卫星在空间中正常工作的能源来自于星上太阳电池片的光电转换，而驱动机构是太阳电池阵对日定向必不可少且无法备份的部件，一旦功能失常，极可能导致整星故障甚至报废。而太阳电池阵展开锁定冲击是驱动机构经历的最重要的力学环境之一，对驱动机构的性能和寿命影响甚大，开展太阳电池阵展开锁定冲击载荷的研究就显得尤为重要。　　 本课题以型号为背景，在PROE中建立了卫星太阳翼的CAD模型，利用PROE和ADAMS的接口软件将模型导入到ADAMS软件中。并在ANSYS中建立了连接架和基板的有限元模型，利用ANSYS和ADAMS的接口通过模态中性文件建立连接架和基板的柔性体模型，建立了卫星太阳翼的刚柔耦合模型。对太阳电池阵展开运动过程进行了弹性动力学仿真分析，得到了太阳电池阵展开锁定过程对驱动机构连接界面的冲击载荷。并根据仿真分析结果中驱动机构所受冲击载荷的特点，制定了在模拟墙与太阳电池阵根部铰链之间串联一个测量工装，通过测量工装产生的应变间接测量的方案。通过太阳电池阵展开锁定冲击载荷测量实验，获得了太阳电池阵展开锁定冲击弯矩与展开时间成反比的结论，结果与仿真分析结果基本一致。　　 目前该成果已在其它部分型号中得到了应用，为驱动机构在设计、研制过程中承载能力的分析和考核提供了重要依据。