用补偿电加热器对推进舱外电磁阀进行热量补偿；
推进舱外侧板和支架管路的外表面均包覆多层隔热组件。
优选地，所述补偿电加热器粘贴于舱外电磁阀表面上。
优选地，在对卫星的推进舱进行热设计步骤中，除了推进舱内组件，不对推进舱内
作任何热控处理。
优选地，将卫星推进系统安装在一个单独的推进舱中。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
(1)采用本发明提供的卫星推进舱的温控方法，可避免舱内部件加热器和多层隔
热组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费
的目的；
(2)采用本发明提供的卫星推进舱的温控方法，对于新型低温推进剂条件下推进
系统优化设计提供了热设计基础。
(3)本发明满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、
目的和优点将会变得更明显：
图1为采用卫星推进舱的温控方法的推进舱构型示意图；
图中：1为推进舱内组件，2为推进舱外电磁阀，3为推进舱外侧板和支架管路。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术
人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术
人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明
的保护范围。
本实施例提供了一种卫星推进舱的温控方法，包括如下步骤：
对卫星的推进舱进行热设计：隔绝舱内和舱外辐射热交换，舱内侧板表面均包覆
多层隔热组件，使推进舱内组件1温度分布均匀，舱内其他部分不作任何热控处理；采用补
偿电加热器对推进舱外电磁阀2进行热量补偿；推进舱外侧板和支架管路3外表面均包覆多
层隔热组件。
隔绝舱内和舱外辐射热交换，舱内侧板表面均包覆多层隔热组件，使推进舱内组
件1温度分布均匀：推进舱内侧板表面均包覆多层隔热组件，舱内其他部分不作任何热控处
理。补偿电加热器粘贴于推进舱外电磁阀2表面上。
进一步地，对推进舱外侧板和支架管路3进行热设计：对推进舱外侧板和支架管路
3的外表面全包覆多层隔热组件。
与传统的卫星推进舱的温控方法相比，本发明提供的卫星推进舱的温控方法，具
有效果好、适应性好、热控措施便于实施的特点。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述
特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影
响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相
互组合。