航天科技在20世纪取得较为辉煌的发展,进入21世纪以来,随着航天科技和空间技术的快速发展,航天器本身结构以及航天器运行的环境被考虑得更加复杂和精细。为了更加准确的研究航天器在空间的运动特性,航天工程对结构动力学提出了更高的要求。航天器柔性附属结构不可避免地受到太阳辐射、航天器姿态调整、空间碎片冲击等干扰,而这些干扰激发的动力学响应很难自行衰减。为了应对当前航天器面向大型化、复杂化和精密化方向发展,为了提高航天器的使用寿命、运行精度和工作效率,考虑轴向运动柔性梁和航天器主体之间的刚-柔耦合作用是十分有必要的。首先,对不考虑刚-柔耦合作用的传统轴向运动悬臂梁模型进行研究,采用假设模态法和多尺度法求解轴向运动悬臂梁末端位移的近似解。将两种方法所得结果与其他研究者所得结果进行对比,证明算法的可行性。然后,通过浮动坐标系法建立航天器主体-轴向运动柔性梁刚-柔耦合系统的动力学模型,考虑轴向运动柔性梁与航天器主体之间的耦合作用,采用Hamilton原理推导出刚-柔耦合系统的动力学方程,并采用分离变量法和假设模态法求解耦合系统的动力学方程。最后,利用四阶Runge-Kutta法进行数值计算。分析航天器主体半径、航天器主体面密度和柔性运动梁轴向速度对柔性梁横向振动以及航天器姿态角的影响。研究发现:不同半径范围内的航天器主体半径值对柔性梁的末端位移以及对航天器姿态角的影响是不相同的。航天器主体半径小于无规律半径上限值时,随时间变化,柔性梁末端位移和航天器姿态角做幅值有增有减的振动;航天器主体半径处于有规律半径区间时,随时间变化,柔性梁伸展时,柔性梁末端位移和航天器姿态角做幅值递增振动;柔性梁收缩时,柔性梁末端位移和航天器姿态角做幅值递减振动;航天器主体半径大于无影响半径下限值时,可以不考虑轴向运动柔性梁和航天器主体之间的刚-柔耦合作用。