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为了保证空间光学遥感器所需温度条件,以被动热控为主、主动热控为辅的原则对其进行了热设计。分析了其轨道环境特点,计算了遥感器轨道寿命内原子氧通量,选择了一种玻纤增强聚四氟乙烯复合膜(β布)作为多层隔热组件面膜。根据其工作模式和外热流特点,确定了三个极端工况,以对日低温工况热设计为主要对象。热试验结果表明:热设计满足遥感器光学系统温度指标,热控方案可行。热设计方法对其它低轨道、低能量航天器热设计具有一定的指导和借鉴作用。