本文对阿尔法磁谱仪AMS-02的航空电子设备进行了系统级的热设计、分析和优化，旨在为其建立一个可靠高效的热控制系统。研究来源于山东省科学技术发展计划重大项目“AMS-02热系统研究与设计”(2004GG1104006)。AMS-02是一个将在国际空间站(ISS)上进行的高能粒子实验，在标准工况下将产生2.4KW的内部热负荷，其中超过60％的热负荷由电子系统产生。电子系统热设计的主要目标就是确保各探测器的电子箱满足AMS-02所有环境工况下的非运行和运行温度要求。 文中首先对近30年来国内外航天器在热设计、热分析、热控制方法和技术上的发展进行了综述。找出AMS-02实验整体热控制的出发点，即最小程度的向真空舱散热，减小超流体氦的消耗，从而延长AMS-02的运行寿命。根据AMS-02最大的内部热负荷——电子系统的分布特点和性能要求，确定电子系统热设计的两个着眼点：即最冷工况下的加热片系统设计和最热工况下内嵌热管散热板系统的设计，这也是本文的主要研究内容。 其次，根据电子系统的组成制定初步的热控制方案。AMS-02各探测器的电子箱集中放置在正对真空仓WAKE和RAM侧的两个散热板上，按照功能不同可分为3类，即标准电子箱Crates，标准电源分配箱XPDs，电源分配系统PDS。另外，飞行时间探测器的4个高压电子箱也安装在散热板上。根据外部空间热负荷和电子系统内部热负荷的分布，以及各电子箱的温度范围要求，采用被动热控方式为主、主动热控方式为辅，热控件由主散热板、内嵌热管、自动控温加热系统、多层隔热材料和导热涂层构成的热控系统。 第三，将热控系统中的关键部件看作一个相对独立的子系统，分别对其建立物理模型和热数学模型，通过SINDA节点网络法进行各子系统间的导热计算，各子系统之间及与空间环境的辐射换热采用Monte Carlo算法，利用Thermal Desktop的RadCAD模块计算，各子系统的热边界条件通过各自的详细热模型与AMS-02系统模型和国际空间站ISS系统模型交互迭代产生，环境数据包括轨道平均温度，辐射传热系数，轨道平均热流量，以数组的形式，通过假想的平均有效辐射温度节点(MERAT)传递给各子系统。这种方法极大地简化了复杂航天器各子系统之间热数据的生成和传递。同时，本章给出了本文的关键分析工况——AMS-02在ISS上的最热和最冷极限工况的确定过程。第四，研究设计一套加热系统，完成所有电子设备在最冷工况下的生存、启动和运行温度要求。根据PDS双路电源分配模式(BusA ＆ BusB)和电子系统特定的启动顺序，分别设计了三路可以自动控温的加热系统——WAKE散热板加热系统，RAM散热板加热系统，PDS加热系统。这三个加热系统设有专门的温度控制器，主要利用两个功能设置-上限开启(Open on Rise)和上限关闭(Close on Rise)，在设定的温度点通过打开和关闭所控制的加热线路，调节加热片总功率达到控温目的。最后，对温度控制器在5个冷工况下的设计目标和加热片在ISS上最冷工况不同运行模式下的响应特性进行了分析和校验，结果表明加热系统完全满足设计目标，温度控制器控温准确，不同冷工况下的功率分配合理。 第五，对散热板内嵌热管的分布进行了优化布置，目标是解决电源分配系统PDS的过热问题。通过方案比较，综合温度指标和热硬件质量指标，最终确定以合理配置散热板内嵌热管的方案取代在PDS基板中加设热管的方案。另外，分别采用WAKE/RAM散热板的极限运行工况，对最终分布方式下的所有内嵌热管进行了最大传热能力计算。将热管视为具有高导热系数的热控元件，建立系统级热管传热模型，采用传热因子表示热管的最大传热能力，利用HEATPIPE应用程序求解。计算结果与西班牙IberEspacio公司的热管实验数据进行了比较，结果表明所有热管在最冷和最热工况下都能在极限范围内可靠运行。 最后，在加热系统和内嵌热管散热板系统设计的基础上，对电子系统的整体热设计进行系统级调整，分别考虑了电子箱与散热板之间连接件的导热和多层隔热材料的布置更新对热系统的影响。最后，对电子系统内所有电子箱的暂态温度响应进行了分析验证，工况包括最冷工况，最热工况和最小推进角工况，典型的运行模式包括电子箱的启动过程，断电8小时内的冷却过程和正常运行过程。结果表明所有电子箱都可以满足各自在AMS-02极限工况各典型运行模式下的温度要求，整套热控制系统可确保AMS-02电子系统的在轨安全运行。