热环境适应性是航天器在轨运行需要重点关注的一大问题。对接机构是一种能使两个航天器在空间实现对接并组合成一体的机电设备（装置）。对接机构安装在航天器（如空间实验室）外面，在不对接的时候长时间暴露在太空中，经受极为恶劣的热环境冲击。为确保对接机构能在恶劣环境条件下工作，其工作温度必须始终保持在设计许可范围。　　 本文围绕空间实验室对接机构热控技术遇到的几个关键问题，从理论分析和地面热平衡试验两方面展开比较仔细的研究。集中说来，论文主要作了下面几个方面的工作：　　 第一，完成空间实验室头部对接机构优化热控方案的改进设计及热控改进方案的计算和验证工作。本文所指的热控方案的优化设计指被动热控的轻量化和主动电加热的详细化设计，而非数学意义上的优化设计。优化改进方案的标志性成果是重量减少6kg，隔热组件包络直径减少260 mm。捕获锁、丝杠安装座齿轮系统等机构关键部位的温度不仅处在设计规定范围，而且还有适当温度余量。优化方案已通过验证计算，价值重大。　　 第二，完成了对接机构地面热平衡试验工作。主要研究内容有：(1)提出对接机构地面热试验方案。根据对接机构的结构特点和空间实验室可能的飞行姿态和轨道参数，按照必要、有用、经济原则，计算、确定地面试验的极限工况和程序，包括确定地面仿真试验需要保证的空间外热流大小及电加热片空间外热流模拟（实施）方案；(2)参加试验；(3)处理数据，完成研究报告。在热沉温度低于100K，内径4m，高6m，真空度优于1.3×10-3pa的真空罐中进行的这一对接机构地面热平衡试验，是我国首次完成的航天工程用对接机构地面热真空模拟试验，所得数据和结果可信（见第三章），可直接服务于航天器热控设计。就理论价值而言，热平衡试验还可为对接机构热分析模型的修正提供温度数据支持。　　 第三，利用对接机构的热试验数据对热分析模型进行修正，提出一种基于参数化节点群的航天器热网络模型修正技术。节点群的基本概念是前人已有提出，本文贡献主要在这一概念的实际应用，采用部分热网络参数修正法，通过分析试验值和仿真值可能出现的差异，确定引起这一差异的决定性参数，然后建立关于决定性参数对应节点群的局部热网络方程，最后利用该局部热网络方程进行决定性参数的修正。依据计算得到的温度分布状况和地面热平衡试验测得的温度，利用傅立叶定律外推得到其它节点的温度。采用参数化节点群整合方法，可以大大减少需要修正的系数数量，使热模型修正方法变得实际可行、有效。算例表明，利用本文提出的热模型修正技术，可以明显减小温度计算值和试验值的偏差，使热网络方程的数值结果与在轨飞行器的实际温度较为一致。　　 第四，提出空间实验室尾部对接机构热问题的数理模型。与头部情况不一样，由于两个高温变轨发动机的辐射热流项将进入机构的能量守恒关系式中，使得尾部问题的数学表述和求解变得复杂起来。就计算对象而言，这是一个由对接机构、发动机组构成的空间复合系统，而不是单一的对接机构装置；影响对接机构温度变化规律的外界因素已不只是冷黑真空环境和交变空间外热流的作用，还有不可忽略的高温发动机热辐射影响。计算不仅针对机构本身诸部件单元，还必须同时联立求解高温发动机的喷管壁温，热网络方程中所有项的系数必须据此做相应调整。　　 第五，利用本文提出的数学模型，完成空间实验室尾部对接机构在有、无热控措施下以及在自主飞行阶段和变轨期间的热分析工作。由于计算对象（单元）在有无热控措施时差异较大，由于不同飞行期间（阶段）在轨航天器实际飞行姿态、轨道参数、接口温度边界条件等工况改变比较频繁，加之还有高温发动机热影响的介入，给编程计算带来一定麻烦，计算量也较大。热分析所得多条结论（见第六章）多为设计重点关注的问题，较具实用价值，并与地面模拟试验数据较一致。所用方法和程序适于神舟飞船和空间实验室对接机构的热控设计，研究实际价值重在工程应用。