太阳翼驱动机构(Solar Array Drive Assembly, SADA)是卫星的关键装置之一，它是卫星内部与太阳帆板之间能量、信号交换通道，是整个卫星的生命之源。作为高可靠长寿命卫星内不能够采取整机冗余的连续转动装置，它从根本上影响着卫星的可靠性和寿命。根据相关文献资料，太阳电池阵的故障次数在卫星的所有故障统计中最多，而其中大概40%的太阳翼故障都是机械原因，主要表现在太阳翼帆板展开失败或者太阳翼驱动机构运动功能失效。太阳翼驱动机构的电子失效主要是内部驱动线路的短路。随着航天技术的发展，太阳翼驱动机构日趋复杂，其功能也日益多样化，由最初的单自由度向双自由度、双轴转变。对长寿命高可靠航天器机构的可靠性建模与分析较困难。首先，研究对象的小样本导致在实际故障案例或者地面试验过程中存在数据采集难；其次，空间环境导致复杂的产品故障模式，且各故障模式之间存在联系，致使预测太阳翼驱动机构的故障发生和故障模式难；再次，受试验经费与技术的限制，地面上不能完全模拟太空环境，许多参数和数据都存在不可测性和测不准等特性。目前国内外对太阳翼驱动机构的可靠性研究仍然不多，本文尝试从FMEA (Faliure Mode andEffects Analysis)、Petri网模型、动态故障树以及加速寿命试验设计等方面对太阳翼驱动机构进行系统的可靠性分析。1.首先分析SADA内部结构与工作原理，并综述国内外SADA装置可靠性研究方面的进展情况。2.对复杂的太空环境特点进行总结，然后分析太空环境对SADA装置的影响，建立SADA机构FMEA表。从电气和机械两个角度，总结出太阳翼驱动机构的故障模式，在此基础上，按照相应国军标要求生成FMEA表。3.从传统的可靠性框图和以Petri网模型为代表的动态建模技术两方面分别建立太阳翼驱动机构的可靠性模型。通过对太阳翼驱动机构的功能分解得到功能流程图，在此基础上，建立任务可靠性框图和基本可靠性框图。Petri网模型具有动态和结构性质，较传统建模方法更为有效，Petri网模型的建立首先考虑部件的结构与冗余方式，在此基础上，以部件状态为库所，以部件的潜在薄弱环节作为托肯，以失效模式作为变迁，以空间环境和实际使用情况等故障原因为激发条件，通过对底层部件变迁和驱动机构各层次之间逻辑关系的描述，建立太阳翼驱动机构Petri网模型。4.建立太阳翼驱动机构动态故障树，分别使用马尔可夫链和二元决策图对动态子树和静态子树进行分析，得到子树的最小割集和顶事件发生概率，在此基础上，得到太阳翼驱动机构综合动态故障树的最小割集和顶事件发生概率。5.设计合理的可靠性加速寿命试验。航天器机构重要部件寿命指标的验证具有一定难度，为缩短试验时间和费用，一般采用加速寿命试验信息外推产品在正常应力水平下的可靠性特征量。本文的加速寿命试验对象为正确安装于太阳翼驱动机构的低速固体润滑滚动轴承，通过提高转速来实现“加速”，将轴承实际试验累积转数折算成在轨工作年数。通过对失效数据的分析判断该滚动轴承是否满足寿命要求。