为了满足卫星平台热控指标及空间相机桁架的精密控温需求, 同时尽量降低卫星主动热控功耗, 合理规划了卫星热传递网络, 并进行了相机高精度控温设计。根据卫星结构布局、单机功耗分布和低倾角空间外热流特点进行了任务分析, 确定了热设计的重点和难点。然后进行了卫星热控系统的详细设计, 通过标定测温电路, 采用多层表面均温措施和开设各组件间的热交换通道, 合理利用整星资源进行了一体化热控设计, 并进行了热仿真分析。最后开展了卫星热平衡试验, 对热设计方案进行验证。卫星在轨飞行数据表明, 卫星各单机温度处于-.5~28.8 ℃, 相机桁架的温度波动和均一性小于±0.15 ℃, 在轨平均功耗为9.3 W, 满足平台的控温指标与相机的成像需求。热控分系统质量为1.5 kg, 仅占比整星质量的3%, 为低成本商业遥感卫星的热设计奠定了良好的基础。

为解决有限热控资源下卫星多个光学遥感载荷及平台单机的热控问题, 对该卫星采取主、被动热控相结合的设计方案。首先, 根据卫星自身特点、热控需求及轨道外热流确定热设计的总体方案; 接着, 针对光学载荷和平台重要单机进行详细热设计说明, 并利用有限元分析软件计算卫星各组件的温度结果; 然后, 开展整星热平衡试验, 获取试验温度结果判断热设计的正确性; 最后, 通过对比卫星在轨遥测、热分析及热试验温度数据, 验证了该热设计方案的实际效果。在轨遥测数据显示: 主载荷相机温度控制在19.7~20.3 ℃之间, 光学小载荷温度控制在-31.2~6.6 ℃之间, 舱内单机温度在9.7~29.5 ℃之间。各温度结果均满足热控指标要求, 在轨数据与热分析及热试验结果偏差小于±3 ℃。表明该光学遥感卫星热设计正确可行, 热分析及热试验过程合理可靠。

星载差分吸收光谱仪是一种高精度的空间光学遥感器,基于被动DOAS技术,利用成像光谱仪获取高光谱、高空间分辨率的光谱信息。载荷的温度水平、温度波动 范围对仪器的正常工作与测量精度有较大影响,温控指标要求较高。由于光机结构紧凑复杂,且需兼顾光路系统的温度要求,导致局部散热成为整个系统中的 难点。为满足探测器对温度环境的要求,针对仪器的结构布局特点及热耗分布情况,提出了被动热控为主、主动热控为辅的设计方案;利用I-DEAS/TMG热分 析软件对光谱仪的在轨温度水平进行了仿真计算,得到典型工况下各散热环节的温度分布及温度波动情况。仪器进行了整机热平衡试验,验证了热 设计的合理性,并将试验结果与热分析结果进行了对比。试验结果表明：光谱仪各部件温度均能够满足指标要求,热设计合理可行。

根据二氧化碳探测仪所处的空间环境、结构特点和工作模式，采用被动热控和主动热控相结合的方法设计了它的热控系统。首先，介绍了探测仪结构及内热源,同时分析了探测仪的外热流，从而得到了热控任务难点。然后，对探测仪的各个部分进行了热设计，采用被动热控与主动热控相结合的方式进行了热隔离、热疏导和热补偿; 根据探测仪所处的空间环境和采取的热控措施利用TMG软件进行了热分析。仿真分析结果表明，光学系统主体框架的温度为13.3~21.7 ℃，满足了设计要求。最后，通过真空条件下的热平衡试验对热设计进行了试验验证，试验结果显示光学系统主体框架的温度为13.0~20.3 ℃，试验值与计算值基本一致，满足热控指标要求。得到的数据表明提出的热设计方案合理可行。

