航天器热控制(又称温度控制)，是随着航天技术发展起来的一门综合多学科的新技术，是任何航天器必不可少的技术保障系统之一。它涉及材料学、热学、计算数学、化学、光学、流体力学、电子学、计算机科学以及试验测量技术等诸多学科领域它的任务是通过合理组织航天器内部和外部的热交换过程，使航天器各部位的温度处于任务所要求的范围内，为航天器的仪器设备正常工作，提供良好的温度环境。
简介
航天器是在十分严酷的温度条件下工作的，例如
返回式航天器要经历-200°C以下到 10000°C以上的环境温度变化。航天器的结构、仪器设备和所载生物都无法承受这样剧烈的温度变化。
人造地球卫星上的有些
红外遥感器还需要有超低温工作环境；
广播卫星的大功率行波管要求强化散热；一些航天器的电子设备舱要求均匀而恒定的温度环境；航天飞机则需要解决多次重复使用的防热问题。航天器热控制一般可分为空间运行段热控制和过渡段热控制。前者是各类航天器所共用的技术，是航天器热控制的主要内容;后者除地面段热控制以外,主要是返回型航天器和进入有大气行星的
空间探测器需要采用的技术。
空间运行段热控制
航天器在轨道上受到太阳和行星加热，并向温度相当于4K的
宇宙空间散热。宇宙空间是
超高真空环境，所以航天器是以辐射方式与周围环境进行热量交换的。空间运行段热控制可分为被动式和主动式两类。
被动式热控制
依靠选取不同的热控材料和合理的总装布局来处理航天器内外的
热交换过程，使航天器的各部分温度在各种工作状态下都不超出允许的范围。被动式热控制本身没有自动调节温度的能力，但它简单可靠，是热控制的主要手段。
一般常用的技术有：①在航天器外壳表面覆盖特殊的温控涂层，以降低表面的太阳
吸收率与
热辐射率比值，这是航天器常用的热控制技术；②在外壳不同部位或仪器之间布置
热管，把热端的热量导向冷端，减少部件、仪器之间的温度差；③在仪器或部件表面包敷多层
隔热材料或低辐射率涂层，防止热量散失或阻隔其他热源；④采用在熔化、凝固过程中吸收和释放热量的
相变材料，例如
石蜡、水化物等，以缓和某些元、部件的高低温交替变化。除此之外航天器内部仪器设备的布局使热源分布合理并安排足够的
传热通道，选择航天器外壳温度变化不大的表面作为仪器设备的散热
热沉，以减少仪器设备的温度波动。
主动式热控制
当外热流或
内热源发生变化时，自动调节航天器内部设备温度，并保持在规定的范围之内。主动热控制根据不同的
传热方式分为辐射式、
对流式和传导式三种:①辐射式热控制:当航天器内设备温度升高或下降时能自动改变表面组合
热辐射率，从而改变散热能力以保持设备的温度范围，如
热控百叶窗和热控旋转盘。②对流式热控制：在具有气体或
流体循环调节的航天器内部改变流体的
对流换热系数以实现温度调节，这类系统有液体循环和
气体循环两种。流体在泵或风扇的驱动下将航天器内部热量引出，流经外部的热辐射器排向
宇宙空间。③传导式主动热控制：将航天器内部设备的热量通过传导的方式散至外壳表面排向宇宙空间。热传导系数可以随设备的温度升降而改变，从而对设备温度起自动调节作用，如接触
导热开关和可变热导的热管。
电加热器也是航天器常用的主动热控制器件。电加热丝（片）安装在被加热部件上，通过遥控或自动控制加热。它的结构简单，使用方便，控制精度较高。
过渡段热控制
航天器在发射前的地面段、发射段（上升段）和再入
地球大气段或进入其他
行星大气段所采取的热控制技术。地面段热控制是各类航天器共用的技术；发射段热控制仅用于发射时没有
整流罩保护的航天器；再入段或进入段热控制是返回型航天器或进入有大气行星的
空间探测器采取的热控制技术。
地面段热控制
地面段热控制主要指航天器在发射场的温度控制。发射场存在四季和昼夜的
气温变化，为保证航天器的正常测试和适宜的起飞温度，在发射塔架上设有温度调节系统。地面段的温度控制比较容易实现，可以充分利用地面的电源、气源和低温系统。夏季采用
氟利昂冷却或其他低温气体的表面式或混合式
冷却系统；冬季采用电加热系统或热气系统。
发射段热控制
发射段热控制主要指航天器在运载器运送下飞离地面，穿过大气层进入轨道过程的热控制。用运载
火箭发射航天器时，航天器外面大多套有
整流罩，以使航天器内部能保持良好的环境。航天飞机运送航天器进入空间时，航天器装在它的货舱内，环境条件可以调节和控制。
许多返回型航天器和一些其他航天器用运载火箭发射时不带整流罩，发射环境比较恶劣，这些航天器在发射段直接经受
