航天器在进行轨道转移、姿态调整、附件机动等过程中,将不可避免的会引起贮箱内的液体晃动和柔性附件的振动,从而导致航天器系统产生刚-液耦合、刚-柔耦合及刚-液-柔耦合等复杂的耦合动力学效应,并对航天器姿态、轨道控制系统的控制精度产生较明显的影响,甚至会出现航天器系统整体的失稳。本文以此为研究背景,对在低重力环境下运行的携带有多个充液圆柱贮箱及机动柔性附件航天器的耦合动力学进行较系统的研究,具体工作如下:(1)考虑低重力环境下圆柱贮箱内由于表面张力影响而呈现弯曲自由液面的情况,利用Fourier-Bessel级数对贮箱分别受横向激励和俯仰激励时的自由液面处的边界条件进行展开,分别得到相应的液体晃动系统的广义状态方程,给出了固有频率、晃动波高、晃动力和晃动力矩等晃动特性的计算公式,得到分析低重力环境下圆柱贮箱内液体晃动特性的一种新半解析法。通过数值算例仿真,具体研究了各晃动特性随充液深度、外激励频率和邦德数等参数变化的规律,同时验证了文中方法的收敛性、可行性和准确性。(2)推导了带多充液圆柱贮箱刚性航天器中贮箱内任意点的牵连运动方程,根据壁面边界条件给出了贮箱内液体牵连晃动势的表达式;建立以液体相对晃动势的模态坐标和晃动波高的模态坐标为状态向量的液体晃动动力学状态方程。运用准坐标系下的拉格朗日方程建立以航天器主刚体姿态坐标和轨道坐标为状态向量的刚体运动动力学方程,进一步联立上述动力学方程得到航天器整体系统的刚-液耦合动力学状态方程,较系统的建立了带多充液圆柱贮箱航天器刚-液耦合分析的一种新的模块化计算体系,并编制出相应的模块化计算程序。通过计算实例验证所编程序准确性的同时,具体研究了贮箱布局、燃料不均匀消耗、外激励形式等对航天器动力学特性的影响。(3)通过将附件本体坐标系的工作面建立在附件机动面上,得到本体坐标系与主体坐标系之间坐标转换角的较简洁的表达式;基于伯努利-欧拉梁理论,建立三维机动柔性附件的动力学模型;依据达朗伯原理,对梁中三轴向的惯性力和力矩对空间位置进行积分,得到航天器主体与柔性附件之间的相互作用内力表达式,并运用准坐标系下的拉格朗日方程,建立了带多柔性附件航天器的刚-柔耦合动力学状态方程。通过将数值计算结果与文献结果对比,验证了文中方法的正确性。(4)进一步运用具有统一形式的准坐标系下的拉格朗日方程建立了带多充液圆柱贮箱及柔性附件航天器的耦合动力学状态方程,编制相应的模块化计算程序,得到适用于带多充液圆柱贮箱及柔性附件航天器的刚-液-柔或刚-液-柔-控耦合系统动力学分析的完整计算体系和仿真平台;通过具体算例仿真,研究了该类航天器在不同工况下的刚-液-柔耦合动力学性能。(5)基于输入成型技术设计出了航天器姿、轨坐标追踪控制的复合自适应终端滑模控制器;并通过数值算例,研究了带充液圆柱贮箱航天器刚-液-控耦合系统的动力学特性。计算结果表明:常规的自适应终端滑模控制器能良好的实现对带单个充液圆柱贮箱航天器姿、道坐标参数的精确控制和贮箱内的液体晃动的有效抑制;但当将该控制器应用于带多充液贮箱的航天器上时,航天器系统的动力学性能却表现出明显的刚-液-控耦合共振现象,严重影响航天器姿、轨参数的控制精度和系统稳定性;而文中采用输入成型技术对原控制器进行卷积后得到的复合控制器,不仅能有效避免该类刚-液-控耦合共振现象的出现,也能使航天器姿态、轨道坐标得到精确控制。综上所述,本文通过深入系统地研究,建立了带多充液圆柱贮箱及柔性附件航天器耦合动力学分析的一种模块化全模态计算体系,有效的避免了传统方法中需将航天器中充液贮箱内的液体晃动利用力学模型等效替代时所出现的问题或不足,为进一步开展相关研究打了重要的理论基础。