轻质化和小型化是现代航天器的发展方向，传统航天器中电子设备安装所需的机盒、电缆等严重限制了航天器的这一发展。针对这一问题，本文提出了一种将电子设备和电缆等功能器件装配进蜂窝夹心板内，形成集机、电、热于一体的多功能结构单元。由于省略了机盒、电缆等，卫星的重量将大大减轻，体积将大大减小。　　接着，本文对电子器件内嵌后多功能结构单元将要面对的电磁屏蔽、散热以及热-结构耦合等问题进行了详细的分析。　　对多功能结构单元在太空中面临的高能粒子辐射问题，本文利用 SRIM软件分析了不同材料电磁屏蔽盒的对高能质子束的屏蔽效果，针对不同的蜂窝面板材料，在考虑航天器减重、材料热膨胀系数匹配以及电磁屏蔽等因素的情况下对屏蔽盒的材料做了优化选择。然后，建立了多功能结构单元的典型结构模型，利用有限元软件ABAQUS研究了在存在稳态热源（芯片）条件下结构单元的温度场分布情况，并且以核心芯片的温度作为被动散热效果的评价指标，利用正交分析法找出了影响多功能结构单元散热效果的主要因素和次要因素。　　采用电子器件内嵌设计后温度对其结构特性的影响将不可忽略，所以，接下来本文分别用顺序耦合和完全耦合方法计算了多功能结构单元在热源（芯片）作用下的热应力以及热变形，并将二者的结果进行了对比。最后，分别对常温和存在热源（芯片）情况下的多功能结构单元进行模态分析、频响分析和随机振动分析，找出了温度对结构特性的影响情况。　　论文最后对航天器多功能一体化结构未来的几个重点发展方向进行了展望。