航天器在完成其特定任务时,不但对轨道有要求,而且对姿态也有要求。随着航天器的大型化和复杂化以及受到运载工具有效载荷的限制,出现了许多由薄壁管组成的大型空间柔性结构。这种结构具有尺寸大、质量轻、刚度低和热熔小的特点,这使得航天器在空间热流作用下极易发生热致振动,且航天器的姿态运动与挠性附件的柔性变形以及空间热流入射角之间相互耦合导致复杂的刚-柔-热耦合问题,使航天器的姿态稳定性分析极为困难。本文推导了空间热流入射角与系统姿态运动和柔性变形相互耦合的热传导方程,采用Jourdain变分原理、基于假设模态法建立了考虑热效应的挠性航天器动力学方程,并联立热传导方程和动力学方程得到了空间热流作用下挠性航天器刚-柔-热耦合运动方程。基于此刚-柔-热耦合方程,推导了空间热流作用下自旋稳定挠性航天器动力学方程和空间热流作用下万有引力场中圆轨道上非自旋挠性航天器动力学方程。提出了柔性体上作用的温度场的分解方法,将自旋航天器和非自旋航天器的刚-柔-热耦合方程分别简化为周期系数线性时变系统和线性时不变系统,并用相应的数值算例说明了此温度场分解方法的可行性。引入输入-状态稳定性的概念,讨论了空间热流作用下挠性航天器姿态运动及其柔性附件的变形相对于预期理想状态的有界性。根据李雅普诺夫变换和Floquet理论证明了周期系数线性时变系统和线性时不变系统的输入-状态稳定性条件与其零输入系统的李雅普诺夫稳定性条件的等价性。基于周期系数线性时变系统和线性时不变系统的输入-状态稳定性准则研究了空间热流作用下非自旋航天器和自旋航天器柔性附件的热致振动以及自旋稳定航天器和万有引力场中非自旋航天器姿态运动的稳定性。研究结果表明,对于非自旋航天器上的柔性附件由于结构阻尼的作用很难出现热颤振现象;但对于自旋稳定航天器上轴向柔性吊杆而言热颤振可能会发生。空间热流作用下自旋稳定的挠性航天器的自旋角速率满足一定条件时姿态运动是稳定的,否则可能失稳。万有引力场中圆轨道上非自旋挠性航天器的天平运动在热流作用下也存在失稳的可能性,但由于万有引力和系统结构阻尼的作用很难出现失稳的情况。