太阳电池阵作为航天器空间电源系统的关键设备,是航天器功能实现和在轨运行的基本保障,一旦发生故障将产生极高的代价,致使航天器的任务性能下降,大大降低航天器寿命,甚至导致航天器失效。太阳电池阵的故障主要可分为两类,一是因无法承受力学环境而导致的结构损坏,多见于发射阶段;二是由挠性特性引发的姿控问题,发生于在轨运行阶段。传统的设计方法常依赖于经验设计,未能将太阳翼与各分系统有效结合,难以获得太阳翼结构设计的最优可行解。为确保太阳翼组件满足航天器各分系统对于其各阶段的动力学要求,保障航天器的可靠运行,针对太阳翼结构多学科多约束设计与动力学分析展开深入研究是十分必要的。因此,本文依托于某型号通信卫星,围绕多板展开式太阳翼从太阳翼等效模型的建立、卫星姿态与挠性太阳翼耦合动力学分析、太阳翼结构多学科多约束优化技术以及太阳翼动力学性能测试技术等方面开展了研究工作。为适应太阳翼的耦合动力学设计与分析需求,完成了卫星太阳翼结构优化问题的理论研究工作。针对蜂窝夹层板的结构特点,采用三明治夹心理论建立其等效模型,并提取其元胞单元对等效弹性参数进行理论计算,在此基础上建立太阳翼组件和整星结构的动力学模型。基于太阳翼结构设计变量的特点,提出了适用于隐式离散变量的局部灵敏度分析方法,实现了非参数化结构参数灵敏度的归一化处理。对梯度法进行改进,提出了适用于离散变量的变密度优化算法,可实现太阳翼结构设计变量的快速迭代。建立了卫星姿态与太阳翼的动力学耦合模型,采用结构-姿控耦合分析技术,令姿控系统参与结构优化设计。采用混合坐标法建立带挠性附件的卫星动力学模型,并完成了PD姿态控制器设计。结合航天器的无控稳定性和PD控制稳定性分析结果,明确了太阳翼挠性对整星姿态的影响,并确定了控制系统对于太阳翼在轨状态的设计要求,以此指导结构优化设计。以某型号卫星太阳翼为例,基于结构-姿控耦合分析、结构-结构耦合分析技术,实现了太阳翼结构的多学科多约束协同优化。根据太阳翼结构与分系统的耦合关系,结合太阳翼组件参数化有限元模型,采用局部灵敏度分析法计算太阳翼组件主要设计变量灵敏度。基于灵敏度分析结果,对复杂约束和变量进行整合和分解,确定优化策略。在轨状态下,建立太阳翼展开基频的动力学模型,并结合结构-姿控耦合优化设计确定基板宽长比初值。发射状态下,分别以收拢基频最大化、动态响应最小化为优化目标对太阳翼结构进行组件级优化和太阳翼-卫星平台耦合优化,采用基于改进梯度法的变密度优化算法确定压紧点位置。根据安装、布片等实际工艺要求对优化结果进行圆整,并通过仿真分析进行验证设计并搭建了完整的太阳翼地面试验系统,以获取太阳翼组件的动力学特性并进行结构参数辨识,结合非全尺寸实物试验和全尺寸仿真对结构设计进行闭环。本文根据多板展开式太阳翼的结构特点,提出了具有重力补偿功能的悬吊式模态试验系统,并建立了试验系统的数学模型和有限元模型,为试验误差分析和结构参数辨识提供技术支持。通过一系列地面试验对太阳翼的典型结构参数进行辨识,通过非全尺寸实物试验,获得太阳翼组件及卫星平台的模态信息和动力学响应,结合全尺寸仿真分析,验证结构优化设计结果的有效性。本文基于耦合动力学分析技术提出了一套适用于多学科多约束设计需求的多板展开式太阳翼结构优化设计与动力学分析方法,确保太阳翼组件满足航天器各分系统对于太阳翼各阶段的动力学要求,减小了卫星平台、载荷系统和姿控系统的设计压力。