王殿君，孔 林

(长光卫星技术有限公司，吉林 长春 130000)

1 引言

推进系统是航天器姿轨控系统的重要组成部分，主要有单组元推进、双组元推进、电推进、冷气推进等类型，灵巧视频卫星采用单组元推进系统，选用液态肼为推进剂，而液态肼的凝固点为2℃，如果低于这个温度则会造成管路堵塞[1]，从而无法完成航天器的工作任务，因此，保证推进系统的温度，对其做好热控工作是非常重要的。

航天器推进系统的热控包括贮箱和管路的热控，管路一般选用钛合金材料，由于钛合金导热率较低，因此管路温度受自身影响较小。主要影响管路温度分布的因素为主动热控功耗分布，多层隔热组件的层数等，另外由于管路一般较细，热控实施过程中会造成热参数的不确定度较大。在国际上，从上世纪60年代起，便开展了针对航天器推进系统的热控制研究[1-6]，文献[3]对火星探测器推进系统进行了热控设计，整个系统与星体隔热安装，包覆多层隔热，并在关键位置采用了主动加热回路控温，最后对推进系统进行了热分析和试验，经过试验后的模型修正后，分析结果与试验结果温差小于2℃；在文献[5]中，采用了与文献[3]相同的热设计方案，在热分析时考虑了热控实施后多层面积以及漏热因素，通过调整导热和辐射参数后，热分析结果与试验结果的各测温点温差均在3℃范围内。国内方面，文献[7]对双组元推进系统主要部件进行了热控设计；文献[8]对管路多层参数确定方法进行了研究，通过建立试验模型进行修正，并与试验和在轨温度进行对比，验证了多层参数确定方法的有效性。……