气动加热，温度迅速增加，入轨后初期受温升滞后的影响，航天器内部的温度仍继续升高，上升段热控制的任务就是防止
航天器结构和仪器设备过热。主要的措施是：①减少高温外壳传给内部仪器设备的热量；②增加仪器设备的热容量；③降低航天器在发射时的初始温度。
再入段热控制
这是
航天器返回技术和进入行星大气层技术中的一项关键技术（见
航天器进入技术）。利用大气阻尼可有效地消除航天器返回地球表面时的巨大动能，但是
气动加热会引起航天器表面产生高温。解决方法是降低气动加热量，加强航天器的对外
辐射散热和增加壳体的
热容和
潜热，通常需要专门设计再入（进入）防热结构。
国内外技术发展现状及方向
目前，航天器主要朝着两个方向发展，一个是大型应用卫星和长期有人照料的载人空间站，以及航天器的在轨组装、重构等，另一个是小卫星和微小卫星，必须解决高热负荷的向外排散、高度集成化所带来的传热问题、遥感器的精密控温等问题，空间系统攻防和深空探测的兴起也对热控分系统提出了新的要求，与此同时要求缩短研制周期，降低研制费用，提高工作的寿命和可靠性，这些都给航天器热控制技术带来了新的挑战。
国外发展
a.大功率热量排散技术
随着航天器功率的不断提高，热量的排散技术显得尤为重要，通信卫星的功率达到10kW以上的水平，最大可以达到18kW国际空间站总功率110kW，热控分系统辐射器的散热能力要求达到150kW。在这种情况下，依靠传统的航天器体装辐射器己经不能满足热量排散的需求，因此必须采用可以两面散热的展开式辐射器，以及辐射器的定向和控制技术，以提高辐射器的散热能力。
b.精密控温技术
为得到科学任务的高精度科学数据，要求机械硬件保持尺度的精确稳定。而影响机械稳定的关键是硬件的温度分布。非常精密的温度控制是保持尺度高稳定性的途径之一。典型的空间结构如光学装置、大型天线和用于干涉测量的大型结构。所采用热控技术包括回路热管、主动冷却回路、机械热开关、可变发射率装置、高性能隔热组件及
相变材料储热。在这方面，有代表性的是
哈勃望远镜，采用了在每个镜片上设计尽量多的主动控温回路的办法和在只要有漏热的位置即设置保护加热器的方法，例如，仅一个球面反射镜背部就有3fi个精密控温回路。回路位置设置合理，回路间相互关联且调整能力较强。哈勃的光学器件的温度梯度也因此被控制在2℃范围之内。
c.深冷环境下热量的收集和输运
对于工作在深冷环境下的遥感器来说，必须解决深冷环境下热量的收集和输运问题。国外主要从低温CPL和LHP方面进行研究，它们可以使探头和低温制冷器相分离，这样减少了制冷器对其的振动和电磁影响，低温CPL/LHP还有热二极管的功能，在制冷器停止工作或工作不正常的情况下，可以防止后部的漏热。1998年在航天飞机上进行了以氮为丁质的低温CPL的
飞行试验，结果表明启动正常，在80K左右的传热能力为2.5W，以氖和氢为工质的地面试验已经进行，启动正常、传热能力达到数瓦，下一步是要研究以氦为工质的低温两相回路，在2到4K温度，传热能力达到数毫瓦，而
稀释制冷机与氦吸收制冷机可以达到0.1~0.25K的温度。
国内技术现状
随着我国空间技术的发展，航天器热控制技术也取得了很大的成就，十年来先后开展和完成了以资源二号卫星为代表的对地观测遥感卫星热设计，东方红三号乎台通信卫星和东方红四号
大容量通信卫星的热设计，新一代
返回式卫星热设计，载人七船热设计，以及小卫星的热设计。在这些整星(船)的热设计过程中，采用了一系列新型热设计技术，如中等口径光学遥感器的精密控温技术、热管辐射器散热技术、密封舱整舱精密温度控制技术、单相主动流体回路热控制技术、大面积电动百叶窗技术等。这些技术的采用对于完成上述型号的热设计起到了至关重要的作用，也使我国航天器的热设计水平有了一个较大幅度的提高。
通过国际上先进的热分析软件的引进、热分析模型的不断修改和完善，以及对于热控材料相关数据的整理和测试，航天器热分析水平有了很大的提高。目前对于某些积累了一定的
飞行试验数据、热控设计继承性较好的型号，热分析结果与地面试验及飞行试验数据相比，大部分的误差在S℃的范围内，这样可以减小地面试验规模，节省试验工况，加快研制进度。同时由于热分析手段和水平的提高，对于随着系统的复杂程度提高，以及对航天器资源利用的限制，在方案阶段更多地开展了分系统的优化设计，提高了设计水平。