航天器在发射过程中,其噪声环境恶劣,研究航天器在噪声激励下的疲劳特性,对保证航天器的运行安全具有重要意义。本文针对碳纤维蒙皮-铝蜂窝的太阳翼基板声学疲劳问题,使用FE/BEM方法,根据太阳翼基板实际模型情况,建立了其仿真分析模型,并以声学试验结果为目标,采用频率响应的模型验证方法,对仿真模型进行了模型验证。在此基础上,采用Miner线性累积损伤理论,结合试验测得的铝蜂窝结构的S-N曲线,预示并分析了复合材料太阳翼基板在噪声激励下的疲劳特性。噪声激励60s,太阳翼基板危险位置出现在蜂芯的约束区域及其蒙皮中心区域,太阳翼基板未出现疲劳破坏。在满足设计要求的前提下,由于蒙皮在混响声场激励下,多阶模态的应力幅值较高,疲劳寿命较蜂芯短,故太阳翼基板蒙皮极易比蜂芯先出现疲劳破坏。