研究了紫外成像光谱仪热控制的特点, 指出采用常规热设计理念对紫外成像光谱仪散热容易造成散热面面积大、主动加热功耗高等问题。基于热管理技术, 提出采用统一收集和综合管理仪器热源产生热量的方法来解决紫外成像光谱仪的热控制问题。对紫外成像光谱仪的热设计验证试验表明: 低温工况下整机平均温度变化为18～20 ℃, 最大轴向温差变化为1.0～2.4 ℃; 高温工况下整机平均温度变化为18～24.5 ℃, 最大轴向温差变化为1.2～3.3 ℃; 均满足热控指标要求。结果显示: 采用热管理技术综合收集和管理热量能够提高能量利用率、有效降低热控系统规模。提出的方法对其它空间光学遥感器的热控制具有一定参考意义。

为确保工作在高空复杂环境下的光学遥感器获得高分辨率、高质量的目标图像，对透射式高空光学遥感器的热控制技术进行了研究。分析了光学遥感器的结构特点及航摄时的外界热环境，建立了光学遥感器的热交换模型，详细计算了传导换热、对流换热系数、气动热等热边界条件。针对该光学遥感器的热控指标，详细阐述了热设计方案。利用IDEAS-TMG软件进行了瞬态热仿真分析，并进行了热平衡试验和热光学试验。分析与试验结果表明，在模拟的高空低温低压环境下，2 h内透镜组温度水平为20 ℃±1.5 ℃，轴向温差不大于3.1 ℃，径向温差不大于1.9 ℃，CCD组件温度范围为20 ℃～29.4 ℃，均满足热控指标要求；照相分辨率为51.5 lp/mm，满足设计指标要求。分析与试验结果证实了设计方案的合理性与有效性。该研究方法和技术路线可为其他高空光学遥感器热控设计提供一定的参考。

作为LCD的主要原材料之一，偏光片的可靠性直接影响着LCD的使用寿命和使用效果。文章主要总结了偏光片可靠性的分级以及各种失效现象，并且分析了出现各种失效现象的原因，归纳出判定偏光片优劣的方法。

对空间相机大功率CCD器件进行了热设计以解决其散热问题，为了验证热设计的合理性进行了CCD焦面组件的热试验。首先，介绍了以传导为主要散热措施的CCD器件热设计方案，CCD器件的热量主要通过热管传递到冷源；然后，针对整个焦面组件进行了试验规划，特别对模拟冷板进行了专门设计；最后，在真空环境下进行了综合试验。试验结果显示，功耗为10 W的CCD器件连续工作70 min，在12 ℃冷源的情况下，能够控制焦平面器件的温度<35 ℃。该试验验证了CCD焦面组件热设计的合理性，并为焦面组件热分析计算模型修正提供了依据。

为确保空间光谱成像仪的温度水平和温度梯度满足指标要求，分析讨论了空间光谱成像仪整机热设计的特点，根据其结构特点和导热路径，给出了整机热设计方案。采用有限元数值分析方法，建立了整机热平衡方程和热分析计算模型，应用有限元热分析软件IDEAS-TMG在给定温度边界条件下进行稳态仿真分析，给出了整机热响应性能以及关键部件稳态温度分布云图。热分析结果表明，整机平均温度水平为17.3～23.7 ℃，温度梯度最大值为1.3 ℃，获得的分析结果能够满足热控指标要求，为提高整机的可靠性和热设计优化提供了理论依据。最后，通过试验对热设计方案进行了验证，验证结果与数值分析结果吻合较好，其最大偏差均不超过8%，验证了数值分析的正确性和温度预示的有效性。试验过程中整机平均温度水平为17.2～22.5 ℃，温度梯度最大值为1.4 ℃。

设计了高分辨率空间相机的电控箱，以解决其散热问题。首先，概述了电控箱热设计的基本流程。然后，采用了加导热片、表面发黑处理、填充导热填料等高可靠性的导热和辐射方式对需要散热的电子元器件、印制电路板以及设备机箱进行散热。通过真空条件下的热试验对热分析模型进行了修正，根据热试验和热分析的结果对热设计提出了增加机外热管的改进措施。最后，根据改进后的措施，利用修正后的模型对热控系统进行了热分析计算。结果表明，改进热控措施后电子元器件的结温温度为40.2～62.7 ℃，表明增加机外热管后器件散热效果明显。改进热控措施后热设计合理，所采取的热控措施能够满足设计要求。