星载一体化和姿态快速调整是目前国内外卫星发展的重要方向,对于光学载荷而言,星载一体化的设计使得载荷的边界接口增多,而姿态快速调整使得外热流的变化加剧,这两种趋势都给光学载荷的热控提出了新的挑战。星载一体化快响型空间相机是国内首次应用卫星与载荷一体化集成设计的空间相机,而且具备质量小,热控功耗小,成像快速等特点。在空间相机的主体框架上集成了星敏感器、太阳敏感器、GPS天线、数传天线和太阳帆板等设备,而这些设备的温度与光学系统的温度存在巨大差异,因此如何减小设备与相机间的相互影响成为热控的重要任务。受能源较小的限制,空间相机在轨期间主要处于太阳帆板对日定向的姿态,仅在对地成像时短时间对地定向。如何减小两种姿态下入光口外热流的大幅变化造成的入光口附近光机结构的温度波动是热控必须解决的问题。星敏感器在航天器上普遍应用,其自身精度、变姿速率、对温度变化的敏感性等均能满足使用需求,但普遍忽视的是星敏感器支架的热变形对定姿精度产生的影响。随着光学载荷的分辨率不断提高,星敏感器支架热变形在定姿误差的计算中越来越重要,对部分光学遥感卫星而言,对星敏感器组件的温度稳定性要求甚至超过对光学载荷的要求。基于CCD模式的星敏感器在轨工作时,要保证其温度稳定性,必须解决两个问题:一是星敏感器头部电子学及制冷机工作时的大热耗的散热,二是减小星敏感器入光口受太阳斜照时的大热流及阴影区在冷黑空间时的小热流交替变化对光机结构的影响。本文通过对一台星载一体化快响型空间相机和一套星敏感器组件两个研究对象自身特性的分析,讨论了热控面临的难点,进行了详细的仿真分析和热平衡试验,最终选用了适应各自任务需求的热设计方案,保证了温度水平和温度稳定性。本文主要工作及创新点如下:1.针对星载一体化快响型空间相机的热控开展了系统深入的论述、分析、设计,在边界隔热、遮光罩的表面处理等方面取得了技术创新;2.通过对星敏感器安装支架的结构/热联合分析和设计,有效地保证了星敏感器的在轨热稳定性。