卫星太阳翼在空间展开时由于没有空气阻力,锁定时会对卫星及太阳翼产生较大的冲击,产生的振动在弱阻尼环境中难以消除,影响卫星的姿态角以及太阳翼的稳定性,采用磁流变制动器可以对太阳翼的展开过程进行控制。以减小锁定冲击为目标,本文对太阳翼的展开过程进行了研究,设计一种安装在太阳翼系统中的叶片式磁流变制动器,进行稳态和瞬态磁场有限元分析,建立制动器的系统模型,制定太阳翼展开控制策略,建立虚拟样机进行联合仿真。具体内容如下:基于拉格朗日方程建立典型太阳翼折展机构的动力学方程,对某型号卫星太阳翼计算得到无阻尼展开过程,利用动力学软件Adams对相同模型进行仿真,验证理论模型的正确性。对制动器的布置方案进行研究,利用动力学方程通过参数化分析,得到所需最大阻尼力矩,为制动器的设计提供依据。针对制动力矩目标,设计一种面向太阳翼系统的叶片式磁流变制动器,以及将其固定在太阳翼中的机构;提出该类型制动器的参数确定策略,完成结构与磁路设计,并进行磁路校验。对磁流变制动器进行稳态磁场分析,得到制动器结构的电磁特性,验证结构设计的合理性,为建立阻尼力矩模型提供基础;通过瞬态磁场分析得到系统的响应时间和传递函数,设计超前校正电路改善时滞现象,最后基于多项式拟合和积分得到制动器精确的制动力矩模型,建立考虑时滞影响的系统模型,并对模型的跟随情况进行了评估。以最优化展开过程为目标,设计快速制动与平台制动两种制动方案,基于BangBang控制策略设计了控制器;建立太阳翼系统虚拟样机并搭建联合仿真平台,对两种制动方案进行仿真并对控制效果较好的平台制动方案进行误差角补偿,最后对被动控制进行仿真,将无控制、被动控制、半主动控制效果进行对比,验证采用磁流变制动器控制的优越性。