甚宽视场相机作为高分六号卫星的核心载荷，具备65.6°视场、862 km超大幅宽和8谱段成像能力。针对其自由曲面离轴四反光学系统的结构特点和任务需求，采用复合型多层隔热组件进行热隔离、高导热率石墨膜进行热疏导及分级热控等措施进行了热控设计，实现了光机结构的精密控温和高热耗/热流密度电子学设备的高效散热，并利用有限元分析软件UG12.0/Space thermal仿真分析了相机高、低温工况下的温度；通过对比热分析、热试验及卫星在轨遥测温度数据，验证了该热控方案的实际效果。在轨遥测数据显示：光机结构在轨温度水平为19.7~20.3 ℃，温度梯度最大不超过0.4 ℃，CMOS焦面组件每轨摄像12 min的情况下，温度波动在19~24 ℃，均满足热控指标要求，遥测数据与热分析及热试验结果偏差小于±0.5 ℃。表明该相机热设计正确可行，热分析及热试验过程合理可靠。

Hα太阳空间望远镜具有对日光谱成像及全日面成像功能，具有多功能、高度集成化的特点。它位于卫星载荷舱内，在轨姿态多变，并且具有连续观测的工作模式，焦平面组件及电单机工作热环境苛刻，对热设计提出较高要求。通过星载一体化设计及相机结构合理布局，在卫星舱板靠近相机处预留辐射散热通道，合理设计散热面将工作热耗快速导出，保证各部组件温度满足指标要求。搭建热平衡试验平台，对高低温工况下的热分析和热平衡试验及在轨数据进行对比，同一工况下各电单机最大温差≤4 ℃，对热设计的正确性进行了验证。保证了Hα太阳空间望远镜在复杂空间环境下的正常工作，对此类空间太阳望远镜热控设计具有一定的借鉴意义。

针对某空间摆扫相机系统，为了保证空间红外相机获得轻质、可靠的摆扫头部，且各反射镜均具有良好的面形精度及较高的一阶固有频率，对其摆扫部分的结构进行了针对性研究。选择了铍铝合金材料作为Φ750 mm口径主反射镜材料，以钛合金材料的柔性支撑结构支撑，安装在铍铝合金材料的主镜室内。包含次镜组件、次镜支撑和遮光筒，整个摆动部分总质量为17.5 kg。采用有限元方法对反射镜组件在力热耦合状态下进行了仿真分析，结果表明反射镜全口径最大面形误差RMS值为27.04 nm，满足全口径范围内面形误差不低于λ/20(λ=632.8 nm) 的要求。摆动部分一阶谐振频率为122 Hz，为控制系统预留了较大的带宽。实体模型的力学试验结果与有限元分析结果接近，表明满足总体对摆扫部分的设计要求。