更新时间：2022-08-25 12:35
航天器结构是航天器各个受力和支承构件的总成，一般分为卫星结构、空间探测器结构、载人飞船结构和航天飞机结构。它的作用是安装、连接各种仪器设备和动力装置，满足它们所需要的环境要求，承受地面操作、发射、轨道飞行和返回地面时的外力，并保持航天器的完整性。对航天器结构的基本要求是重量小、可靠性高、成本低等，通常用结构质量比，即结构重量占航天器总重的比例来衡量航天器结构设计和制造的水平，这个比值越小表示水平越高。航天器任务的多样性决定航天器结构形式的多样性。
航天器结构是指一个为航天器本体提供构型，承受和传递载荷，并保持一定刚度和尺寸稳定性的部件，是航天器的主体骨架。它既为航天器上其他分系统提供支撑、安装接口，使航天器各分系统的设备以及电缆、管路、防护材料等附属物体和器件能够与结构体本身集成为一个完整的器体，也为运载火箭和地面操作设备等提供各种接口关系和连接形式。在地面操作、运输、发射、空间运行、返回的全寿命周期的过程中，航天器结构要能承受振动、冲击、加速度、温度梯度等多方面的载荷。
航天器结构一般分为卫星结构、空间探测器结构、载人飞船结构和航天飞机结构。早期近地轨道卫星大多为固定式结构。为了增加航天器的功能和扩大航天器的尺寸，现代卫星和空间探测器也采用一些可展开式结构。这种结构在发射时藏在运载火箭的有限容积内，到了空间展开成较大的结构。需要返回地面的航天器，特别是载人飞船，对结构又有新的要求，从而形成与再入防热、着陆、救生、生命保障等要求相适应的许多特殊结构形式。随着航天飞机的诞生，又出现了兼有飞机、火箭和航天器特性的新型结构。
卫星结构虽然多种多样，但从功能上看大都由承力部件、外壳、安装部件、天线、太阳电池阵结构、防热结构、分离连接装置组成。为了达到多用途和提高经济效益的目的，后又发展出公用舱结构（见航天器设计）。
（1）承力部件 它与运载火箭相连接，承受发射过程中的推力和弯矩。因而需要有很高的强度和刚度。承力部件有以下几种形式：薄壁圆柱（或截锥）壳、波纹或蜂窝夹层圆柱（或截锥）壳、杆件组成的支架等。承力部件采用铝合金、钛合金和碳纤维复合材料等。
（2）外壳 它处于卫星的最外层，形成卫星的外表面，也可兼作承力构件。外壳的形状多种多样，如球形、多面柱形、锥形和各种不规则的多面体等。除维持外形外，外壳还应满足表面积、热控制、卫星内容积、各种表面开孔、空间辐射防护等要求。外壳的结构形式有：①半硬壳结构：由薄的外蒙皮、桁条、隔框等组装而成。外蒙皮的常用材料是铝合金，根据热控制要求经过必要的表面处理，如抛光、喷漆、镀金等。桁条和隔框常用铝合金型材制成，也有用镁铸件的。②蜂窝结构和夹层结构：一般由铝合金制成。现代也采用碳纤维复合材料作为表板材料。③整体结构：由机械铣切或化学铣切等整体壁板组装而成，它能减少半硬壳结构所需的铆接工作量并容易获得良好的刚度。④柔性张力表面结构：由张紧的柔性薄膜制成。如气球式卫星的外表面。
（3）安装部件 结构型式可以是仪器舱、盘式构件或支架。安装部件的功能是保证仪器设备安装的各种要求，如安装精度、密封性、热控制、防振、防磁等。为了保证足够高的刚度，可采用蜂窝夹层结构、波纹夹层结构、铸造或机械铣削的整体壁板和由型材组装的支架等。仪器安装面积不足时，可采用多层或多面的安装部件。
（4）太阳电池阵结构 安装太阳电池的构件。其结构型式有下列几种：①体装结构：在航天器本体表面直接粘贴太阳电池片。这种结构多使用本体的外壳，可以是半硬壳式结构或蜂窝结构、夹层结构，现代已发展为套筒式伸展结构，进入空间轨道后外筒沿导轨伸展，增加太阳电池阵的面积。②可展开式结构：可展开式的太阳电池翼，简称太阳翼。这种结构分为刚性折叠、柔性折叠和柔性卷式三种。刚性折叠式结构由刚性板通过铰链连接而成，以铰链弹簧为动力展开成翼状。刚性板用蜂窝夹层板制成，也有采用刚性边框和张紧柔性薄膜组合的半刚性板。柔性折叠式结构由薄膜和折臂式（或望远镜镜筒式）的展开机构组成。薄膜用玻璃纤维布或碳纤维布增强的聚酰亚胺制成，为防止电池相互接触，在薄膜间插入一层衬垫。柔性卷式结构由薄膜和支杆组成，可用卷筒卷成很小体积，其支杆类似金属卷尺，靠电机和传动装置展开成具有一定刚度的长直杆。
（5）抛物面天线结构 抛物面形状的天线反射器分为固定式和展开式两种：①固定式天线：反射器是一个大面积的薄壁构件，有蜂窝夹层、肋骨网式和薄壳三种结构型式，以蜂窝夹层结构用得最多。为了防止热变形影响天线的电性能，通常用膨胀系数很小的石墨纤维或有机纤维的复合材料来制作反射器。②可展开式天线：有撑伞一样展开的伞状天线、类似花朵开放的花瓣天线、鱼网式的张力索天线和桁架式天线。它们都由反射面部件、展开反射面的动力部件和支承反射面的部件组成。反射面部件一般由金属或非金属网等柔性材料制成。动力部件有弹性元件、可伸缩充气管或马达驱动的传动机构。
