太阳翼折展机构是卫星的重要组成部分,卫星进入发射阶段后,太阳翼折展机构开始展开并锁定。近年来,卫星事故频发,多数是由于太阳翼故障造成的,因此,太阳翼折展机构的可靠性对其在轨工作及准确的对日定向具有重大影响。本文基于扇形太阳翼折展机构,对其进行了大量的研究,具体研究内容如下:根据扇形太阳翼折展机构的工作原理,建立转动导板展开运动学理论模型,运用ADAMS对折展机构进行仿真分析,得到转动导板的展开角度、角速度和角加速度随时间变化曲线,锁解机构所受冲击力随时间变化曲线;运用所研制的原理样机测试系统对折展机构的展开时间、角度、角速度和角加速度进行测试,运用MATLAB对仿真结果和测试结果进行对比分析,验证了机构设计的合理性。运用Pro/E-HyperMesh联合仿真对扇形太阳翼折展机构进行自由模态分析、约束模态分析和谐响应分析,找出机构的薄弱环节,为后续折展机构故障树分析提供依据。运用Isograph Reliability Workbench可靠性工作平台建立扇形太阳翼折展机构静态故障树模型,对其进行定量分析,得到顶事件的失效概率及各底事件的FV重要度,确定了引起扇形太阳翼折展机构工作的失效模式,并基于马尔可夫模型对扇形太阳翼折展机构的步进电机、电气系统和位置传感器进行了动态故障树分析,得到系统在某一时刻的可靠度。建立了扇形太阳翼折展机构故障树模型,得到该机构的可靠度。根据扇形太阳翼折展机构的主要失效模式,分别建立其展开时间、展开角度及楔块冲击力的失效可靠性理论模型。在ADAMS/View中建立考虑尺寸误差和运动副间隙的扇形太阳翼折展机构参数化模型,在ADAMS/Insight模块进行仿真求解。运用蒙特卡洛仿真方法计算楔块冲击力可靠度,进而通过计算得到了扇形太阳翼折展机构的工作可靠度。