本发明提供了一种零热膨胀卫星承载结构、卫星，涉及航天飞行器技术领域。该卫星承载结构包括多个胞元结构，胞元结构包括四个梁，各个梁依次首尾通过立方块相连；梁具有两个直杆段以及连接于两个直杆段之间的圆弧形曲杆段；曲杆段包括凹侧的第一曲杆部和凸侧的第二曲杆部，第二曲杆部的热膨胀系数大于第一曲杆部的热膨胀系数；曲杆段的弦长L3与梁的长度L之比的取值范围为0.4～0.8，曲杆段所对应的圆心角大于0°且小于或等于140°；四个梁中的两个梁的曲杆段向胞元结构的外侧凸起，另两个梁的曲杆段向胞元结构的内侧凸起。该卫星承载结构在空间环境中具有热尺寸稳定性。