随着近年来航天领域的飞速发展,对于卫星的热分析和热控方案设计也变得越来越重要。本文将自旋式微小卫星作为研究对象,对其进行理论热分析和数值仿真温度分析,并有针对性地开展了热控设计。本文首先介绍了卫星的工作环境的特点,给出了其热平衡方程。根据卫星的体积小,质量小,自旋速度较大的特点对卫星进行了简化,建立了内、外双节点的模型,并根据此模型建立了热平衡方程。由于其热平衡方程中存在辐射项,因而求解较为困难。本文在求解卫星的热平衡方程中,分别采用了传统简化法与等效线性化方法以及龙格库塔算法三种方法。并对比分析了两种近似方法的优劣。分析结果得出两种近似方法的误差均较小,最大差值未超过10-2。在分析热容对于温度的影响时,对于外节点的平均温度,线性化方法的最大误差约为2%。但对于温度幅值,其误差较大,介于9.9～12.5%。之后对某微小卫星进行了分析,仿真模拟出的其工作的温度范围为-17.3～29.2℃,根据微小卫星的特性,初步确定了其采用被动热控措施的方案,包括镀金、贴膜,铺设隔热垫等措施。结果如下,对外表面镀金后,其温度范围为-8.9～42.2℃。在太阳能电池下铺设隔热垫,并在卫星的PZ面贴F46膜,温度范围变化为-21.2～16.6℃。在PZ面不采用贴膜,温度范围则为-14.4～22.7℃。对NZ面的电池片采取隔热后,其温度范围为-3.17～30.1℃。并在NZ面上镀金,温度范围为-0.73～33.4℃。对卫星内部的蓄电池组,考虑采用多层隔热材料对其进行包裹,并在底面进行隔热后,卫星的温度范围变化不大。