陀螺飞轮(Gyrowheel)作为一种新型的航天器姿态控制系统中的主要部件,可以同时具备在航天器姿态控制系统中的作为执行器输出控制力矩的能力和作为姿态敏感器的测量航天器相对惯性空间姿态的功能。作为执行器,陀螺飞轮可以充当变速双框架控制力矩陀螺,具有三轴力矩输出能力;而作为敏感器则可以充当动力调谐陀螺仪,具有敏感两轴倾侧的能力。正是陀螺飞轮可同时充当执行器和敏感器这一特点,可以将航天器姿态控制系统中硬件部分的体积、质量和成本显著降低,这在关于微小卫星的研制方面有着重要意义。本文首先与传统动调陀螺类比,介绍了陀螺飞轮的机械结构,定义相关坐标系并基于欧拉动力学方程建立起两轴运动方程。在此基础之上,分别阐述了陀螺飞轮作为姿控元件的敏感航天器倾侧与输出力矩的工作机理。之后基于多刚体系统动力学对陀螺飞轮进行了数学建模并利用Simulink模块进行验证。在此基础之上阐述了Adams虚拟样机的建立方法,利用Adams建立的虚拟样机仿真模型对上述所建立的多体动力学模型进行验证,确定了理想模型的正确性。利用所得到的模型作为基础,提出内外挠性轴不正交、转子质心偏移、力矩器失配及支承结构摩擦四种在实际工程中会出现的不理想因素,并分别验证了在这四种不理想因素添加后两种仿真模型的一致性,从而进一步通过仿真实验数据分析四种不理想因素对陀螺飞轮转子运动特性的影响,并得出结论。最后在验证了实际样机中十字万向节与仿真模型中挠性结构两种支承结构的一致性的基础上,通过样机测试实验对比相同实验条件下实际样机与仿真模型转子输出特性变化趋势来对添加了支承结构摩擦力矩的仿真模型进行验证,并提出仿真模型存在的局限性。