在导弹、火箭、卫星等航空航天系统中,控制、测试都离不开电子设备,电子设备占据了系统重量和容量的相当大部分。而采用传统壳体结构作为电子设备的支撑和防护,电子设备的体积较电路本身而言呈数倍甚至数十倍增加,大量不规则结构的设备占据了仪器舱段的所有空间,使弹箭结构臃肿,布线凌乱,带来很多不利因素。本文针对传统宇航飞船和卫星系统中采用的大量铝制机箱和铜质电缆,从而导致设备体积大、质量重等不足,提出并设计了基于多功能结构集成技术的多功能结构样机。实现了样机电气功能、散热控制层、机械外壳等方面一体化设计,最大化地减小了设备质量和所占空间,并提高了样机的抗过载特性和可靠性。本文首先从多功能结构的概念入手,简要介绍了多功能结构的优点、设计方法、组件的功能及几项关键技术:MCM技术、柔性电路技术、多功能结构热控制技术。其次对原型机电路进行重新设计,论述了新样机的电路设计。然后分析了在多功能结构板上开设埋孔的应力集中情况,研究了不同形状、不同尺寸、不同位置的孔对应力集中的影响,及开多个孔时,孔间距对应力集中的影响。依据得到的仿真结论设计新样机的电路布局,并设计了系统结构,针对该结构做出了应力仿真分析、热仿真分析、动力学仿真分析从而验证了基于多功能结构技术设备的可靠性。在新样机设计完成后,对样机做了一系列实验:高低温试验、整机老炼筛选试验、整机振动筛选试验。通过以上实验验证样机是否能够满足实验要求。本文一定程度上证明了多功能结构集成技术应用于我国航天领域的可行性,促进了多功能结构集成技术在国内航天领域的推广和发展。