随着航天技术的发展,现代航天器通常都带有大型挠性附件,使得挠性航天器刚柔耦合动力学得以快速发展。弹性变形和刚体运动的耦合效应是刚柔耦合动力学的核心特征。两种运动的耦合作用,导致航天器的动力学行为非常复杂。因此,研究挠性航天器刚柔耦合动力学具有重要的意义。本文推导了线弹性体和非线性弹性体的Hamilton原理,并以悬臂梁和非线性悬臂梁为例进行了仿真分析。推导了刚体动力学的Hamilton原理,并对加载激励力矩后的刚体姿态角的变化进行了仿真分析。建立了刚—线弹性耦合动力学的Hamilton原理。通过推导刚—线弹性耦合动力学Hamilton原理的驻值条件,建立了刚—线弹性耦合动力学模型。将航天器主体简化为中心刚体,太阳能帆板简化为悬臂Eular-Bernoulli梁,对其振动响应特性进行了仿真分析。建立了刚—非线性弹性耦合动力学的Hamilton原理。通过推导刚—非线性弹性耦合动力学的Hamilton原理的驻值条件,建立了刚—非线性弹性耦合动力学模型,揭示了刚—非线性弹性耦合动力学模型中弯曲和拉压的耦合效应。应用Lagrange方程,建立了刚柔耦合动力学的控制方程。这不仅将Lagrange方程推广应用于连续介质力学领域,同时也表明应用Lagrange方程研究耦合动力学是一条可行的途径。