针对某红外搜索系统快速反射镜设计需求，研究基于十字簧片传动结构与音圈致动器的快速反射镜机电联合仿真技术。建立快速反射镜的机电参数化模型，采用有限元分析法构建柔性结构传动刚度模型，同时建立音圈制动器的电磁驱动模型，并进行关键参数的迭代设计确定最优参数；以Matlab/Simulink 为联合仿真平台，建立反射镜动力学仿真接口与电磁驱动仿真接口，结合经典控制模型实现对反射镜机构的联合仿真，并获得系统动态响应的仿真结果。最后通过实验测试验证50 Hz 成像周期下回扫补偿残差与相位滞后，其中实测回扫补偿残差0.0365 mrad，相位滞后2.6 ms，虽然高于仿真分析结果但能够满足工程应用的需求；并对系统的开环频响曲线进行对比，中低频幅值响应误差不超过10%。仿真和实验结果表明，该联合仿真技术对于快速反射镜的设计与优化具有重要的理论指导意义。

为了减小振动对大负载光学载荷在飞行过程中相机成像质量的影响, 设计了一种新型向心结构的减震器。针对传统减振器的不足, 提出了向心结构的设计方案, 可以很好地将力进行解耦, 通过在升降板上沿圆环均布的方式排列安装, 有效避免了光学载荷内部发生碰撞。为了检验向心结构的减振效果, 通过拉伸试验与有限元分析相结合的方式对光学载荷验证。结果表明, 在 120 kg负载下, 整体结构最大变形为 3 mm, 最大应力为 34.3 MPa, 实际振型频率为 9.81 Hz, 均满足设计要求。

为了研究航空低温温度对自准直检焦系统的影响，从而指导实际检焦系统的设计及修正，本文根据自准直检焦及几何光学原理，分析了单点成像、条纹成像及有无像散条件下，成像位置、成 像宽度与接收的光强度差之间的相互关系，并给出了相关理论公式。结合实际的相机工况，对光学系统进行了相应的仿真，仿真结果显示，仿真双波峰电压值为1.4 V和0.47 V，与实际的检焦双波 峰电压值1.38 V和0.56 V基本一致。根据结果进行了温控和柔性支撑，从而使检焦正常，提高了自准直检焦系统的温度适应性。本研究对系统的温度适应性具有指导作用。

为了减小振动对长焦红外相机成像质量的影响，设计了一套新型减振系统。针对传统减振系统的不足，提出了一种新型减振系统，可以很好地将外框架传递到内框架上的振动隔离掉，通过Matlab采用参数优化算法得到新型减振系统的最优阻尼比ζopt 为0.6532。为了检测新型数减振系统的减振效果，对长焦红外相机进行了有限元分析与试验验证。结果表明，新型减振系统在5～2000 Hz 频带Z向的减振效果高达94.67%，因此可适应宽频带、大幅值随机振动的工作环境，保证了设备的正常工作，提高了成像质量。

轻型双波段航空相机工作时所处的环境条件比较复杂，由于环境的变化，航空相机的焦平面会发生不同程度的偏移，为了保证其成像质量，需要对变化的焦平面加以校正，因此设计了一套调焦机构。该调焦机构选用的是蜗轮蜗杆副以及调焦偏心凸轮的传动方式，调焦偏心凸轮转动带动调焦镜组沿光轴方向平动，从而解决了航空相机的离焦问题。该调焦机构优化后的外形尺寸为96 mm×65 mm×62 mm。对该调焦机构在其有效的工作区间内进行了精度分析，并且对其进行了传动精度实验和晃动精度实验。实验结果表明该调焦机构的传动精度为3.5 μm，最大晃动误差在±3″以内，满足结构空间尺寸和调焦精度的设计要求。

