飞轮高速旋转是卫星结构的扰动源之一，受飞轮扰动的影响，卫星整体结构会产生微小振动从而影响高精度敏感设备的指向精度和工作性能。因此为了分析飞轮扰动对卫星结构动态特性的影响，本论文将以薄板及其组合框式结构为代表的航天结构的振动作为波动研究，建立其行波动力学模型，并基于此模型进行结构动力学响应分析，以研究扰动在薄板及其组合航天结构中的传播。　　首先，建立单块薄板结构的行波动力学模型。将薄板结构中的振动看成是弹性扰动的传播，相应的结构位移表达成行波的叠加形式，给出薄板结构的波动表达式，考虑力作用处的平衡、变形协调条件及边界处的边界条件。波模式、力作用处的连续条件、边界条件一起构成了薄板结构的行波动力学模型。基于此模型,采用行波法对单板结构进行动态特性数值仿真，并与有限元方法的比较说明了行波法的优点。　　其次，以受扰动激励单板的动力学模型为基础，考虑两板耦合处的连接条件及连接处弯曲波模式与面内波模式的相互转换，建立了两块任意角度连接薄板结构的行波动力学模型，针对工程应用的L型板给出了动力学方程，并对具体条件进行数值仿真，以分析扰动在两块耦合板中的传播特性。　　最后，针对较复杂的卫星框式结构，在单板及两块耦合板行波动力学模型的基础上，采用行波法与子结构法相结合的方法进行分析，建立了框式结构的行波动力学模型，并进行了数值仿真，以此研究扰动在较复杂航天机构中的传播规律。　　由上述研究分析和仿真结果可得，行波法计算航天结构的动力学响应准确有效，并且能够在中、高频获得更精确的计算结果，行波法的计算结果能够反映全频域下扰动在航天结构中的传播特性。本文的研究成果将为航天器抖动抑制的实现提供理论基础。