像移补偿是保证星载红外探测器成像质量的关键技术之一, 针对某星载红外探测器光学系统的设计特点和成像工作模式, 为补偿红外探测器在轨运行方向产生的像移和摆扫方向产生的像移, 提出分别对俯仰方向快速反射镜和方位方向快速反射镜实施控制的方案。首先介绍红外遥感原理及像移现象; 其次详细分析红外探测器光学系统的设计特点和光学系统组成; 然后重点分析了红外探测器在轨工作中的像移产生的原因, 并计算出在轨运行方向产生的像移量和摆扫方向产生的像移量; 最后提出像移补偿方案, 阐明其工作原理, 并对像移控制系统硬件设计进行了详细分析。计算结果表明所设计的像移补偿系统的运动范围和运动加速度满足红外探测器技术指标的要求。

电子倍增电荷耦合器件(EMCCD)利用电荷雪崩机制可以实现低于1e-的读出噪声, 适用于微光成像。随着背照式CMOS成像探测器技术的发展, 具有高量子效率和低于1.5e-读出噪声的CMOS成像探测器已中国科学院长春光学精密机械与物理研究所研制成功。针对天基微光成像的需求, 分别构建了基于EMCCD CCD201的天基微光相机和基于CMOS的天基微光相机, 并建立了系统的噪声模型。对基于EMCCD的天基微光相机和基于CMOS的天基微光相机的微光探测性能和工作机理进行了对比分析。分析结果表明: 当采用凝视成像模式, 积分时间为2 s, 相机入瞳辐亮度为10-9 W·cm-2·sr-1·μm-1时, 基于EMCCD的天基微光相机在焦面温度为20 ℃的条件下的信噪比为23.78, 相同条件下基于CMOS的天基微光相机的信噪比为27.42。当采用制冷系统将焦面温度降低至-20 ℃时, 基于EMCCD的天基微光相机的信噪比提高到27.533, 而基于CMOS的天基微光相机的信噪比提高到27.79。

受现今轨道和姿态测量以及姿态控制精度的限制，与传统三线阵立体测绘相比，采用线面阵CCD阵列(LMCCD)测绘体制可提高全球无地面控制点立体测绘精度。详细介绍了LMCCD立体测绘体制下的传感器配置、时间延迟积分(TDI)工作方式及狭小空间线路板连接和LMCCD同步控制方法。经测试该相机能有效削减测轨、测姿误差，满足无地面控制点1:50 000比例尺地图应用要求，性能还可进一步改进提高。

针对1∶50000比例尺无地面控制点的立体测绘应用和当前卫星姿态测量精度低的问题，采用国际首例的线面阵电荷耦合器件阵列测绘体制，建立了完善的像移补偿模型，设计实现了高强度、高刚度、高稳定度的测绘光学平台，实现了光学平台各相机参数的标定，突破了传输型无地面控制点定位关键技术，满足无地面控制点1∶50000比例尺地图测制，实现了国家基础框架测绘。针对未来更高比例尺的应用需求，提出了双面阵推扫立体测绘成像系统，并针对超级互补金属氧化物半导体面阵传感器应用提出了相关要求，展望了未来的技术发展。

空间相机摄影过程中，通常采用较小的固定增益以避免图像饱和，导致获取的图像存在整体偏暗、图像层次不丰富等问题。提出一种基于光照条件的空间相机增益在轨自动调整方法，根据当前的航天器位置和时间等实时计算星下点处的太阳天顶角，通过非线性拟合建立太阳天顶角与对目标最大反射率对应的地物成像时相机入瞳辐亮度之间的函数关系，进而完成对增益的实时计算和调整。与卫星工具包(STK)仿真和MODTRAN计算结果的对比实验表明，在太阳天顶角取[20°，70°]时辐亮度拟合误差小于等于0.3 W/(m2·sr)，相对误差小于等于2.2%。计算和仿真得到太阳天顶角之差约为0.39°(3σ)。在轨成像实验结果表明，太阳天顶角为62.5°时增益调整后图像灰度层次从98提高到183，信息熵提高约19.2%，图像灰度层次更加丰富，使目标更容易辨识。

