本文的主要研究内容为建立一种搭载可展开式天线反射器的挠性航天器的动力学模型并分析其结构及在轨动态响应特性。该航天器的中心平台通过连接杆与环形桁架式天线反射器连接。当航天器在轨机动时,中心平台的刚体运动会使连接杆产生明显的结构振动。同时连接杆由于周期性的弹性振动会给中心平台施加一个大小与方向均随时间变化的扰动力,这对航天器姿态稳定性会产生不利的影响。因此本文的研究内容对于改进航天器结构设计,降低挠性附件振动幅值以及提高航天器的姿态稳定性具有重要的意义。本文首先建立了挠性航天器的有限元模型并求得了自由边界条件下航天器的固有频率和振型。然后利用有限元和多体动力学软件Adams联合仿真对航天器姿态调整过程进行了刚柔耦合动力学数值模拟。由于有限元方法得到的航天器动力学模型阶次较高无法用于姿态控制律的设计且多体动力学软件Adams建立的航天器动力学模型是一种零次刚柔耦合动力学模型,无法求解航天器做高速旋转运动时的动态响应,本文利用一次刚柔耦合动力学建模理论建立了航天器的简化动力学模型并对航天器做高速旋转运动时的动态响应进行了数值求解。为了研究连接杆结构和材料特性以及反射器质量大小对航天器动态响应的影响,本文计算了连接杆横截面积、密度、弹性模量和反射器质量取不同值时航天器的动态响应,并分析得到了其影响规律。由计算结果可得如下结论:航天器在轨机动时中心平台会使挠性附件产生显著的结构振动,其最大振幅为厘米级;挠性附件由于弹性振动会给中心平台施加一个大小和方向均随时间变化的扰动力,使航天器发生一定程度的震荡;一阶刚柔耦合动力学建模方法得到的动力学控制方程形式简洁,能够方便的用于姿态控制律的设计,且动力学模型适用于航天器做高速旋转时的动态响应特性研究;连接杆及反射器结构和物理参数的变化会对航天器动态响应特性产生显著的影响,其影响规律对改进航天器结构设计及挠性附件振动抑制具有一定的指导价值。