地球轨道航天器在轨运行期间会周期性进出日地之间的光照区和阴影区,其附属柔性结构会受太阳冲击而产生瞬态温度梯度,进而诱发的振动是导致航天器失效的典型模式之一。热致振动可能引起航天器主体姿态角发生变化,甚至影响航天器的正常工作。因此,在航天器的预先理论设计中,必然会涉及到热致振动问题。本文基于小变形假设,建立了考虑刚-柔耦合、耦合热弹性和耦合热-结构三重耦合效应的热致振动分析理论模型,用以对热致振动进行稳定性和响应的分析。本文首先基于热弹性理论,推导了各项同性薄壁梁受太阳辐射状态下考虑结构应变率的热传导方程,利用连续体Lagrange方程推导了卫星舱体与薄壁梁刚-柔耦合系统的动力学方程。采用Laplace变换方法并使用Routh-Hurwitz稳定性判据推导了稳定性边界方程,并应用Runge-Kutta方法对动力学方程进行了求解。结果表明,刚-柔耦合效应和耦合热弹性效应都会对各向同性薄壁梁热致振动稳定性及振动响应产生一定影响。最后,根据复合材料薄壁梁理论,推导了圆截面复合材料薄壁梁的位移场和应变场。基于热弹性理论、复合材料力学和Hamilton原理推导了太阳热流辐射下卫星舱体与复合材料薄壁梁刚-柔耦合系统传热和运动耦合方程,并利用分离变量法和加权余量法对耦合方程进行求解。结果表明,复合材料薄壁梁的铺层角会明显影响薄壁梁热致振动的稳定性及动态响应。随着铺层角的改变,刚-柔耦合作用与耦合热弹性效应对于热致振动的影响程度会发生变化,进而热致振动的稳定性边界和振动响应也会发生变化。当薄壁梁以一定铺层角进行铺层时,刚-柔耦合效应和耦合热弹性效应的影响几乎可以忽略,同时,热致振动的稳定性大幅增加,振幅会变得极小。当薄壁梁的等效热膨胀系数因铺层方式变为负数时,振动方向会发生变化,且一直是稳定的。