小卫星低成本和研制周期短的特点使其在商业航天的应用逐渐增加。与传统化学推进相比,电推力器可以为小卫星提供高比冲动力,减小携带燃料质量。与传统氙工质相比,碘工质无需高压储箱,价格低廉并且相对原子质量高。因此,研究碘工质电推力器具有重要意义。本文首先分析当前国际上设计储供系统遇到的一些关键问题,提出储供系统设计目标。然后,基于小卫星实际需求确定推力器功率范围,进而确定储供系统流量控制范围。通过已知流量范围理论计算得到系统设计关键参数。并且定性分析发现碘罐内部温度均匀性对流量稳定影响很大。在储供系统设计中,电磁阀导气管需耐腐蚀、防沉积和不发生积热。由于碘罐和热节流管是流量控制关键部位。除以上需求外,碘罐结构设计尽量使碘块受热均匀,节流管尺寸由计算理论数据确定。系统设计完成后对系统进行了传热分析和热应力计算。首先分析满足实际应用所需的性能指标,然后,建立系统模型,对系统的边界条件进行分析,确定设置参数。对两套储供系统计算结果进行对比分析,发现翅片加热芯储供系统和弹簧多孔板储供系统温度分布存在的一些问题,特别是热节流管和碘罐。并把热变形对系统性能的影响进行定量分析。结合设计指标针对出现问题一一提出优化方案,模拟优化后系统验证了优化方案合理性。并对卫星绕地飞行时太阳照射阴阳面引起的变环境温度进行模拟并提出改进方案。小卫星实际应用时外部动力学环境复杂,因此对系统进行了动力学分析。根据应用时小卫星外部动力学环境,制定动力学评价指标。并明确系统的材料选择和载荷条件,也确定了系统动力学分析的震动类型。对两套系统分别进行模态分析、响应谱分析和随机振动分析。针对计算得到的易碎易变形的薄弱部位进行优化。系统理论设计完成后,开展实验对系统性能进行验证。根据碘工质系统需求搭建一套耐腐蚀并且具有碘蒸汽回收能力的试验台。为实现混合供气,增添一套氙气供气系统。推力器和阴极根据小卫星实际需求和现有实验条件进行选择。系统性能测试发现翅片加热芯碘罐消耗一定碘单质后碘块形状变化,热源与碘块热量传递减弱无法稳定供给流量。长期工作性能来看,弹簧多孔板储供系统性能更优。点火试验发现,碘工质羽流颜色在不同放电状态差异较大。点火区间较窄且不稳定,但碘罐加热55℃电压250V工况可以稳定放电五分钟。