航天器结构分析

航天器结构分析（ structural analysis of spacecraft ），航天器主要结构的力学分析，是航天器结构设计的重要依据。在航天器结构质量比不断减小、结构刚度和固有频率有可能降低的情况下，通过动力分析正确判断在动载荷下结构的动态响应，可提高航天器的可靠性。静力分析是早期航天器结构分析的主要手段，方法成熟、简单而可靠。航天器在运行时处于长期的冷热交变环境，由此引起的热应力和热变形对某些结构部件的功能有很大影响，需要进行热应力应变分析。

动力分析

首先进行与结构本身特性有关的模态分析，然后结合外载荷进行动力响应分析。①模态分析：包括结构动态特性的理论分析和试验分析。目的是确定结构的模态参数，如固有频率、阻尼、振型。这种分析采用有限元素法。在结构复杂和所划分的有限单元数目过多时，采用简缩的方法使有限元模型的自由度减少，或采用模态综合法，把结构划分为若干子结构，先求出子结构的模态，再综合为整个结构的模态。通常用试验来检查理论计算结果的精确性，并找出改进模态精度的途径，试验方法与火箭振动特性试验相似。②动力响应分析：已知结构的模态特性，在给定外载荷下进行动力响应分析，确定结构的加速度、位移和应力分布。求解的方法有直接积分法、模态叠加法和福斯法等。用动力响应的分析结果，检验结构设计的合理性，例如，过大的位移会使部件之间碰撞；过大的应力会使零件产生断裂破坏；过大的加速度容易使安装在结构上的元、器件失效。③载荷分析：确定运载火箭与航天器界面上的动态响应，属动力分析问题。早期采用的保守冲击谱法，是在飞行试验中测出运载火箭与航天器界面上的冲击谱，取其包络线作为结构载荷。而广义冲击谱法则考虑了航天器结构特性的反馈作用，使用了航天器和运载火箭的模态参数，这种方法现代应用较多。瞬态法把航天器和运载火箭的有限元模型结合在一起，对飞行过程中点火、分离、关机等重要时刻进行耦合的瞬态响应分析，可以得到比较精确的结果，但比较麻烦。

静力分析

航天器大多采用薄壁结构、加劲结构、夹层结构等轻型结构，在静力分析中除了进行强度计算外，结构的稳定性和变形分析十分重要（见飞机结构力学、火箭结构分析）。根据航天器结构形状多样性的特点，多数情形需要采用有限元素法。在轻型结构分析中广泛进行优化设计，在满足强度和刚度的条件下使结构的重量达到最小。将结构的几何尺寸和材料的物理性能都作为优化设计的参数，从而扩大了结构优化设计的应用范围。

热应力应变分析

再入航天器的热应力分析方法与火箭头部的热应力分析基本相同。空间轨道运行时的热应力应变分析，是航天器特有的问题。对于一些航天器结构来说热变形分析十分重要，如大型抛物面天线反射盘形状的微小温度畸变会影响天线的性能，大尺寸的可展开部件（如太阳电池翼、测量用的伸长臂等）的过大热变形会影响航天器在轨道飞行中的姿态控制。为了进行分析，先计算出结构的温度分布，确定结构材料的力学和物理性能随温度变化的关系，再分析热应力与应变。解决这种非线性问题，有时需要作某些简化假设，须靠计算机来计算。

疲劳和断裂分析

绝大多数一次使用的航天器承受动载荷的时间很短，一般可不考虑疲劳与断裂。对于那些很薄的板壳构件，即使承受几分钟的振动也可能产生疲劳和断裂破坏，因此需要进行疲劳和断裂分析。