随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着大型化和柔性化的方向发展。目前解决挠性航天器动力学问题主要是依赖于数值的、定量的分析方法,而解析的分析讨论较少,这对于深刻把握挠性航天器动力学系统的非线性力学实质是不利的。本文在这一背景下开展了挠性航天器刚-弹耦合动力学建模研究,分别进行了解析和数值的分析和讨论。关于刚弹耦合动力学建模,本文主要针对如下几个部分展开了研究。首先,基于Hamilton原理,建立了任意形状物体的刚弹耦合动力学模型。对比刚体动力学模型、非线性弹性动力学模型以及刚-弹耦合动力学模型,得出结论:刚弹耦合动力学方程的实质并不是刚体动力学方程和弹性动力学方程的简单叠加,而是相互影响,强烈耦合。其次,对带挠性附件航天器的物理模型进行简化,将挠性航天器等效为“航天器刚性主体+悬臂梁模型”,基于刚弹耦合动力学Hamilton原理的驻值条件,给出了挠性航天器悬臂梁的动力学方程,对梁式太阳能帆板的动力刚化问题进行了解析分析,对其弯曲动力学效应进行了有限元数值模拟分析,并通过Kane方法进行了对比验证。建立了中心刚体挠性梁耦合模型,考虑外界干扰,分别对航天器姿态和附件的弯曲动力学效应进行了数值模拟,分析了刚性主体与挠性附件之间的耦合现象。最后,将挠性航天器简化为“航天器刚性主体+悬臂板模型”,给出了挠性航天器悬臂板的动力学方程,对板式太阳能帆板的动力刚化问题进行了解析分析,并对悬臂板自由端横向变形进行了数值仿真分析,并通过Kane方法进行了对比验证。建立了中心刚体挠性板耦合模型,从航天器姿态动力学方程可以看出,板的弹性振动会引起附加力矩、附加转动惯量和附加阻尼,从板的弹性振动方程可以看出,姿态角速度可以引起法向惯性力、切向惯性力和附加的横向载荷集度。