为了提高高马赫飞行下光学窗口的光学性能，对比分析了基于气动光学效应三种飞行器模型不同攻角的马赫数场、密度场、温度场和压力场的流场结构及对光学性能的影响。首先, 根据飞行器与来流的迎风面，建立了三种飞行器典型模型；继而, 给出了0°、5°和10°攻角飞行工况；然后,建立了基于Navier-Stokes方程和湍流模型的三种攻角流场分布；最后, 对比分析了宽平头体飞行器中三种攻角温度场作用下的光学系统传递函数。结果表明，马赫数场与密度场、温度场与压力场分别具有相似分布形式；相同飞行速度和攻角下，大迎风面的飞行器光学窗口周围温度与压力较小迎风面大；相同飞行器，较大攻角对应较大流场强度，攻角为0°、5°和10°时传递函数分别为0.188，0.097和0.028。此分析结果可为高马赫飞行下光学窗口优化提供一定的理论依据。

随着科学技术的进步，航空相机向着高分辨率、大视场方向发展，现有单片CCD 不能满足大视场的要求，高精度、多自由度的CCD拼接技术已成为当前发展的迫切需求。通过对比现有拼接技术的优劣，提出了一种新的大面阵CCD多自由度机械交错拼接技术，采用三点凸轮式多自由度拼接机构，取代传统修磨垫片方式，拼接时可在线实时调整。对拼接精度进行分析，结果表明，该方法的搭接误差＜2 μm，共面误差＜4 μm，满足航空相机大视场和高分辨率要求；对拼接结构进行模态仿真分析与模态测试实验，拼接机构一阶谐振频率大于390 Hz，满足使用要求。

航空遥感器在高速飞行时，由于光学窗口玻璃与大气间的摩擦会产生大量热，致使光学窗口玻璃在热载荷作用下发生变形，光束通过时会发生偏折、产生光程差等问题，导致航空遥感器的光学系统成像受到影响。为了更好地抑制这种影响，介绍了双层光学窗口的结构，并结合实例验证，对比分析了同等厚度下单、双层光学窗口的光学性能。根据窗口结构给出了在满足外界作业环境下，圆形和矩形窗口厚度的确定方法及不同窗口安装方式对厚度的影响；分析了在压力和温度的影响下，窗口玻璃的变形情况，并结合载机飞行工况对双层窗口进行了热变形分析；结合实际光学系统，验证了双层窗口的光学性能，并和同等厚度的单层窗口进行对比。分析结果表明，在航空遥感器高速飞行条件下，与同等厚度的单层窗口相比，双层窗口玻璃的径向温差和轴向温差更小；针对所研究的光学系统，双层光学窗口玻璃热变形后引起的光学系统离焦量更小，并且对光学系统调制传递函数（MTF）的影响更小，空间频率在0~65 cycle/mm 范围内不低于0.3，且在65 cycle/mm 时MTF 的相对下降量不超过10%，即双层光学窗口的引入使光学系统在不用调焦的情况下就可以满足使用要求。对双层光学窗口的分析研究也可以为其他航空光学窗口设计提供参考。

环境载荷引起的航空遥感器光机系统变形对遥感器的光学系统性能会产生严重的影响。为了评估这种影响，需要一种将结构分析和光学分析相结合的有效手段。利用光机集成分析方法，首先建立了长焦距航空遥感器的有限元模型并进行了静力学分析，针对整个航空遥感器系统分别给定航向、展向和法向的加速度载荷，仿真分析了航空遥感器在机载飞行中的变形情况，重点分析由环境载荷、支撑结构所导致的各光学元件的表面节点位移变化，并以Zernike 多项式为接口拟合各光学元件的镜面变形，将计算出的拟合系数代入光学分析软件对遥感器系统进行光机集成分析，评估指定环境载荷对该遥感器结构的光学系统性能的影响。分析结果表明，该航空遥感器在过载情况下，遥感器整体系统工作状态的光学调制传递函数在空间频率为0~62.5 cycle/mm 范围内不低于0.16，经光学核算满足成像要求。