本文以带挠性附件航天器结构与姿态的耦合动力学为研究背景,利用Lagrange方程建立了基于混合坐标法的航天器结构-姿态动力学模型,对挠性附件结构的振动特性及与航天器的耦合关系进行了分析,提出了航天器结构-姿态联合仿真分析的方法,主要的研究工作如下:首先基于多刚体假设,利用欧拉方程推导了双自旋卫星姿态动力学方程,分析了双矢量姿态确定的精度问题,并给出了推广卡尔曼滤波姿态确定算法的递推步骤。分析了基于姿态动力学方程和四元数下的运动学方程,设计了双自旋卫星消旋平台的姿态控制PD算法,基于simulink软件建立卫星姿态控制计算机仿真模型,并通过仿真实验,验证了控制算法的有效性。其次,在结构动力学有限元求解方程的解法中,分别以中心差分法和Newmark法为代表讨论了显式算法和隐式算法的各自算法步骤、特点、稳定性条件及其适合使用的情况。利用Ansys有限元分析软件,对卫星—天线系统进行了比较完整的动力学分析,完成了基本数据的计算,获取了卫星—天线系统的固有频率及各阶振型。它不仅为天线结构设计提供所必须的频率与振型,而且通过分析结构参数和环境力/力矩对固有频率、响应特性的影响规律,为天线结构的优化设计奠定基础。在分析系统的固有频率和振型时,探讨了卫星—天线系统形成刚柔耦合的机理和力学本质,加深了对这类刚柔耦合影响的认识;强调了对这类系统进行刚柔耦合动力学分析的重要性。在此基础上,建立了离散的模态坐标系,通过适当的截取附件挠性结构的模态,得到了离散化的动力学方程,并求解了结构动力学与姿态动力学之间的耦合系数(包括平动耦合系数和转动耦合系数),此方法保证了较高的精度,同时也能为工程应用提供重要的参考价值。最后以某双自旋卫星星载天线为挠性附件,建立了基于有限元方法和刚体动力学相结合的航天器姿态动力学模型,并实现了航天器结构-姿态的动力联合仿真。结果表明:通过此联合仿真的方法能实现航天器姿态动力学全系统的性能分析和评估,在工程应用中有一定的参考价值。