在航天器设计中忽略航天器中附件柔性的影响,给人类航天事业的发展带来了惨痛的教训。在卫星的动力学建模中,必须合理考虑太阳翼的结构柔性,以建立更为准确的模型,进而对卫星控制系统设计的有效性提供保证。考虑到系统结构柔性的动力学分析需要使用柔性多体系统动力学的建模方法,柔性多体系统动力学考虑了系统中子结构或铰点的弹性变形带来的影响。它是刚体力学、分析力学、弹性振动、结构动力学及数学相结合的产物。本文使用混合坐标法对太阳翼卫星进行柔性多体系统建模,对卫星本体运动使用姿态坐标,对太阳翼柔性变形使用模态坐标进行描述,并基于欧拉-拉格朗日方程进行动力学建模。该方法建立的动力学方程能够同时描述卫星大范围运动和柔性体弹性运动,两种运动的相互关联以刚柔耦合系数的形式给出。在本文的研究内容中,首先推导了中心刚体加大型柔性附件类航天器的动力学方程,并在此基础上进一步推导了带天线的双翼卫星的动力学方程。之后,基于所得方程对太阳翼卫星进行有限元模型分析,对不同铰链等效刚度的太阳翼结构的固有频率、振型及系统的耦合系数矩阵进行计算。