航天器热控系统是保证航天器在高真空、高黑度、低温以及各种辐射的特殊空间热环境下正常工作的关键系统。航天器热控系统的设计是一个非常复杂的过程，涉及到多方面的热控制技术。从人类开始探索太空以来，航天器热控制技术为了适应航天技术的发展需求，内容不断丰富。但是随着航天技术的不断发展，应用卫星的新特点是长寿命和多功能，载人航天器的特点是重复使用、永久性和大尺寸，未来航天器将继续向大型化和小型化两个方向发展，这些新特点和发展趋势对热控系统提出了更严格的要求。 本文以航天器热网络理论为依据，分析了作为热网络理论基础的热网络方程，在建立过程中的关键参数，提出了计算这些关键参数的改进方法，并将该方法应用到对接机构和太阳电池阵的在轨热分析中，在对多层打孔隔热材料在轨热分析以及热性能研究的基础上，对空间对接机构进行了初步的热控设计。在全文中，一方面，对辐射交换系数计算中蒙特卡罗方法和太阳外热流的计算方法以及空间多层打孔隔热材料热计算模型进行了改进，对这些理论的研究都具有一定的学术价值。另一方面，利用新方法、新模型，分析了对接机构和太阳电池阵的在轨温度分布规律，明确了各种因素的影响特点，研究了多层打孔隔热材料的热性能，热真空试验过程中积累了大量的经验，这些都有着一定的工程应用价值。 首先，进行了热网络理论及关键参数分析计算。航天器热网络理论是航天器热设计中的重要理论，有效导热系数、辐射交换系数和外热流，是热网络方程建立的关键参数。这里对后两个参数的计算方法进行了分析。利用辐射交换系数和角系数的关系，计算复杂系统内表面间的辐射交换系数。在用蒙特卡罗法确定表面间的角系数时，采用切球法代替传统的方法来确定能束的发射方向，改进了原有的方法，进一步提高了计算速度。分解太阳辐射能量传递过程，提出的新方法将太阳外热流、太阳辐射交换系数和各种角系数联系起来。该方法可以大大减小计算耗时、提高计算精度，有利于程序的编制。太阳外热流计算时得到的表面间的角系数可以和辐射交换系数计算中所需的角系数实现数据共享，从而大大减小了计算工作量。 其次，进行了空间对接机构热分析。在单机设备形状的规则化处理和机构辐射换热的近似假定的基础上，建立了对接机构热分析的物理模型，并进行了节点划分，利用热网络理论，建立了空间对接机构热分析的数学模型，利用龙格-库塔法计算得到对接机构在轨温度。了解了对接机构各构件周期温度的变化规律和对接机构温度场的分布特点，着重分析了收拢情况下，对接机构外部构件、框架构件以及内部构件表面辐射特性对在轨温度的影响，为对接机构热控涂层的选择提供了重要的参考。计算结果表明只靠热控涂层的热控措施很难保证空间对接机构的温度满足设计要求，还需要采用多层隔热材料包覆或者电加热措施等。 第三，进行了空间用多层打孔隔热材料热计算模型及应用研究。多层隔热材料是航天器被动热控制的最基本手段之一，为了尽快地使材料排气，减小残余气体导热的影响，提高隔热性能，通常采用打孔的方法。分析了空间多层打孔隔热材料中导热和辐射的复合传热问题，在一定假设的基础上，建立了反射屏稳态、瞬态温度计算模型和投射辐射数值分析模型。分析瞬态温度计算结果，明确了空间多层打孔隔热材料在轨温度分布特点。分析在阴影区的恶劣环境下，多层打孔隔热材料的稳态计算结果，明确了几何参数、表面特性参数对材料热性能的影响。该研究对提高材料的隔热效果，实现材料的优化设计具有积极的指导意义。 第四，对接机构初步热控设计及热分析。借鉴国内外航天器热控设计经验，首先针对对接机构结构和工作特点，对不同位置处的设备构件，进行不同形式的多层隔热材料包覆，提出了被动热控方案，然后在热分析的基础上，在部分构件上施加了电加热的主动热控措施，并确定了加热功率。对有热控情况下，对接机构处于自主飞行阶段和对接阶段，不同轨道舱体边界条件的多种工况下计算结果分析，表明采用了初步的热控方案(包括被动、主动热控措施)后，对接机构各构件的温度满足设计要求。不同边界条件下的温度数据可为对接机构和航天器舱体更有效的连接提供有意义的参考。 第五，进行了太阳电池阵在轨热分析，并通过地面热真空试验对热计算模型进行了验证。航天器上大型外悬结构对在轨温度非常敏感，以太阳电池阵为例，数值模拟得到其在轨温度的分布，分析了电池阵表面辐射特性和轨道高度对太阳电池阵温度的影响。该热分析中，有效导热系数是热网络理论中最为关键的参数，利用简化的模型得到蜂窝材料各向等效热阻的基础上，采用热阻法计算得到电池板各方向上的有效导热系数。全面考虑布片效率和光电转换效率，根据不同位置处节点热网络方程的特点，建立太阳电池阵热分析的热网络方程组，采用ADI算法对方程组进行求解。各种因素对太阳电池阵在轨温度的影响分析，对电池阵的设计起到了指导性的作用。 最后，作者简要阐述了本文研究工作的不足，并对进一步的研究工作进行了展望。