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。
技术实现要素：
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。