星载光机电设备兼有光学系统和运动机构的特点, 前者温度指标要求高, 后者构型复杂并且相对星体其他部分运动, 这给热设计的验证带来困难。文章以光机电设备激光通信终端为例, 提出了热设计的间接验证方法, 即通过地面试验数据修正热分析模型、再由热分析模型预示在轨温度, 进而验证热设计。设计了热平衡试验, 并根据试验结果修正了模型, 修正后的试验模型计算结果与试验结果基本一致, 81%的测温点偏差小于5 ℃, 模型较好地反映了真实的热物理状态, 其预示的在轨温度可用于验证热设计。对比了轨道计算温度与飞行温度, 81%的测温点偏差小于4 ℃, 证明了间接验证方法的正确和有效, 满足星载激光通信终端的应用要求。所述的验证方法显著降低了热试验的难度, 对多姿态与高温度指标的光机电设备具有借鉴意义。

星载激光通信终端二维转台伺服机构是一种高精度指向调节机构, 工作时对温度场稳定性及均匀性有较高要求, 空间热环境剧烈变化是诱导其温度波动的外因。为达到在轨温度场精稳控制, 提出了一种GEO星载经纬仪式激光通信终端二维转台伺服机构温控方案, 通过机电热一体化结构设计选材、主动跟踪控温、散热及隔热设计等技术途径, 实现了空间大尺寸的高精密二维转台伺服机构温度场稳定性与均匀性的精稳控制, 并经过热试验与热分析综合验证, 结果表明: 工作轨道全寿命期间, 伺服机构核心部件温度稳定控制在22.3～34.6 ℃范围内, 温度场均匀性可控制在4 ℃以内。

地球静止轨道星载光通信天线在每天午夜时分存在太阳光入侵问题，为分析太阳光入侵对天线的温度场影响，建立了地球同步轨道通信卫星的激光通信终端热分析模型，对光学天线进行在轨温度仿真。计算结果表明，当太阳光倾角为±8.8°时，午夜太阳光入侵对主、次镜的温度影响高于太阳光倾角为0°的时段。光学天线太阳光规避策略可有效减小午夜太阳光入侵对其温度的影响，当机动角度为40°时，选取“零点前2.0 h开始机动/零点后2.5 h停止机动”的时刻组合可获得最长的连续工作时间。

地球同步轨道（GEO）星地激光通信终端为开敞式结构，其光通信天线裸露于卫星舱外，受交变剧烈的空间外热流影响，光通信天线符合温控要求的在轨有效工作时间每天仅有4~6 h。基于现有热控技术基础，通过对太阳窗的设计削弱空间外热流的影响，改进系统热稳定性，并基于有限元分析得到使光通信天线系统热稳定性最佳的太阳窗光热特性参数优化设计，使其满足太阳透射率较高、吸收率较低，并且内、外表面红外发射率均较高的要求。采用上述太阳窗优化设计，光通信天线次镜可全天候满足温度指标，主镜全天中满足温度指标的时间可达12 h，二者有效工作时间分别为基础方案（未采用太阳窗）的3倍和2倍。