本发明涉及航天器推进系统用的发动机领域，具体地，涉及一种航天器一体化温度调节装置及其加工方法。
背景技术：
1、航天器各系统中，热控系统保证推进剂、零部件等在工作温度要求范围内，确保其正常工作。而随着航天事业的发展，航天器类型飞速发展，传统的热控方法不论在结构规模上还是成本方面，由于其复杂性以及低经济性，存在着一些弊端。
2、现有公开号为cn113562199a的中国专利，其公开了一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，包括电加热片、温度传感器、多层隔热组件以及隔热垫片，所述温度传感器安装在发动机喷注器上，所述发动机喷注器连接有电磁阀，所述电加热器的一面安装在电磁阀上，所述多层隔热组件安装在电加热器的另一面；所述发动机喷注器安装在机架上，所述隔热垫片设置在发动机喷注器和机架之间。
3、现有技术中的航天器传统控温保温方法，一般为航天器结构表面安装加热器和温度传感器，其形成的加热回路和测温回路，通过控温管理器采集温度信号结合一定的控温策略，控制加热回路的开关。其能够满足控温需求的同时，存在着由于配置控温管理器，航天器系统规模和经济性方面较差的问题。
4、因此，发明人认为需要提供一种航天器一体化温度调节装置及其加工方法，简化了系统配置，降低结构规模和成本，可以满足航天器热控需求，采用规模小、温度控制稳定以及经济性高的热控方法，更适应航天器热控研制。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器一体化温度调节装置及其加工方法。
2、根据本发明提供的一种航天器一体化温度调节装置,包括：加热器、温度继电器、外部隔热材料层以及航天器装置，一个或多个所述加热器设置在所述航天器装置的外表面，所述温度继电器设置在所述航天器装置的外表面且与所述加热器串联，所述外部隔热材料层设置在所述加热器、所述温度继电器以及所述航天器装置三者的外表面。
3、优选地，所述加热器的内表面通过涂覆导热胶粘贴在所述航天器装置的外表面，所述加热器的外表面通过粘贴聚酰亚胺薄膜或通过金属条点焊固定在所述航天器装置上。
4、优选地，所述温度继电器的底部通过涂覆导热胶粘贴在所述航天器装置的外表面，所述温度继电器的外表面通过粘贴带胶聚酰亚胺薄膜固定在所述航天器装置上。
5、优选地，多个所述加热器通过导线串联连接加热器整体，两个所述温度继电器通过导线并联连接形成温度继电器整体，所述加热器整体和温度继电器整体通过导线串联连接。
6、优选地，所述外部隔热材料层的内表面通过涂覆硅橡胶固定在所述航天器装置的外表面。
7、优选地，所述外部隔热材料层的外表面边缘通过粘贴带胶镀铝薄膜固定在所述航天器装置侧边和内侧表面。
8、优选地，所述加热器包括铠装加热器或薄膜型加热器。
9、优选地，所述外部隔热材料层包括puf聚氨脂双面带胶海绵。
10、根据本发明提供的一种航天器一体化温度调节装置的加工方法，用于上述的航天器一体化温度调节装置，包括以下步骤：
11、步骤s1，首先将多个所述加热器分别固定安装在所述航天器装置的外表面，通过导线实现多个所述加热器的串联连接；
12、步骤s2，接着将两个所述温度继电器固定安装在所述航天器装置的外表面，通过导线实现两个所述温度继电器的并联连接；
13、步骤s3，然后利用导线实现所述加热器和所述温度继电器的串联连接；
14、步骤s4，最后在所述加热器、所述温度继电器以及所述航天器装置三者的外表面固定安装所述外部隔热材料层。
15、优选地，所述步骤s3中，所述加热器和所述温度继电器的串联电路的两端分别设置有引出导线。
16、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
17、1、本发明通过采用加热器和温度继电器，将其安装在需控温结构的外表面，并将两者串联连接，通过温度继电器感应结构表面温度，根据本身在不同温度区间的开关功能，结合外表面隔热材料，达到控制结构温度目的；大大简化了系统配置，降低结构规模和成本，温度调节装置规模小、简单、可安装性好且经济，同时也提升了系统工作可靠性。
18、2、本发明通过温度继电器来替代航天器传统控温保温方法中的控温管理器，实现加热回路控温目的，结构规模上大大减小；温度继电器内部为机械式控制，不需供电实现其功能，节省电路和电源资源；同时两个温度继电器并联连接，互为备份关系，可以保障在一个温度继电器失效后，另一个温度继电器感应温度正常接通后，一样可达到加热回路接通的目的。
1.一种航天器一体化温度调节装置，其特征在于，包括：加热器(1)、温度继电器(2)、外部隔热材料层(3)以及航天器装置(4)，一个或多个所述加热器(1)设置在所述航天器装置(4)的外表面，所述温度继电器(2)设置在所述航天器装置(4)的外表面且与所述加热器(1)串联，所述外部隔热材料层(3)设置在所述加热器(1)、所述温度继电器(2)以及所述航天器装置(4)三者的外表面。
2.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述加热器(1)的内表面通过涂覆导热胶粘贴在所述航天器装置(4)的外表面，所述加热器(1)的外表面通过粘贴聚酰亚胺薄膜或通过金属条点焊固定在所述航天器装置(4)上。
3.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述温度继电器(2)的底部通过涂覆导热胶粘贴在所述航天器装置(4)的外表面，所述温度继电器(2)的外表面通过粘贴带胶聚酰亚胺薄膜固定在所述航天器装置(4)上。
4.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，多个所述加热器(1)通过导线串联连接加热器整体，两个所述温度继电器(2)通过导线并联连接形成温度继电器整体，所述加热器整体和温度继电器整体通过导线串联连接。
5.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述外部隔热材料层(3)的内表面通过涂覆硅橡胶固定在所述航天器装置(4)的外表面。
6.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述外部隔热材料层(3)的外表面边缘通过粘贴带胶镀铝薄膜固定在所述航天器装置(4)侧边和内侧表面。
7.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述加热器(1)包括铠装加热器或薄膜型加热器。
8.如权利要求1所述的航天器一体化温度调节装置，其特征在于，所述外部隔热材料层(3)包括puf聚氨脂双面带胶海绵。
9.一种航天器一体化温度调节装置的加工方法，其特征在于，用于权利要求1-8任一项所述的航天器一体化温度调节装置，包括以下步骤：
10.如权利要求9所述的航天器一体化温度调节装置的加工方法，其特征在于，所述步骤s3中，所述加热器(1)和所述温度继电器(2)的串联电路的两端分别设置有引出导线。
