本发明涉及一种温度稳定的星敏感器热设计方法，特别涉及一种温度高度稳定的星敏感器热设计方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明提出的一种温度高度稳定的星敏感器热设计方法，实现了星敏感器本体较高的温度稳定度，在阳照区、阴影区，星敏感器本体温度均处于19℃～21℃温度范围内；本发明实现了星敏感器遮光罩组件与星敏感器本体结构的温度解耦，实现了遮光罩前段与后段约30℃的温差，还实现了遮光罩组件后段与星敏感器本体结构之间最少约15℃的温差，大大降低了星敏感器遮光罩组件对星敏感器本体的温度影响。