Muchos paneles solares para naves espaciales se despliegan mediante bisagras de resorte de cinta (TSHs) que tienen rigidez variable. La rigidez de la TSH es pequeña cuando los paneles están plegados y se vuelve grande rápidamente en su estado desplegado. Dado que el panel solar es una lámina delgada, la deformación flexible se genera fácilmente por maniobras orbitales. El efecto de acoplamiento entre las TSH no lineales y los paneles flexibles genera vibraciones obvias que afectan la estabilidad operativa del satélite. Para investigar este efecto de acoplamiento, se modelaron paneles no deformables, linealmente deformables y no linealmente deformables mediante el método de cuerpo rígido, el método de reducción de orden modal (MORM) y el método de elementos finitos (FEM), respectivamente. El par motor de la TSH se describió como una función del ángulo de rotación y la velocidad angular. Las propiedades no lineales de la TSH se reflejaron mediante un spline de rigidez angular multiplicado por un coeficiente de rigidez. Las respuestas dinámicas de un satélite en despliegue y dirección orbital se analizaron mediante simulaciones numéricas. Los resultados del análisis indican que la deformación local de los paneles mantiene la rigidez de la TSH dentro de un amplio rango, lo que acelera las maniobras orbitales. Sin embargo, se genera mucha vibración por el efecto de acoplamiento si se rompe el estado de bloqueo. El efecto de acoplamiento afecta la secuencia de despliegue, el fenómeno de sobreimpulso y la magnitud de aceleración de los paneles. Aunque el MORM es más eficiente que el FEM en computación, proponemos que el FEM es más adecuado en el diseño de TSH y en el estudio del control preciso de naves espaciales con paneles solares flexibles y TSHs.