本发明涉及一种卫星推进舱，特别是涉及一种模块化的卫星推进舱。
背景技术：
随着航天技术和航天产业的不断发展，一方面卫星设计趋于集成化、标准化和模块化，另一方面要求卫星实现快速设计、快速研制、快速发射和快速应用。
卫星推进系统作为动力装置，它担任着把卫星送入工作轨道，并使卫星在工作期间保持在所要求的位置上，以及根据卫星任务要求随时进行轨道和姿态的调整、改变的任务。卫星推进系统和卫星平台的姿轨控系统、数管系统、测控系统等系统一样，作为卫星有效载荷的服务设备一般安装于卫星服务舱。在卫星研制过程中，推进系统的总装、集成和测试与卫星的总装、集成和测试交叉进行。推进系统的产品安装、管道焊接和检验测试工作都在星上进行，一方面操作困难，另一方面研制周期长。
技术实现要素：
本发明所要解决的技术问题是提供一种模块化的卫星推进舱，其能够与卫星其他舱段并行开展总装、集成和测试工作，很大程度上降低了操作难度，缩短了卫星研制周期且本发明设计简洁、功能独立、接口标准，可作为卫星设计的独立模块进行选用。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：一种模块化的卫星推进舱，其特征在于，其包括推进舱结构、推进系统、推进控制器，推进舱结构包括星箭连接环、底板、多边形承力筒，推进系统包括贮箱、自锁阀、压力传感器、过滤器、推进管道、推力器，底板下端与星箭连接环、多边形承力筒连接，贮箱、自锁阀、压力传感器、过滤器都位于底板上，自锁阀、压力传感器、过滤器都位于贮箱的侧面，两个推进管道分别位于底板和多边形承力筒上，推力器位于多边形承力筒的底端，推进控制器位于多边形承力筒上。
优选地，所述星箭连接环采用符合国际航天标准的660型机械接口。
优选地，所述底板采用轻质蜂窝夹层板材料。
优选地，所述多边形承力筒为正六边形承力筒并采用高比强度的碳纤维材料。
本发明的积极进步效果在于：一、推进舱结构为推进系统和推进控制器提供安装基础，推进舱作为单独模块，可与卫星其他舱段并行开展总装、集成和测试工作，很大程度上降低了操作难度，缩短了卫星研制周期。二、推进舱功能独立，作为卫星姿轨控系统的执行部件，为其提供冲量；同时，推进舱接口标准，推进舱结构包括星箭连接环，星箭连接环采用满足国际航天标准的机械接口。所以该推进舱可作为卫星设计的独立模块进行选用。
附图说明
图1为本发明的示意图。
具体实施方式
下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。
如图1所示，本发明模块化的卫星推进舱包括推进舱结构1、推进系统2、推进控制器3，推进舱结构1包括星箭连接环101、底板102、多边形承力筒103，推进系统2包括贮箱201、自锁阀202、压力传感器203、过滤器204、推进管道205、推力器206，底板102下端与星箭连接环101、多边形承力筒103连接，贮箱201、自锁阀202、压力传感器203、过滤器204都位于底板102上，自锁阀202、压力传感器203、过滤器204都位于贮箱201的侧面，两个推进管道205分别位于底板102和多边形承力筒103上，推力器206位于多边形承力筒103的底端，推进控制器3位于多边形承力筒103上。
星箭连接环101采用符合国际航天标准的660型机械接口，能更好进行连接。
底板102采用轻质蜂窝夹层板材料，这样更为轻便。
多边形承力筒103为正六边形承力筒并采用高比强度的碳纤维材料，这样承力效果更好。
本发明能与卫星其他舱段并行开展总装、集成和测试工作，很大程度上降低了操作难度，缩短了卫星研制周期且本发明设计简洁、功能独立、接口标准，可作为卫星设计的独立模块进行选用。
以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。