太阳能热推进(STP)是航天推进的一种形式,它是利用太阳辐射能直接加热推进剂工质,与电推进系统相比,它不需要附加任何电力设备,使得推进系统的结构相对简单且太阳能利用率高；与化学能推进相比,具有比冲高且污染小,推进剂消耗量少、无毒、经济性好等优点,对于同样的空间飞行任务,可以节省大量的燃料,增大有效载荷。因STP系统可以实现较高的工质温度而具有较高比冲和适中的推力范围,因此,作为航天飞行器的动力,用于进一步完善深空探测、空间轨道转移和姿态调控具有巨大的发展潜力。为了进一步满足STP系统能够产生相对较高的比冲、适中的推力范围以满足其用于航天飞行器的轨道转换及姿态控制等要求,本文针对现有的传统的固定刚性抛物面聚光器质量和体积庞大且聚光功率低和充气展开式抛物面聚光器展开度低、褶皱以及面差大及对日跟踪难以控制等缺点,设计了伞状龙骨式的可折叠展开式抛物面结构的格里高利双反式聚光器为主聚光器,且配备以蓝宝石作为制备材料的折射式二次聚光器(RSC)。除此之外,分别选取了研究相对成熟的氢和工业上易取的且液态易得易储存的氨作为初始推进剂工质,进一步完善推进剂工质气体的工程算法,理论分析了STP系统的推进性能,得出不同推进剂工质气体所达到的推力范围和比冲(氢气作为推进剂工质气体,推力范围和比冲分别为0.2N—27N,7400s；氨气作为推进剂工质气体,推力范围和比冲分别为0.1N--43N,3900s),且重点分析了氨作为工质的可行性及其优势,利用MATLAB软件对可选气体的相关的特征量对STP系统性能的影响进行绘制和分析。比较结果显示：以氨作为初始推进剂工质在理论上是可行的,相对于氢气,虽比冲有所减小,但其液化工艺和储箱技术相对简单且足以满足航天器在太空中的轨道转换及姿态控制的要求,而且完成任务所需的时间较短。此项研究为太阳能热推进系统设计参数的选取和及性能研究提供切实可靠的理论依据。