为保证空间相机热设计中表面辐射换热计算准确可靠, 基于两种金属材料的光学常数, 结合Monte Carlo射线跟踪法应用几何光学近似对其粗糙表面的双向反射分布函数(BRDF)进行了研究。分析了不同入射光波长、不同入射角度及不同表面粗糙度对金属铝和钛材料粗糙表面的BRDF的影响。结果表明, 金属铝和钛材料粗糙表面的BRDF分布具有明显的镜反射特征, 入射平面内的BRDF峰值随入射光波长增加而增大, 在本文研究的波长范围内, 钛表面的BRDF随入射光波长增大的增幅最高达到41.0%, 远高于铝表面的8.7%。当表面粗糙度较大时, 光子在粗糙表面内会经历多次散射, 粗糙表面内多次散射光子数比例随着表面粗糙度的增大而增加, 并且随着入射角度的增大具有增加的趋势。

设计了一种新的光机结构，以使超小型光学遥感器在宽温度范围及恶劣的动力学环境下能够良好成像。研究了该结构中的核心部件-主镜组件的支撑结构的设计原理和实现方法。通过对主镜室初始设计方案的力、热特性分析， 说明了主镜传统支撑方式的局限性。然后，以挠性支撑原理为基础设计了一种新型的适用于小口径反射镜支撑的挠性反射镜支撑结构，对该支撑结构的温度适应性及组件的模态进行了有限元分析，说明了采用这种反射镜挠性支撑结构能够满足设计指标要求。最后，论证了小型光学遥感器主镜室的加工及具体实现方法。对装配后的主镜组件进行了热冲击试验和温度拉偏试验，结果表明: 在-60 ℃～80 ℃进行热冲击试验后，主镜不会出现炸裂现象; 而在-20 ℃~50 ℃温度下，反射镜面形精度RMS仍保持在 0.025λ(λ=632.8 nm)水平。 得到的结果验证了主镜室的设计可以满足小型光学遥感器的应用环境要求。

以某太阳同步轨道空间光学遥感器为例, 阐述了空间外热流分析计算、热平衡试验外热流模拟以及外热流程控加载的全过程。首先, 总结了空间光学遥感器外热流模拟的完整流程。其次, 简要介绍了太阳辐射、地球反照、地球红外辐射三种空间外热流的计算方法。然后, 对该空间遥感器进行了空间综合吸收外热流计算, 获得了阳照区及阴影区外热流平均值。最后, 确定了热平衡试验外热流的模拟方法和策略, 利用LabVIEW语言编写了程控电源开环控制程序, 实现了热试验外热流的准确加载。试验结果表明, 外热流值加载偏差在±2.5%以内, 满足热平衡试验要求。

考虑温度适应性是大口径反射镜组件设计过程中的重要因素，本文研究了温度影响空间相机大口径反射镜组件的机理，讨论了进行温度适应性分析与试验的必要性。结合其设计流程，总结了大口径反射镜组件温度适应性分析的方法。采用有限元方法，建立了研究对象的物理模型，进行了结构-热耦合的优化设计，确定了最终设计状态。对优化设计结果进行了在轨状态及地面检测状态的温度适应性分析。结果显示：在轨工作状态下的温度适应范围为±4 ℃，温差适应范围为X向5 ℃、Y向4 ℃、Z向7 ℃;地面检测试验状态温度适应范围为±3 ℃，温差适应范围为X向4 ℃、Y向3 ℃、Z向4 ℃。在实验室进行了组件均匀温变的温度适应性试验，并与相应分析结果进行对比，结果表明：±5 ℃内PV值误差优于4%，RMS值误差优于7%。

根据空间应用电子设备的热控要求, 对空间光学遥感器的控制电箱进行了热控设计。首先, 总结了空间电子设备的热设计原则。针对空间光学遥感器控制电箱介绍了相应的热设计流程, 对典型的大功率器件进行了温差推算, 并说明了电箱的各电路板和大功率元器件的热设计方案。最后, 通过热分析和热试验手段对热控电箱的热控方案进行了验证。试验结果表明: 控制电箱的整机稳态工况热平衡温度小于30 ℃, 各元器件的最高壳温在542 ℃以内。结果验证了该设计方案完全满足设计指标要求。

根据空间光学遥感器的轨道特点和任务需求，通过仿真分析对其进行了热设计。考虑近地空间环境的特殊性，选择防原子氧布作为多层隔热材料的面膜。为减小遥感器框架上安装的星上设备对遥感器温度的影响，设计了大热阻安装结构并使用了聚酰亚胺隔热垫。根据离轴三反光学遥感器及星载一体化卫星的结构特点，划分了主动加热区域，分配了加热功耗。由于遥感器对地观测频率低、工作功耗小、工作时间短，CCD焦面组件不设置散热面。根据遥感器的轨道参数和姿态，确定了3个典型工况并对其进行了仿真分析和热平衡试验。结果显示，遥感器本体温度为(18±4) ℃、光学元件温度为(18±2) ℃、CCD温度≤30 ℃，得到的仿真分析结果和试验数据验证了遥感器热设计的有效性。

针对空间光学遥感器主镜镜面加工过程中, 磨盘与主镜间磨削动作往复运行引起的主镜柔性支撑结构疲劳寿命问题, 通过建立主镜组件的有限元模型, 利用MSC.Fatigue软件按应力寿命(SN)法对主镜组件进行了疲劳寿命分析, 确定了支撑结构的薄弱部位, 并对仿真过程进行了误差分析, 讨论了影响仿真结果的各个因素.对比热真空试验和动力学试验前后主镜镜面面型数据, 验证了支撑结构加工、设计参量的合理性.通过疲劳寿命仿真分析, 可以有效预示光学结构在加工过程中的疲劳情况, 为空间光学遥感器结构的设计、加工提供理论依据和参考.

根据空间电子设备机电热一体化设计思想，设计了高分辨率空间光学遥感器的控制器，以验证一体化设计的优势和效果。概括了空间电子设备的一体化设计流程。针对空间光学遥感器控制器的研制提出了相应的一体化设计原则。说明了控制器的各电路板和大功率元器件的设计方案。通过热、力学仿真分析和试验手段对设计方案进行了验证。结果表明：控制器元器件的最高壳温在51℃以内，整机的前三阶模态均高于100Hz。设计方案完全满足热控、刚度等设计指标要求。

为了使空间相机热设计、热分析、热试验具备准确、可靠的热边界条件，对太阳同步圆轨道空间相机的瞬态外热流进行了计算。总结了卫星空间定位的6个轨道根数之间的关系，给出了太阳同步圆轨道空间定位的必要参数。针对某给定太阳同步圆轨道，采用STK软件进行了轨道面与太阳光矢量相对位置关系(β角)的计算，确定了该轨道的高、低温工况位置。归纳了空间外热流的理论计算方法，以外接于卫星平台的空间相机为例，建立了外热流计算模型，采用IDEAS/TMG模块对给定太阳同步圆轨道的高、低温工况轨道周期内瞬态外热流变化进行了分析计算，得出了太阳辐射热流、地球太阳反照热流、地球红外辐射热流在轨道周期内的详细变化曲线，得到的结果可以作为空间相机热设计、热分析及地面热试验外热流模拟的输入条件。