==热控制方式==

在轨道上航天器的温度变化很大，采用热控制把航天器（主要是内部仪器设备）的温度控制在一定范围内，以改善仪器设备的温度环境和减小航天器表面温度的波动和不均匀性(见 航天器热控制)。采用自旋稳定方式可使航天器的各部分均匀地受到日照。通过 发射窗口的选择可满足热控制对太阳投射角范围和最大阴影区时间的限制。对于发热仪器的相互影响问题，按工作程序和 发热量的不同，采取热源合理布局、保证一定的散热面积、设置必要的隔热屏障、在结构框架上布置热管和局部采用 电加热等措施来改善热环境。

原电池 (如锌- 氧化银电池)的重量随工作时间和功率的增加而增大，用于小功率短期飞行的航天器。 载人飞船用大功率的 燃料电池供电，它产生的水可供 航天员饮用。多数航天器用寿命较长(7 ～10年)的太阳电池阵和蓄电池供电，它的重量主要取决于所能提供的 瞬时功率,一般可达103～104瓦,功率更大或远离太阳的空间探测器，一般采用 核电源。自旋稳定卫星通常把太阳电池附在本体侧表面上，构成体装式太阳电池阵。三轴稳定卫星采用对日定向的 太阳电池阵电源系统，与体装式相比电池利用率约提高 3倍。镉镍蓄电池在日照区时充电，在阴影区时供电，它的寿命可通过控制 放电深度和环境温度来提高。例如,轨道周期为100分钟的 近地轨道卫星，放电深度一般取20％以下，而地球 同步卫星可增加到50％～60％。温度一般控制在 0～30°C之内。新型的 镍氢电池的寿命比 镉镍电池长，但尚未得到广泛应用（见 航天器电源系统）。

航天器的跟踪、遥测和遥控设备与地面测控站一起组成 航天测控系统，用以测量航天器的运行轨道和各分系统的性能参数，并对航天器进行遥控。一般以较宽的定向波束来满足运行时对地面测控站的覆盖要求。

载人的航天器需要有一套完善的 生命保障系统，指挥舱和 轨道舱是完全密封的，有调温、调湿、压力控制、供氧、供氮、二氧化碳净化和微量污染控制等环境保障设施，有供水、供食和废物处理等生活保障系统（见 载人航天器生命保障系统）。航天器的操纵系统应是既可自动控制又可人工操纵的，并有显示设备为航天员提供系统的工作情况。一般还有 救生塔等救生设备，在出现发射故障时将航天员推离 运载火箭。飞船和 航天飞机的轨道器应有能完成多种任务的姿态确定和控制系统，并能作变轨机动飞行。载人航天器还配备有人在舱外活动的设备和 航天服、遥控机械臂等。一次使用的航天器多用钝的、 轴对称旋成体外形的防热壳作为再入体的防热结构，降到离地一定高度后用 降落伞回收。多次使用的航天飞机，往往采用 升力体式的机身、 三角翼作大 攻角飞行和多次使用的防热层来解决气动加热问题。<ref>[https://ishare.iask.sina.com.cn/f/29Pwlop6uw9.html?utm_source=sgsc  航天器数字化设计与系统仿真技术]爱问文库网，2021-12-25</ref>