随着先进飞行器性能的提高,高超飞行器在飞行过程中承受着来自于航空发动机喷气冲击或边界层压力脉动的高强度噪声压力,总声压级最高可达到180dB。同时,又由于航空动力加热、太阳辐射等,飞行器表面大致承受着1000℉—3000℉之间的高温。飞行器的薄壁结构在极其严酷的高温强噪声载荷作用下会引起强烈的非线性大挠度振动特性,从而导致结构过早发生疲劳失效现象。因此,本文采用理论分析与数值仿真计算方法研究了薄壁结构在热与声载荷联合作用下的动态应力响应,并根据计算所得到的应力响应,采用改进的雨流计数法结合线性累计损伤理论,得到了薄壁结构在热与声载荷联合作用下的疲劳寿命,重点就热载荷对疲劳寿命的影响进行了分析。首先,根据Von Karman大挠度理论,建立了薄壁结构在热与声载荷作用下的非线性大挠度控制方程,并就位移、应力及应变的关系进行了较为深入的理解。由于本文主要采用有限元数值仿真计算方法对热声响应进行求解,因此,也建立了薄壁结构在热与声载荷作用下的有限元运动方程。然后,利用有限元数值仿真计算方法针对四边简支矩形薄壁平板与四边简支薄壁柱壳在带有温度梯度热载荷作用下的临界热屈曲温度、模态频率以及在热与声载荷作用下的动态响应进行了计算,并主要针对不同类型的薄壁结构在热与声载荷作用下的动态响应进行了时域分析(时间历程)、频域分析(功率谱密度)、有效值分析。最后,针对具有四边简支条件的不同类型薄壁结构在热与声载荷作用下的应力时间历程,采用平均应力模型对其进行了等效处理,进而利用改进的雨流计数法以及线性累计损伤理论计算了不同类型薄壁结构在热与声载荷作用下的雨流循环矩阵及雨流损伤矩阵,并对不同类型薄壁结构的热声疲劳寿命进行了估算与分析。高温声疲劳是当前飞行器结构设计必须考虑的严峻问题,特别是飞行器上的薄壁结构。因此,本文中薄壁结构在热声激励下的动态响应与疲劳寿命分析可为薄壁结构抗疲劳设计提供初步性的依据,具有一定参考价值。