为明确星敏感器支架受空间环境影响产生的变形对星敏感器定姿精度的影响，对星敏感器支架的结构/热稳定性进行了研究。通过有限元法对星敏感器支架进行刚度分析，将热分析获得的在轨极端工况下的温度数据映射至结构模型上计算得到热变形，利用最小二乘法得到各星敏感器光轴矢量，最后进行试验验证。结果表明：星敏感器组件的结构基频为429 Hz，与分析结果相差不超过2%，试验前后星敏感器光轴与基准坐标系各轴夹角最大变化不超过5″；在轨期间星敏感器支架最大温度波动小于2 ℃，星敏感器光轴变化最大为4″~5″，与分析结果一致。星敏感器支架的结构/热稳定性良好，能够满足星敏感器定姿精度要求。

地球同步卫星(GEO)激光通信系统的光学天线暴露在卫星外部，太阳辐射会对光学天线产生严重的影响，造成可通率下降，尤其阳光直接照射天线主镜时系统必须采取规避措施，影响更加严重。采用遮光罩可以改善太阳热效应对光学天线的影响，但受尺寸等限制，其效果有限。根据GEO 对地激光通信系统的结构和环境特点，分析太阳对光学天线主镜的辐照情况，设计一种在传统圆筒遮光罩内部增加栅板的改进型遮光罩，减小太阳光的直射角度范围。结合热控设计，对系统在太阳辐照环境下天线光学元件的温度变化情况及可通率进行仿真分析。分析表明采用改进型遮光罩后，系统的可通率由采用传统遮光罩时的93%提高到99.5%，基本达到全天时工作，极大地减小了系统的不可通时间，提高了链路的可用性。

对某LED灯开展了空气导流技术的散热设计，进行了有、无空气导流散热条件下的仿真分析，针对热分析模型进行反复修正迭代，得到了准确的仿真结果。仿真分析与试验结果表明，在有空气导流散热的情况下，LED灯的结温较无空气导流散热时降低约8℃，LED灯的使用寿命可延长2 000 h。进一步研究发现，基板下表面的发射率、接触热阻以及LED与对流孔之间的距离等因素对LED灯的散热均有影响，最终对各个影响因素进行灵敏度分析，给出了降低结温的几点建议。

对将运行于日-地L1点的太阳观测器进行了热设计, 重点论述了日-地L1点的轨道外热流计算和Lyman α日冕仪(LACI)反射镜M2光阱、Lyman α日冕成像仪(LADI)滤光片组件、CCD组件、电箱、观测器主体等部分的热设计方案。通过在探测器对日面设置集热板, 将观测器的主动加热功耗降低了73%; 选用预埋热管的设计方案解决了对日定向观测导致的框架温差问题。仿真分析结果表明, 在对日高温工作、对日低温工作、低温存储、轨道转移等4个极端工况下, 观测器各组件温度均满足指标要求。该热设计方案以较低的加热功耗, 解决了太阳观测器在轨工作阶段的散热、轨道转移阶段的保温等问题, 满足CCD焦面工作温度＜-50 ℃的要求。

考虑在低地球轨道中热控材料的性能变化直接影响航天器的温度, 本文从3个方面研究了多层隔热组件的在轨性能变化。首先, 介绍了地面模拟空间环境对热控材料的破坏试验; 然后, 重点对比分析了哈勃望远镜、长期暴露装置和国际空间站上多层隔热组件样本的试验数据,得到了相关的材料性能结果; 最后, 详细描述了哈勃望远镜维修用多层隔热组件面膜的地面筛选试验。通过对比在轨飞行数据和地面试验数据发现, 影响近地轨道卫星多层隔热组件面膜寿命的首要因素是原子氧和温度循环的共同作用, 紫外照射和带电粒子的影响相对较弱。该结论为地面加速试验的规划与修正和长寿命航天器的热设计提供了参考依据。

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。

提出在金属表面粘贴炭/炭复合材料来解决空间光学遥感器光机结构材料导热率低、温度梯度较大的问题。概述了炭/炭复合材料的基本特点并建立了钢板表面粘贴炭/炭复合材料的热传导数学模型。对钢板的裸板和单面分别贴0.5 mm和2 mm复合材料的3种状态进行了理论分析与温度测试试验, 获得了钢板在3种状态下的等效热导率。利用IDEAS-TMG有限元软件对模型进行了仿真分析并对钢板在上述3种状态下的传热性能进行了比较。对比结果显示, 粘贴炭/炭复合材料能很好地改善钢板的传热性能。最后, 将0.5 mm厚的炭/炭复合材料应用于低热导率的星敏感器安装支架(材料为TC4)的热控, 并对星敏感器支架粘贴炭/炭复合材料前后两种情况进行了温度测试试验。试验结果显示, 表面粘贴炭/炭复合材料后, 星敏感器支架测点温差由28 ℃减小为5 ℃, 提高了星敏感器支架温度均匀性, 表明该措施对改善空间光学遥感器上低热导率结构件的温度梯度很有意义。

分析航空相机光学窗口的热光学特性，选定熔石英作为窗口玻璃的材料，将热流密度加权分配到窗口外表面各个区域，并考虑整个窗口玻璃的辐射来计算其在一个工作循环内的温度分布。高空高速飞行时，气动热使窗口外表面的温度急剧上升，由于熔石英的导热率很小，窗口产生很大的轴向温差，分别取轴向温差55 ℃，70 ℃和90 ℃时的工况计算窗口热变形；光学窗口内、外表面的变形规律为近似球面，计算了其近似曲率半径，计算由面形变化和折射率变化引起的光程差并转化为Zernike多项式；将Zernike多项式系数带入Code V中考核窗口玻璃的光学性能，得到波像差变化量，其像面离焦量为-0.114 mm，调制传递函数的下降最大值小于0.01。结果表明，光学窗口满足光学性能的要求。

为了保证空间光学遥感器所需温度条件，本着被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计。首先，分析了遥感器在轨工作模式，建立了遥感器外热流计算模型，根据遥感器各面外热流变化,确定了3个极端工况。然后，以对日低温工况热设计为主对遥感器进行了热设计。最后，对热设计进行了热仿真分析和热试验验证。结果表明：镜组温度水平可控制在(18±1.5) ℃，且满足轴向温差要求; CCD器件温度变化为18~26 ℃，相邻轨道无温度累加。该热控设计方案可行，可对其它低能量、大窗口空间光学遥感器的热设计提供借鉴。