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在地面上进行的空间环境试验是检验和保证航天器可靠性的重要手段。在航天器的热试验方面，常压下的热循环试验因其在试验周期和成本上相对于传统热真空试验的优势而在近几年被世界各航天大国所重视。随着航天工程的飞速发展，航天器的尺寸逐渐趋于大型化，对试验环境的要求也越来越高。这对更高性能航天器热循环试验系统的研制提出了紧迫的需求，也对高低温环境温度场的控制理论和技术提出了更高的要求。针对这些问题，本文从方法研究、机理研究、应用研究、实验验证和优化运行五个层面逐步展开研究，形成了一套基于混合对流传热的航天器热循环试验系统温度场控制理论。具体如下。 首先，以小型或组件级航天器热循环试验空间为应用对象，通过数值模拟，分析了三维竖直通道内层流混合对流传热过程的流场结构、温度分布、传热特性以及熵产特性。揭示了在同向以及反向浮升力混合对流传热条件下回流现象发生的临界参数，并将现有的混合对流回流机理研究从二维扩展到了三维模型。同时，明确了该回流现象对温度场、壁面传热以及系统熵产的作用关系，并得出了相应的关联式。 然后，针对在Rayleigh数Ra>1012的湍流混合对流数值模型准确性不明确问题，设计了湍流混合对流实验系统，并将其用于湍流模型的准确度检验。利用热线传感器和铂热电阻对测试平面上的速度、温度进行逐点测量，以获得流场在空间上的时均分布和随时间的脉动信息。采用三种湍流模型：RNG k-ε模型、L-B低Re数k-ε模型和SST k-ω模型，对强浮升力湍流混合对流传热的实验工况进行数值模拟。通过与实验结果中的时均速度、时均温度以及湍流度进行对比，发现L-B低Re数k-ε模型较其他模型能获得更精确的结果。 继而，利用L-B低Re数k-ε湍流模型，进行了特征尺寸为10 m的竖直通道内湍流混合对流传热的研究。分析了在不同方向浮升力下的回流流场结构和温度场分布，从而将混合对流传热的回流特性研究从层流扩展到大空间湍流。通过对温度分布的分析发现，由于同向浮升力产生的回流会导致竖直方向的温度分层，其温度均匀度远差于反向浮升力混合对流的情况。进一步地，定量分析了在反向混合对流时不同的送风速度、送风温度和形状参数下通道内的温度标准差和熵产数，并给出了其相互间的关联式，为系统的优化提供理论依据。此外，对熵产的研究表明，对于大空间湍流混合对流过程，由传热产生的熵产要远大于由摩擦阻力产生的熵产（数量级相差104以上），因此后者是可以忽略的。 进而，设计了基于反向混合对流传热的大型航天器热循环试验系统循环流程。针对实际系统固体壁面结构的复杂性，确定了基于固体导热零维参数模型和混合对流传热关联式相互迭代的运行参数确定方法。此外，提出了一种从目标温度出发，基于熵产最小化（EGM）和温度均匀度最佳化（TDM）的运行参数优化方法。另一方面，在实际大型航天器热循环试验系统中进行运行实验。实验证明了所设计的系统在优化运行参数下的温度均匀度能满足航天器热循环试验的要求。通过与数值模拟结果的对比表明，本文所采用的基于模化实验模型确定的湍流混合对流模拟方法以及采用的简化边界条件能满足实际大型热循环试验系统温度场优化的要求。 最后，以整个大型航天器热循环试验系统为对象，建立了系统各部件的热力模型，明确了在不同工作条件下系统中温度、压力和流量等参数的动态响应规律。所获得的大型航天器热循环试验系统的动态控制特性可为控制系统的设计提供理论依据。