目前,对于太空的探测任务受到世界各国的广泛重视,在我国航天技术不断发展进步,航天任务不断增多时,越来越多的航天器不断被送入到太空中。随着航天任务的技术要求越来越高,其需要在太空中所执行的操作更加复杂,液氢燃料由于其高效率无污染的优良性能,成为各国开展深空探测首选推进剂,但相比于传统推进剂而言,液氢极低的沸点致使其在复杂太空热环境中的存储与应用上增加了很大的难度。要开展火星探测及月球探测等载人航空探测任务,液氢等低温推进剂在轨存储技术是必须掌握的关键技术。本文针对航天器在空间热环境中的传热过程进行理论研究,得到了太阳防护罩、多层隔热结构和蒸汽冷却屏等热防护技术在空间环境中的热防护机理;对由多层隔热材料所构成的太阳防护罩得传热模型进行了分析,仿真分析了太阳防护罩的热防护性能及影响因素;建立平面太阳防护罩热防护方案和锥型太阳防护罩热防护方案,通过二者的仿真计算结果提出液氢在轨存储基础方案;最后结合之前提出的平面太阳防护罩模型、锥型太阳防护罩模型和液氢在轨存储基础模型,提出双防护罩液氢在轨零蒸发存储热防护方案,通过仿真证实其可以使液氢贮箱达到18K附近的低温区域,有效的防止了液氢受热蒸发带来的推进剂损失;同时,针对某些对航天器热防护措施总重量有明确限制的特定航天任务,对双防护罩热防护方案进行质量上的改进,提出低重量双防护罩液氢在轨零蒸发存储热防护方案。