（6）分离连接装置 卫星在发射时必须可靠地连接在运载火箭上；入轨后又必须可靠地与运载火箭分离。为实现这种功能，采用了专用的分离连接装置。为减少分离时冲击的影响，卫星与火箭之间多采用包带夹块式分离连接装置，用侧向爆炸螺栓解锁。
空间探测器的型式多样，具有与卫星相同的部分，如承力部件、天线、太阳电池阵结构等；也有一些特殊型式的结构，如探测臂和着陆装置。探测臂往往由可以伸展的杆件组成，它的功能是把有特殊要求的探测仪器伸出探测器本体之外，以免受本体磁场或辐射的干扰，这种探测臂有时也用在卫星上。需要在行星或月球表面着陆的空间探测器采用着陆支架、着陆舱等着陆装置。硬着陆的着陆装置须有良好的缓冲性能。在行星或月球表面上行走的探测器（如自动月球车）则须有挠性轮之类的挠性结构，以适应凹凸不平的表面。
载人飞船与卫星和空间探测器的结构型式有较大区别。早期发射的飞船大多是截锥加上圆柱段，最外面都有防热结构。例如“阿波罗”号飞船的结构由救生塔、指挥舱、服务舱、登月舱等几大部分组成。救生塔是一个桁架式的塔形结构。它的功能是在发射过程出现紧急情况时，使飞船逃离危险区。登月舱是一个极其复杂的特殊结构，供载人登月之用。指挥舱的外形呈圆锥形，是需要返回地面的部分。它的外部由烧蚀材料层和不锈钢蜂窝夹层组成防热外壳。内部是铝蜂窝夹层结构的密封舱体，用多根锻铝纵梁加强。密封舱体为航天员提供可靠的工作环境。服务舱的外壳是一个铝蜂窝夹层的圆柱壳体。舱内有铝合金的径向壁板，用以安装主发动机、燃料和氧化剂箱等设备。载人飞船和返回式卫星在重返大气层时会遇到极高的温度，必须采用特殊的防热结构。
航天飞机一般由轨道器、助推器、外贮箱三部分组成。助推器实际上是两枚固体火箭。外贮箱与火箭贮箱类似。轨道器是返回部分，它是一个类似于飞机的薄壁结构，但增加了特殊的表面防热结构。约70%的表面上覆以陶瓷防热瓦，它与烧蚀防热结构不同，可以多次重复使用。轨道器分为前机身、中机身、后机身、机翼、尾翼等几部分。前机身又分为头锥和乘员舱两部分。乘员舱是由铝合金蒙皮和加强桁条焊接而成的密封舱。中机身是一个铝合金半硬壳结构的大型货舱，许多部件采用了新型复合材料结构。例如，主框元件采用硼纤维增强铝合金材料，大型的货舱舱门采用以碳纤维复合材料为表板的蜂窝夹层结构。货舱内有机械操作臂，它由三节杆件组成。
航天器结构设计是一个复杂、多学科交叉的工程问题，要求对在空间恶劣环境下工作的结构进行热学、静力学、动力学、材料性能等分析。为了顺利完成任务，航天器应尽可能不受外界干扰而维持正常的工作状态，但特殊的空间热辐射环境很可能导致航天器不能正常工作。多数航天器在轨道飞行期间，会周期性进出日照区和阴影区，使其经历冷热交变以及冲击热载荷作用，特别是当航天器从阴影区进入日照区时，受到的太阳辐射热流会骤然增加，很容易引起航天器的振动，即热致振动，而给航天器的姿态响应和数据信号获取等带来不稳定因素，甚至导致航天器失效。
针对大型空间结构，为了预测其在轨道热交变载荷作用下的动力学行为，主要结论如下：（1）悬臂梁、板结构的热致振动研究中发现了不稳定的热颤振现象；（2）卫星主体与太阳能板所组成的刚-柔耦合结构，在日出热载荷作用下，太阳能板位移的动态响应近似于准静态响应，而太阳能板的加速度响应出现了热跳变现象；（3）Ulysses自旋稳定航天器在热冲击载荷作用下，出现了振动中的拍现象，即热拍现象；（4）AstroMesh环状天线在热冲击载荷作用下并没有出现明显的振动，结构的热变形也很小，即结构具有较好的稳定性。
早期的航天器结构简单，基本上采用的是金属壳体薄壁结构。随着航天器功能需求的不断增加，材料工艺与设计手段的不断发展，航天器结构形式逐步向构型复杂，质量载荷比小，尺寸容积变大，刚度、强度、稳定性更高的方向发展。
按照结构形状及传递载荷性质分类，我国航天器的结构可以分为中心承力筒及箱板结构、密封壳体结构、杆系结构（也称桁架结构）、箱形板式结构和组合式复杂结构。除此之外，根据飞行任务及性质不同，还有空间太阳能发电站大型桁架结构、空间太阳帆充气结构、航天飞机结构、机械物理性能可变化的智能结构等。
航天器结构的发展趋势是复合材料结构将更多地替代金属结构，公用舱结构将得到更广泛的应用。随着大型航天器的发展，网络式、柔性、空间装配式等更新型的结构形式正处于研究阶段。