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本发明公开了一种航天器热致振动动力学响应评估方法，采用柔性航天器热致微振动耦合动力学分析方法，可比目前使用的二维悬臂梁加中心刚体组成的简化航天器热致微振动非耦合动力学建模方法得到更高精度的响应，更有助于分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器...
该专利属于北京空间飞行器总体设计部所有，仅供学习研究参考，未经过北京空间飞行器总体设计部授权不得商用。

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