空间桁架展开机构是大型航天器实现在轨建造与装配的关键部件。而我国现阶段对大尺度、大收缩比的桁架展开机构需求量越来越大,结构要求越来越复杂,迫切需要掌握大型桁架展开机构的设计与仿真能力。航天器大型桁架展开机构具有特征尺寸量级大、结构复杂、铰间隙数量众多且接触碰撞剧烈等特点,通过建立基于共形接触的航天器桁架展开机构动力学模型,研究桁架展开机构在展开过程中的动态特性。为大型航天桁架可展开机构的设计及仿真提供理论与技术支撑,对航天器展开机构的跨尺度设计具有重要的指导意义。首先,通过研究非协调接触力模型及协调接触力模型的应用特点,并结合高精密航天机构关节间隙冲击特性,对传统共形接触力模型进行改进,得到了改进的共形接触力模型,并对新旧模型进行仿真对比分析,验证了改进模型具有更好的准确性。然后,利用改进的共形接触力模型计算法向力,利用修正的库仑摩擦力模型计算切向力。将二者嵌入到系统拉格朗日动力学方程中,得到了基于共形接触的航天桁架展开机构动力学模型。之后,利用建立的动力学模型对航天器桁架可展开机构进行了仿真分析研究,分别研究了机构关节间隙尺度及多关节间隙耦合对机构动力学特性的影响。在机构关节间隙尺度的研究中,通过对比分析系统在不同间隙尺度下系统动力学参数的差异性,得到了间隙尺度对系统动力学特性的影响规律,并针对关节冲击特性提出了一种碰撞能量分析方法,研究了间隙尺度对关节冲击特性的影响。在间隙耦合的研究中,通过仿真分析得到了间隙数量对系统动力学特性及关节冲击特性的影响规律。最后,针对展开机构的结构特点,设计了航天器桁架可展开机构的地面试验系统,该试验系统由可展开机构、重力卸载系统、机构驱动系统及信号采集系统等四部分组成。该试验系统为研究失重状态下航天器桁架展开机构动力学特性提供了试验支撑,同时,为其它航天机构的地面微重力试验设计提供了技术参考。之后,基于该试验系统对航天器桁架可展开机构进行了地面微重力试验,试验分为间隙尺度试验及间隙耦合试验两部分。最后通过对比分析仿真结果与试验结果,发现动力学模型的仿真结果与试验结果接近,能准确仿真出机构末端加速度变化规律,在小间隙下的幅值误差为6.5%,仿真模型具有较高的精确度。