当代航天技术的飞速发展对航天飞行器的先进材料与结构提出巨大需求。对于目前航天飞行器的蒙皮桁条壁板结构件,开发先进高效的连接技术是其制造工艺的重要发展方向之一。近年来,随着激光器的快速发展,激光焊接大量应用于铝合金结构件的连接。采用双激光束双侧同步焊接技术,实现某航天飞行器铝锂合金蒙皮桁条结构件的连接,是当前亟待解决的问题。本文基于此背景,采用工艺试验和建模仿真相结合的方法,开展某航天飞行器铝锂合金壁板蒙皮桁条结构件双激光束双侧同步焊接研究。首先,针对5A90铝锂合金蒙皮桁条结构试片件,开展焊接工艺试验研究。分析焊缝的宏观形貌和微观组织。并开展焊接接头的硬度,拉伸性能测试。采用扫描电子显微镜分析断口的微观形貌和断裂机理,采用能谱仪分析断口成分。其次,基于航天飞行器壁板蒙皮桁条结构件的真实尺寸,建立单桁条试片件,典型件(三桁条)和模拟段(七桁条)的三维几何模型。采用非均匀过渡网格技术,建立三个尺寸层次结构件的有限元网格模型。充分考察双激光束焊接的特点,编写热源子程序,实现热力耦合仿真的热源加载。同时,充分考虑焊接实验过程状况,实现边界条件加载和焊接路径加载。再次,分别采用“高斯面+圆锥体”复合热源模型和“高斯面+圆柱体”复合热源模型对单桁条试片件开展温度场仿真,对比分析两种不同热源模型的仿真结果。研究表明,“高斯面+圆柱体”复合热源模型的模拟结果更为符合实际的焊接结果。因此在此基础上,开展单桁条试片件应力变形仿真及实验验证。分析表明,单桁条应力变形仿真结果与实验测量结果吻合较好。最后,基于单桁条试片件试验和仿真获得的最优焊接工艺参数,开展典型件和模拟段在不同焊接顺序下的热力耦合求解。结果显示,典型件采用外侧对称焊接顺序“132”时,焊件的焊接残余应力和焊后变形均最小;当采用交叉焊接顺序“1537462”时,可有效减小模拟段的焊后变形。