展开机构是太阳翼的主要承力部件，其在轨能否正常将太阳翼从发射时的折叠状态展开至工作时的展开状态直接关系到航天器的能源供给与任务成败。大型航天器，如空间站，多采用柔性原理设计展开机构以支撑大面积太阳翼，典型的有盘绕式、可折叠铰接四边形式展开机构。本文建立了大型盘绕式展开机构的柔性多体动力学模型和两翼电池阵的多刚体模型，研究了整个系统的展收可靠性、参数敏感性，分析了柔性部件应变变化规律。主要工作如下：建立了盘绕式展开机构的刚柔耦合多体动力学模型。采用铁木辛柯梁单元、刚体、约束、接触、单向弹簧力建立了盘绕式展开机构中横纵杆、螺母、导槽、底盘、收藏筒、斜拉索等的计算模型和构件连接关系。其中柔性部件允许在三维空间发生任意大位移、大转动、小应变变形。揭示了传动比与节距是影响机构展收可靠性的敏感物理参数，进而提出改进盘绕式展开机构展收可靠性的四种策略：调整传动比、添加引导槽、增加收藏筒高度、改变节距。仿真表明盘绕式展开机构依靠横梁的交替失稳和纵梁盘绕实现展收，顺利展收的关键在于靠近螺母的接头正常进入导轨，而这主要取决于过渡段的三维空间构型，其主要制约因素是传动比和节距。这里提出的四种策略在调整参数后，仿真中均能改善展收可靠性。分析了展收过程中，横、纵梁的截面应变以及驱动螺母力矩的变化规律。指出纵梁位于过渡区时除受双方向弯矩外，还受正压和扭转载荷作用，为材料选型和结构尺寸优化提供设计依据。揭示了随动和联动模式下展收速度对螺母驱动力矩随的影响规律，指出驱动力矩的大小由展开机构的弹性变形起决定作用，联动式较随动式需更大的外力驱动。建立了电池阵的多刚体模型并进行展开机构与电池阵的联合仿真分析。采用力函数模拟导向绳，揭示了两侧电池阵收展不对称的根源在于展开机构运动过程端部的扭转振动，增大板间铰链的阻尼和刚度有助于电池阵的对称收展。根据过载工况下展开机构的变形进行整体平动、转动的最大过载加速度计算，并分析了平动转动各个方向最大过载加速度不同的原因。