太阳翼是提供航天器空间电源的主要形式，太阳翼可靠的展开锁定是保证其正常在轨工作与准确对日定向的关键。开发重复折展锁解式太阳翼机构，实现航天器变轨或大幅调姿时太阳翼的折叠收拢、变轨结束或姿控结束后太阳翼的重复展开，对确保太阳翼正常可靠工作、保证航天器的姿态稳定性和飞行安全性具有重要意义。本文以折叠式太阳翼为研究对象，提出一种关节铰可重复折展锁解式太阳翼机构，对其进行结构设计、力学特性分析与地面低重力展开性能试验，主要研究工作包括以下几个方面：依据太阳翼机构设计原则，拟定关节铰可重复折展锁解式太阳翼机构设计方案，介绍其工作原理，对其驱动机构、传动机构、重复折展机构、重复锁解机构、连接架与基板进行理论分析和结构设计，完成重复折展锁解式太阳翼机构结构总成设计与原理样机加工。为模拟太阳翼空间在轨展开工况，设计机电一体化太阳翼低重力试验台。在参考国内外低重力试验方案的基础上，确定重复折展锁解式太阳翼低重力试验台技术要求，完成试验台方案设计与结构设计，并研制电气测试系统，以测量太阳翼展开力学特性，为后续地面试验提供技术支持。依据重复折展锁解式太阳翼结构特点与传动顺序，建立太阳翼展开运动学理论分析与仿真模型，求得太阳翼连接架及各基板位移、速度、加速度运动规律；建立太阳翼展开状态悬臂梁等效模型，利用“动-势能驻值原理”求得太阳翼展开状态理论模态基频，采用ANSYS/Workbench软件对太阳翼展开状态简化模型进行整体有限元分析，求得太阳翼各阶振型与振频；针对太阳翼有根树链式拓扑结构特点，基于速度变分原理和单向递推组集建模方法建立太阳翼柔性多体系统动力学理论模型，并对太阳翼柔性多体系统展开过程进行动力学算例仿真，研究蜂窝夹层复合式基板柔性结构对太阳翼展开力学规律的影响，获得太阳翼基板质心转动角度、角速度、角加速度运动规律，为地面试验提供理论依据。最后，利用太阳翼低重力试验台对太阳翼原理样机进行地面展开性能试验，包括常温常压功能验证试验、重复展开定位精度试验和展开力学特性试验，验证机构设计、力学建模与仿真的合理性。