太空飞行器主要结构的力学分析，是太空飞行器结构设计的重要依据。在太空飞行器结构质量比不断减小、结构刚度和固有频率有可能降低的情况下，通过动力分析正确判断在动载荷下结构的动态回响，可提高太空飞行器的可靠性。静力分析是早期太空飞行器结构分析的主要手段，方法成熟、简单而可靠。太空飞行器在运行时处于长期的冷热交变环境，由此引起的热应力和热变形对某些结构部件的功能有很大影响，需要进行热应力应变分析。

首先进行与结构本身特性有关的模态分析,然后结合外载荷进行动力回响分析。①模态分析:包括结构动态特性的理论分析和试验分析。目的是确定结构的模态参数，如固有频率、阻尼、振型。这种分析採用有限元素法。在结构複杂和所划分的有限单元数目过多时，採用简缩的方法使有限元模型的自由度减少，或採用模态综合法，把结构划分为若干子结构，先求出子结构的模态，再综合为整个结构的模态。通常用试验来检查理论计算结果的精确性，并找出改进模态精度的途径，试验方法与火箭振动特性试验相似。②动力回响分析：已知结构的模态特性，在给定外载荷下进行动力回响分析，确定结构的加速度、位移和应力分布。求解的方法有直接积分法、模态叠加法和福斯法等。用动力回响的分析结果，检验结构设计的合理性，例如，过大的位移会使部件之间碰撞；过大的应力会使零件产生断裂破坏；过大的加速度容易使安装在结构上的元、器件失效。③载荷分析：确定运载火箭与太空飞行器界面上的动态回响,属动力分析问题。早期採用的保守冲击谱法,是在飞行试验中测出运载火箭与太空飞行器界面上的冲击谱，取其包络线作为结构载荷。而广义冲击谱法则考虑了太空飞行器结构特性的反馈作用，使用了太空飞行器和运载火箭的模态参数，这种方法现代套用较多。瞬态法把太空飞行器和运载火箭的有限元模型结合在一起，对飞行过程中点火、分离、关机等重要时刻进行耦合的瞬态回响分析，可以得到比较精确的结果，但比较麻烦。

太空飞行器大多採用薄壁结构、加劲结构、夹层结构等轻型结构，在静力分析中除了进行强度计算外，结构的稳定性和变形分析十分重要（见飞机结构力学、火箭结构分析）。根据太空飞行器结构形状多样性的特点，多数情形需要採用有限元素法。在轻型结构分析中广泛进行最佳化设计，在满足强度和刚度的条件下使结构的重量达到最小。将结构的几何尺寸和材料的物理性能都作为最佳化设计的参数，从而扩大了结构最佳化设计的套用範围。

再入太空飞行器的热应力分析方法与火箭头部的热应力分析基本相同。空间轨道运行时的热应力应变分析，是太空飞行器特有的问题。对于一些太空飞行器结构来说热变形分析十分重要，如大型抛物面天线反射盘形状的微小温度畸变会影响天线的性能，大尺寸的可展开部件（如太阳电池翼、测量用的伸长臂等）的过大热变形会影响太空飞行器在轨道飞行中的姿态控制。为了进行分析，先计算出结构的温度分布，确定结构材料的力学和物理性能随温度变化的关係，再分析热应力与应变。解决这种非线性问题，有时需要作某些简化假设，须靠计算机来计算。

绝大多数一次使用的太空飞行器承受动载荷的时间很短，一般可不考虑疲劳与断裂。对于那些很薄的板壳构件，即使承受几分钟的振动也可能产生疲劳和断裂破坏，因此需要进行疲劳和断裂分析。

诸德超、王寿梅着:《结构分析中的有限元素法》,国防工业出版社，北京，1981。