本发明公开了一种纳卫星磁力矩器空间温度补偿姿态控制方法，具体包括以下步骤，步骤一、分别建立本体系和轨道坐标系；步骤二、在消旋过程中，获取纳卫星姿态参数和磁力矩器参数，并建立基于温度补偿的消旋控制律；步骤三、在捕获过程中，获取纳卫星参数、磁力矩器参数且通过进行优化处理，建立基于温度补偿的姿态捕获控制律；步骤四、通过基于温度补偿的消旋控制律和基于温度补偿的姿态捕获控制律对磁力矩器进行控制，以控制卫星姿态；通过采用温度补偿的方法来提高卫星姿态控制的精度，缩短控制周期，验证了其有效性，使该方法相对于无温控纳星系统具有良好的工程应用前景，对于低成本微小卫星研制提供了开阔思路。