太阳能电池阵是航天器的核心供电设备，大型柔性太阳翼具有体积小、重量轻等优点，已应用于国际空间站等航天器。太阳翼在随航天器绕地球飞行过程中，会周期性地进出地球阴影区和日照区，在太阳辐射、地球反照等热载荷作用下，太阳翼各部件的温度会周期性地变化。在变化的温度场作用下，太阳翼会发生热变形，甚至诱发热振动。本文以某空间站实验舱和核心舱的大型柔性太阳翼为研究对象，研究太阳翼随空间站在轨运行期间的热诱发振动特性。　　本文解决了大型复杂柔性太阳翼有限元模型简化的关键技术。由于柔性太阳翼结构复杂，各部件的材料、几何尺寸不同，刚度、低阶模态的振型和频率各异。通过对柔性太阳翼各部件的工作原理和力学性能的分析，建立了柔性太阳翼的热变形分析、模态分析、振动分析所需的有限元模型。根据刚度等效原理，对太阳翼张紧机构的弹簧使用壳单元进行了等效替代，并进行了验证分析。对太阳翼阵面的柔性铰链进行了研究，通过有铰链模型和无铰链模型做比对，验证了无铰链模型阵面在一定张紧力作用时的合理性。　　为了研究柔性太阳翼的振动特性，对其进行了模态分析。在太阳翼桅杆的斜拉杆受不同预紧力作用下，对桅杆进行了模态分析；在太阳翼阵面受不同张紧力作用下，对阵面进行了模态分析；得到了桅杆和阵面在不同工况下的低阶模态的振型和固有频率。通过对桅杆和阵面的模态分析结果对比研究，验证了太阳翼整体设计中所用张紧载荷的合理性。　　为了提高有限元建模和数据处理效率，编写了大量Python有限元前后处理程序。柔性太阳翼的建模和分析使用Abaqus有限元软件完成，通过Abaqus有限元前后处理Python程序，极大地提高了有限元模型前处理和分析结果后处理的效率。　　本文深入研究了热诱发振动问题的相关理论和分析方法，提出了基于等效位移法的热诱发振动分析方法。本文以传热学、热弹性力学、动力学的理论为指导，以有限元分析方法为手段对大型柔性太阳翼进行热诱发振动研究，同时考虑热-结构耦合、刚柔耦合、几何非线性、材料非线性等问题，通过与相关文献的研究结果做对比，验证了该方法的正确性和可靠性。　　柔性太阳翼的热诱发振动分析分为两部分，第一部分是对太阳翼桅杆单独进行热诱发振动分析，并与相关文献的分析结果做对比，得到了相似的分析结果和结论；第二部分是对整个柔性太阳翼进行了多达10个甚至20个轨道周期的热诱发振动分析，得到了实验舱和核心舱柔性太阳翼在多个工况下的热诱发振动分析结果。通过两部分热诱发振动分析中桅杆的动态响应对比发现，桅杆与阵面之间由于刚柔耦合作用，桅杆在第一、二部分的分析结果中的振动情况不同。　　此外，对实验舱太阳翼桅杆进行了准静态热变形分析，其分析结果与桅杆及整个太阳翼热诱发振动分析结果做了对比。通过对太阳翼热诱发振动结果的分析，对太阳翼的安全性的评估提供了依据。　　最后，创建了桅杆几何参数优化的数学模型，并对实验舱太阳翼桅杆结构参数进行了优化。通过编写太阳翼桅杆的参数化建模Python程序，将modeFRONTIER优化软件与Abaqus有限元分析软件集成，对桅杆的12个几何参数进行了优化，优化后桅杆质量减小26.3％，优化效果明显。