为保证能量的最大转化利用率,航天器在轨运行的同时要实现太阳翼的对日定向,以使太阳翼时刻保持最大面积朝向太阳。安装有大型柔性太阳翼的航天器是典型的多刚柔体耦合系统,太阳翼的转动势必会引起航天器的姿态运动。如何在太阳翼对日定向的过程中维持航天器的姿态稳定是一个迫切需要解决的问题。因此,发展柔性航天器多刚柔体耦合动力学建模方法,在此基础上开展姿态运动、帆板驱动与结构线性振动的耦合关系研究,具有重要的理论指导意义和工程实用价值。本文以安装有横向柔性太阳翼的航天器为研究对象,基于全局模态思想,以解析求解和数值仿真为手段,获取了系统解析的多刚柔体耦合模态。以此为基础,分析系统的动力学特性、多刚柔体耦合模态特性以及系统在不同形式激励下的响应。根据数值仿真结果的分析和对比,所建立的解析模型具有较高的精确性,所提出的控制方法具有一定的工程可行性。具体的研究内容如下:针对刚性转轴与太阳翼组成的“中心刚体-柔性梁”系统,采用哈密顿原理建立考虑动力刚化现象的完整刚柔耦合动力学方程。依据全局模态的思想获取线性化系统的固有频率和模态振型,并根据模态的正交性条件实现刚柔耦合系统的动力学解耦,得到了刚体运动与各阶模态相互独立的方程。解耦后的方程更方便于动力学响应分析与控制器设计,这是传统的离散方法,如假设模态法与有限元方法不具有的优势。进一步,讨论临界转速对系统响应稳定性的影响,给出了线性化模型和一次近似模型的适用情况。从频率特性和动力学响应等方面阐明了一次近似模型的广泛适用性。太阳翼的对日定向过程由驱动控制机构来实现。由于控制机构内部构造和系统外部扰动的影响,驱动运行过程中存在转速不平稳现象。本文建立了以固定或大惯量平台为参照物的太阳翼驱动模型,并获取了其基于慢速转动下的线性化模型。考虑刚性转轴驱动柔性太阳翼的刚柔耦合效应,讨论了系统刚性参数和柔性参数变化对振动模态的影响。建立了驱动系统的机电一体化模型,分析了步进电机细分驱动方案对消除电磁振荡的作用。针对谐波力矩和摩擦力矩对转速造成的扰动,提出基于滑模运动和输入成形相结合的控制方案,实现转速波动和结构振动的协同控制。最后通过数值仿真验证了负载动力学模型的正确性和协同控制器的有效性。针对在轨运行的携带有大型横向柔性太阳翼的航天器,考虑太阳翼与中心体平台弹性连接有相对运动时造成的三轴姿态运动,建立了航天器的三轴稳定动力学模型。讨论该航天器的固有特性由于其结构对称性而具有的特点。基于全局模态的思想,获取结构的低阶离散动力学模型,从参数变化的影响与受不同力矩时的响应分析该航天器的多刚柔体耦合动力学特性。最后,基于多刚柔体耦合模态,设计了帆板驱动时的姿态运动与结构振动的协同控制器,并给出数值仿真验证。实际中的太阳翼驱动轴不可能是绝对刚性的。太阳翼的大转动惯量使得其运动过程中必然会引起转轴的弹性变形。本文首先以T型多梁结构为航天器的部件,研究其动力学特性和振动控制。以粘贴在结构表面的压电片为作动器提供振动抑制所需的模态控制力矩。同时提出输入能量最小准则对作动器位置进行优化配置。进一步建立装有柔性轴驱动太阳翼的航天器动力学模型。考虑结构振动与姿态运动的相互耦合,姿态机动的同时采用分布式的压电片抑制结构振动。仿真结果表明了分布式控制较姿态-振动一体化控制具有更好的控制效果。