将Itti模型应用于海洋监视卫星图像舰船目标的检测中。简要阐述了Itti模型的算法处理过程，并将视觉注意点的提取转移过程建立为电容阵列充电模型。针对Itti模型的诸多问题，比如所提取的显著区域形状大小固定、小半径检测实时性差、大半径检测包含背景区域多等，提出了改进算法：引入离散矩变换，增强了图像纹理特征响应；采用阈值分割的方法由显著点搜寻显著区域，提高了检测精度和实时性。运用Matlab对算法进行测试，实验结果表明，改进算法所提取的显著区域形状大小基本与目标一致，实时性好，且显著区域包含背景少。与Itti模型相比，改进算法更适合应用于海洋监视卫星图像舰船目标检测提取。

为从工业级面阵CCD芯片中筛选出满足航天高可靠性和稳定性应用要求的器件，提出了一种面阵CCD的板级筛选测试方法，设计了相应筛选测试系统。采用老炼前测试参数、老炼过程中检测感光性能、老炼后测试参数及同批次器件抽样进行长寿命实验的四重筛选过程剔除不合格器件；通过测试CCD组成的相机来进行其参数的判定，利用暗室环境下的积分球、导轨等进行亮场和暗场参数测试，提出利用积分球、靶标、平行光管和六自由度调整系统进行调制传递函数最大值的自动测试。筛选测试后的器件已经应用于工程实践，并通过了一系列实验考核，结果表明，采用此方法筛选出的面阵CCD芯片满足航天应用要求。

在大视场空间相机摄影过程中，不同视场位置对应的地物点存在较大的经度差和纬度差，导致地球自转引起的像移速度的大小和方向不同。而地球实际为椭球体，地物和投影中心的距离随视场位置、星下点与升交点夹角的变化而变化，使卫星轨道运动产生的像移速度随之变化。在分析大视场空间相机成像原理的基础上，推导了基于地球椭球的大视场空间相机在不同视场位置的像移速度和偏流角计算公式，并以某大视场空间相机为例，分析了各片电荷耦合器件(CCD)统一和分片调整行转移周期及偏流角对成像质量的影响。实验结果及分析表明，以调制传递函数(MTF)的下降不超过5%为约束条件，当时间延迟积分(TDI)级数大于8级时，应分片调整该相机各CCD的行转移周期，当TDI级数不超过8级时，可以统一调整行周期。当TDI级数为16级，分片调整行周期时沿轨方向MTF的下降率从17.33%减小到0.53%。

介绍了线阵-面阵CCD(LMCCD)制式相机的相关原理, 提出实现LMCCD相机的关键在于相机焦平面组件的研制。给出了LMCCD相机焦平面组件在研制过程中的关键技术, 如LMCCD像面基板与CCD的高精度拼接, 焦平面组件电子学部分的低噪声、高集成度设计, 焦平面组件在真空环境下的热噪声抑制和热传导设计, 以及焦平面组件的装配和焊接等。最后, 给出了研制和测试结果。LMCCD拼接的共面精度优于5 μm, 平移量和平行度均优于2 μm; 在典型工作情况下, 实验室测试信噪比优于90; 在15 min的工作周期下, 焦面组件的温度控制在30℃以下。这些结果满足LMCCD制式相机关于CCD拼接、焦面温度控制和信噪比的要求。

使用常规CCD设计了高速相机系统，并解决了相机高速工作方式下的一系列难题。介绍了行间转移面阵CCD芯片KAI-0340DM的工作原理，采用高度集成视频处理芯片来产生各高速时序信号；通过提高驱动芯片与线路板的热传导效率增加有效散热面积从而降低芯片的温升；建立了高速运放电路的自激振荡模型，并采用有效方法克服了自激振荡；采用串并转换的方法降低了数据整合的难度，通过压缩图像数据的消隐期对输出数据进行异步降频并使用Camera Link接口来传输数据。实验结果表明，该相机系统工作时驱动器温升仅5.2℃，信噪比>40 dB，动态范围不低于60 dB，可在4种分辨率下工作，当分辨率为640×480时，可在时间延迟积分(TDI)方式下工作。当相机的分辨率为228×164，帧频为1 000 frame/s，基本满足高速摄像的应用要求。