现代航天器都带有可展开式结构如太阳帆板、天线等,其展开过程将影响到航天器的运动状态。特别是展开到位时,由于此时已有较大的展开速度,必然会产生较大的冲击载荷作用在铰链上,储存在铰链上的全部能量将全部释放出来,展开结构整体会产生剧烈振动。虽然在内阻尼的情况下,振动最终会衰减,但衰减过程中必然会对航天器产生冲击,因此,必须对可展开式结构的展开及锁定过程进行全面的动力学仿真分析,在此基础上,提出是否需要安装阻尼器的评判准则及阻尼器参数的选择原则,为大型可展开式结构的设计提供指导。在总结这一领域现状的基础上,本文以某大型卫星为研究对象,利用多柔性体动力学方法对某大型卫星太阳帆板的展开过程进行了以下研究。利用经典力学中的牛顿定律、角动量定律和变分原理来建立带挠性帆板卫星的动力学方程,方程最终表现形式为微分/代数混合方程组;基于欧拉运动学方程建立了卫星运动学模型。并利用MATLAB编程工具对所建立的数学模型进行数值分析。基于多体系统动力学仿真软件ADAMS详细的建立包含同步展开机构、展开驱动机构和锁定机构的卫星系统模型,并将其与数学模型进行分析对比,验证其合理性。对卫星太阳帆板展开过程进行详细的动力学仿真研究,重点考察太阳帆板展开过程中铰链间的锁定冲击载荷以及卫星姿态角的变化情况,并对其进行分析与总结。针对采用阻尼器来改善太阳帆板展开过程中对卫星姿态角变化及展开末了时锁定冲击力矩的影响,重点分析不同阻尼器参数(位置、数量、阻尼大小)的影响,通过多种工况的仿真、分析、对比,评估阻尼器的抑振效果,总结展开式结构对阻尼器各参数的敏感程度,提出阻尼器参数的选定原则。