随着航天技术不断发展和取得进步,对航天器的大型化和挠性化的要求不断提高,航天器结构如太阳电池翼、天线等越来越多地以挠性结构的形式呈现。在此背景下,研究航天器挠性附件的动力学特性对航天器设计技术的发展来说有着重要的意义。而对航天器的挠性附件进行地面上的模拟试验时,直接用实际结构进行试验研究通常是不可能试验的,因此,可以根据相似理论建立实物的缩比模型,并进行模型试验来模拟实际航天器挠性附件的运动。模型试验是指在现有条件允许的前提下,用缩小的或放大的模型对实际现象进行模拟的研究方法。而相似理论对模型试验具有很好的理论指导作用,根据相似理论,可以建立起与原型满足一定相似准则的缩比模型并进行试验,以探明原型在物理过程中的内部规律,从而大大减少研究成本。在这一过程中,相似理论起的正是正确建立起模型与原型满足某一相似指标的联系的作用。本文以相似理论为研究基础,对航天器挠性附件进行动力学相似性以及地面模拟仿真试验研究,通过对相似理论的三个主要定理的研究并结合相似准则的导出方法,得到了航天器挠性太阳帆板实际模型与缩比模型之间动力学参数的相似准则,基于该相似准则,在满足模态频率的相似性的要求下,对帆板的缩比模型进行了设计,建立了相应的帆板有限元模型,应用有限元分析软件对缩比模型与实际模型之间的动力学相似关系进行了验证。在理论研究的基础上,进一步完成了带挠性附件的航天器模拟系统方案设计,包括主动飞行器模拟系统的建立以及挠性附件和干扰模拟分系统的建立,此外还有相关控制系统的设计。对试验获得数据进行了分析,根据试验结果验证了前文的缩比模型设计的有效性。