进行太空任务时,需要将一些空间设备通过航天发射器运送到空间轨道上,由于航天发射器内部空间有限,想要运送大型、超大型的空间设备,就需要更大的航天发射器,这势必会大大增加航天任务的成本。因此,设计空间可折展机构将其收缩后存放于航天发射器内,以减小设备装载空间,是目前航天技术革新必须突破的难题。随着航天技术的发展,空间可展开机构种类越来越多,其中充气式可展开结构因其所具有的体积小、质量轻、加工和制作成本低等特点,得到了越来越多国家的重视和发展。本文将围绕充气式可展开机构研制一种充气式空间可展开装置,该装置主要用于空间大口径充气式设备中,可实现充气薄膜的展开,并在薄膜展开后可对反射面的位姿进行调整。根据国内外有关充气式空间可展开装置的研究现状以及本装置的功能和设计要求,本文对充气式空间可展开装置进行了详细的设计和研究。首先,本文参考国内外充气式薄膜的设计方法,结合充气式薄膜结构设计指标和设计准则,提出了一种充气式薄膜结构设计方案,并实现了具体的充气薄膜结构设计。接着,进行了充气薄膜的应力分析,在应力分析的基础上进行了有限元的仿真分析。通过有限元仿真验证了理论分析的结果,证明了充气薄膜方案设计的可行性和可靠性。其次,本文针对可展开机构提出了两种机构设计方案,并分别对两种设计方案进行了运动学和动力学的理论分析。通过分析结果对两种设计方案的优缺点进行了对比,最终选取伞形可展开机构作为本文的设计方案。然后,对伞形可展开机构进行了运动学和动力学仿真,分析仿真结果得到驱动力矩的大小。最后,完成了主要硬件的选型计算,对伞形可展开机构进行了详细的机械结构设计,并对关键零部件进行了有限元分析校核。此外,根据运动形式对充气式空间可展开装置的控制系统进行了方案设计,完成了充气式可展开装置的控制系统实验研究。