随着空间技术发展,卫星机构的可靠性要求越来越严格。太阳翼驱动机构作为卫星系统中的重要组成部分,在空间中出现故障后会导致卫星能源系统失效,且难以调整修复,并导致巨额经济损失。因此,研究围绕卫星太阳翼驱动机构的故障模式和可靠性分析展开,具有重要的应用价值。研究以某型太阳翼驱动机构为对象,对太阳翼驱动机构进行结构层次划分、故障模式分析、故障树构建、贝叶斯网络分析、疲劳损伤计算、寿命计算和可靠性建模,具体工作内容如下:考虑空间环境对太阳翼驱动机构在轨运行可靠性的影响,分析了太阳翼驱动机构的工作原理和结构,依据其跟踪规律,将其系统划分成驱动装置、传动机构、连接机构、信号传输系统和控制系统五个层次,并对各层次进行故障模式分析,汇总生成FMEA表。先行构建太阳翼驱动机构各层次的故障子树并进一步拓展形成系统故障树;采用模糊性处理办法,对故障树缺失的底事件故障率赋值,将专家评估结果转化为模糊概率,使用均值面积法进行解模糊处理,得到各底事件的精确故障概率。利用贝叶斯网络求解在故障树顶事件发生后其余各基本事件的后验概率,得到太阳翼驱动机构系统的薄弱环节——传动机构的转轴疲劳失效。考虑在发射不同阶段中传动机构转轴所处疲劳失效诱发环境,将失效问题划分为发射阶段的随机振动疲劳失效和在轨运行热疲劳失效两类,应用Abaqus有限元软件进行仿真分析。综合Miner线性疲劳累积损伤理论方法和材料的S-N测试曲线,利用频域下的Dirlik公式将危险点应力功率谱密度函数转化为概率密度函数,计算转轴的振动疲劳损伤;利用时域上的雨流计数法统计出转轴所受热应力的载荷-时间历程,计算得到转轴四个典型单元(随机振动应力响应较大但热应力为零的单元A、无随机振动响应但有热应力的单元B、少许随机振动应力响应但热应力最大的单元C、随机振动应力响应最大但热应力较低的单元D)的热疲劳损伤,综合比较确定太阳翼驱动机构转轴的疲劳寿命。基于应力-强度干涉模型建立太阳翼驱动机构转轴的疲劳可靠性模型。根据太阳翼驱动机构转轴的疲劳损伤仿真结果,应用小波变换和雨流计数法求得随机振动最大应力响应及最大热应力在时域上的应力历程及其拟合分布,利用转轴材料的P-S-N曲线推导在给定寿命下材料的强度概率分布。在Matlab中采用Monte Carlo方法进行随机抽样,完成对随机振动疲劳可靠性模型的可靠度计算,进而得到卫星太阳翼驱动机构工作过程的疲劳可靠度。