目前航天摄像装置已发展为航天任务中的重要组成设备之一。经过多年的研究,常规环境下航天摄像装置的研制已经日趋成熟,但随着航天光学设备应用领域的不断扩展,对极端环境下航天摄像装置的需求与日俱增。其中在航天相机的极端工作条件中,温度是影响光学系统的关键因素。低温会导致光学元件的变形,产生附加像差,影响摄像装置的成像质量甚至无法正常工作。因此,对低温环境下的摄像装置进行热分析并采取合理的保温措施是航天相机设计的关键技术之一。本文以应用于火箭液氧贮箱中的航天摄像装置为研究对象,其低温性和强氧化性是研究的重点,采用主动热控与被动热控相结合的方式对超低温环境下的摄像装置进行了保温结构设计。本论文分析了低温环境对航天摄像装置成像的影响,对国内外摄像装置的保温技术研究现状进行了总结。针对摄像装置的应用环境进行了热分析、振动分析和压力分析,建立了低温环境下摄像装置的理论分析模型。根据技术指标要求建立了摄像装置的初始保温方案,对摄像装置的材料及其关键部位进行了详细的保温结构设计。根据光机热集成分析的方法对光学窗口进行了详细的热设计,确定了光学窗口的厚度。运用ANSYS Workbench软件对有限元模型进行热分析,总结出了保温层厚度和加热功率计算的的详细计算方法,并对整机的动态温度变化进行了统计分析。结构分析过程中首先根据热设计的方案建立了结构分析模型。然后为了保证摄像装置在满足温度场的前提下达到力学场的要求,采用拓扑优化的方法对镜筒的支撑结构进行了详细的结构设计,确定了其最优的结构分布形式。随后对摄像装置的有限元模型进行了动力学分析。最后对整机模型分析结果进行了总结对比,验证了设计结果的合理性。通过分析结果建立了摄像装置的样机并对其进行了低温试验,验证了超低温液氮环境下摄像装置的保温性能。试验结果表明摄像装置在长时间的超低温环境中内部温度始终维持在-40℃~+60℃,并且能够获得清晰的成像效果,满足设计要求。