为了满足惯性传感器地面弱力测量系统的超高温度稳定性要求，对整个系统进行了热设计。首先，介绍了惯性传感器地面弱力测量系统的结构、敏感结构传热路径和内部热源。其次，根据系统热控指标要求，提出了采用三级热控结构和比例积分微分(PID)控制算法相结合的高精度热控方式，减少温度噪声对惯性传感器探测灵敏度的影响。然后，采用UG/NX软件建立有限元模型，并进行了不同工况条件下的热分析计算，得到了惯性传感器地面弱力测量系统在时域上达到平衡后的温度变化值为(1.2~1.6) ×10⁻⁵ K。最后，将惯性传感器地面弱力测量系统在时域上的温度分布在频域上进行描述，得到惯性传感器敏感结构的温度稳定性结果。分析结果表明，在当前热控措施下，惯性传感器敏感结构的温度稳定性均优于10⁻⁴ K/Hz^1/2，满足热控指标需求，热设计方案合理可行。

结温升高是影响主控振荡放大(MOPA)半导体激光芯片输出功率的重要因素，为解决MOPA芯片的多电极封装和高效散热问题，提出了一种正装和热扩散辅助次热沉相结合的封装结构。建立了该封装结构的3D热模型，对比研究了倒装封装结构、正装无辅助次热沉结构与正装有辅助次热沉结构对MOPA半导体激光器结温的影响。计算结果表明，采用正装有辅助次热沉结构与倒装封装结构散热性能接近，且显著优于正装无辅助次热沉结构，结温降低幅度最高可达40%。另外，采用正装有辅助次热沉封装结构的MOPA半导体激光芯片在连续工作条件下输出功率为10.5 W，谱宽可实现半高全宽小于0.1 nm，中心波长随电流的变化约14 pm/A，实现了10 W级MOPA芯片的封装，验证了该封装结构的有效性。

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。

为了近距离清晰拍摄某高速运动目标的碰撞过程，研究了一种高帧频摄像系统。由于摄像系统的前端可能遭受碰撞碎片的损坏，研究了一种保护窗组件。针对成像单元的FPGA在极端高温+70 ℃时温度过高的问题，研究了一种导热装置。采用七组成像单元在顺序脉冲的控制下接续拍摄的方法，实现了5万帧/秒的高帧频成像。保护窗组件采用了三组保护窗玻璃自动移动更换且可自锁的形式，采用蜗轮蜗杆传动机构实现了大传动比驱动和自锁功能，采用霍尔传感器对保护窗的位置进行实时反馈。导热装置中间部分采用了柔性的高热导率石墨板，既有效地将FPGA的热量传导至主壳体上，又解决了装调节环节中刚性导热装置的过定位问题。对装配好的高帧频摄像系统进行了相关的力、热实验。实验结果表明，保护窗组件自锁和移动切换功能正常，高帧频摄像工作正常，实测拍摄帧频为50 050 帧/秒，满足近距离清晰拍摄某高速运动目标碰撞过程的要求，具备一定的防护能力和热环境适应能力。

为了保证应用平台在轨任务期间的星敏感器正常工作，需要对其进行热设计。结合微型星敏感器组件的空间环境外热流、安装布局以及工作模式等条件，在热分析优化的流程上考虑了光机热等多种因素影响，设计了微型星敏感器组件的热控方案。该热控方案提出采用主动电加热以及遮光罩与星敏本体均温化的设计思路，解决了微型星敏感器组件在轨期间的空间热环境复杂、温度控制要求高、散热途径受限于安装结构等问题，保障了微型星敏感器组件有效、可靠的工作。建立了I-DEAS /TMG 有限元分析模型，开展了高、低温工况下的星敏感器组件的热控仿真，分析了星敏感器组件的温度分布以及均匀性等仿真结果，最后进行了地面试验，验证了热控方案的正确性，满足星敏感器组件热设计要求。文中工作可为后续在轨平台的微型星敏热设计提供参考。