为提升卫星定姿精度, 采用 NOIP1SN025KA型 CMOS探测器设计了一款完整的观星相机。在辐照环境温度 24℃、测试环境温度 24℃、测试环境湿度 37% RH的环境条件下利用 60Co-γ辐射源进行了抗辐照实验。然后, 设计了焦距为 500 mm、F数为 4、视场角为 2.4.的光学系统。电子学系统以 FPGA作为核心控制器件, 控制 CMOS输出数字信号, 并通过 TLK2711将信号传回卫星数传系统。机械结构部分主要由主镜组件、次镜组件、校正镜组件、遮光罩、支腿等部分组成。采用计量筒(殷钢)支撑次镜的设计方案, 保证主次镜间隔变化在温度变化工况下满足公差要求。反射镜组件设计有径向和轴向柔性, 保证光学表面在力热环境下的面形精度。校正镜组件采用压圈切向压紧镜片的安装方式, 对镜片的应力小, 对中性好, 耐冲击和振动, 能够保持良好的结构稳定性。整机通过主镜背板与卫星连接。星载观星相机具备成像和传输星点的阈值和坐标信息两种工作模式。通过外场成像实验可知, 该相机成像质量良好、移植性强、可靠性高。视场角范围内, 可以拍摄到约 10颗星, 同时可以观测到 9等星, 可有效辅助星敏感器工作。

提高光机结构的温度适应性对空间相机降低热控难度、提升系统稳定性具有重要意义。根据统一材料结构可以消除系统热差的原理，选用铝合金材料对某可见光波段空间相机的光机结构进行了设计，并完成了实际工况下的工程分析，达到了在 20℃±15℃均匀温度变化与不同方向重力耦合状态下，像质均满足 MTF(modulation transfer function)在 71.4 lp/mm处大于 0.3的成像指标。采取常用的不同材料搭配方案进行对比分析，相同工况的全铝结构稳定性远优于不同材料方案，验证了统一材料的光机结构在温度适应性方面的优势。

针对口径为 300 mm的一体化铝合金反射镜进行了拓扑优化设计，在反射镜光轴方向的自重载荷下，以整体柔度作为约束，反射镜最小体积作为目标进行迭代优化，得到了拓扑优化结果模型，根据其特征建立了实体模型并进行了参数优化，最终得到了总质量为 2.08 kg、面形均方根 RMS(Root Mean Square）为 5.9 nm、轻量化率为 70%的一体化反射镜结构。通过参数优化，结合与对比结构的对比验证了拓扑结构特征的有效性，并进行了支撑特性分析。中心六边形的支撑结构和半封闭的结构在自重工况下对面形精度的提升有极大贡献。中心六边形结构存在最佳支撑位置，即正六边形高度与直径比值为 0.26。

基于飞行时间法（Time-of-Flight, TOF）的 3D相机是一种体积小、误差小、抗干扰能力强、可直接输出深度信息的新型立体成像设备。目前, 该类相机已成为测量成像领域的研究热点。本文首先介绍了 TOF相机的发展历程及测量原理；随后对 TOF相机测量误差来源及类型进行分析；接着将 TOF技术与其他主流的三维成像技术进行对比分析；最后对 TOF相机的应用与发展趋势进行了阐述。

为解决空间反射镜镜体质量和面形精度在轻量化设计过程中会引起相互冲突的问题, 针对某型离轴三反光学系统的长条形主反射镜进行了结构优化设计研究, 提出了一种基于 SiC材料的中心支撑的轻量化结构, 同时引入了多目标集成优化方法, 以镜体质量(Mass)和面形(RMS)同时作为优化目标, 得到一个反射镜最佳结构模型, 其质量为 2.32 kg, 轻量化率达到了 73.8%; 然后, 对反射镜支撑结构进行了结构设计和说明, 并对该组件进行了仿真分析, 在 X、 Y、Z三轴方向 1 g重力工况下的 RMS值分别达到 2.5 nm、2.2 nm、7.3 nm, 4 ℃均匀温升载荷工况下的 RMS值为3.2 nm, 远小于设计要求的 RMS≤λ/50(λ=632.8 nm), 满足设计要求。

为满足大口径反射镜在复杂空间环境下对高面形精度和热稳定性的要求, 针对某Φ 660 mm口径反射镜进行了轻量化研究。提出了一种采用经典理论公式创建反射镜初始结构, 结合灵敏度分析和参数优化进行综合设计的方法。首先构建了反射镜参数化模型, 采用灵敏度分析研究镜体结构参数对面形变化的影响规律, 找到对镜面面形RMS值灵敏度高的结构参数进行优化迭代。相比于传统反射镜结构设计方法,此方法缩小了优化设计空间, 节约了计算成本与时间, 能够在设计空间内全局寻优, 较快收敛于最优值。优化后反射镜在自重载荷工况下镜面面形PV值小于?姿/10, RMS值小于?姿/40(?姿=632.8 nm), 镜体质量为13.6 kg, 轻量化率达78.4%。镜体组件一阶频率为121 Hz, 满足反射镜动态刚度要求, 根据优化后的结果建立了反射镜的最佳结构模型, 并进行了投产制造。

由于大口径空间相机对空间环境变化和卫星内部振源引起的微振动十分敏感, 本文研究了影响成像质量的微振动频率响应的计算方法, 以改善相机的在轨动态成像质量。该方法通过实际光学模型取代线性光学模型, 建立微振动光机集成模型, 从而计算影响成像质量的微振动频率响应。首先, 建立大口径空间相机有限元模型, 进行结构频率响应计算, 得到采样频率点的光学表面节点位移和相位。然后, 通过蒙特卡洛分析方法, 建立微振动光机集成模型, 以均方根光学系统动态传递函数和视轴漂移衡量大口径空间相机动态成像性能。最后, 研制了大口径空间相机力学样机, 对其进行了振动试验, 验证了有限元模型的正确性。试验结果表明仿真结果与试验结果接近, 误差均在5%以内, 满足大口径空间相机动态成像质量分析的要求。

采用背部三点支撑方式的空间光学遥感器长条形反射镜目前尚无普遍适用的支撑点设置方法,只能对某一确定尺寸和长宽比的反射镜进行专门设计。本文提出了基于规则模型的、以参数化模型为核心的集成参数化设计方法,并建立了长条形实体反射镜背部三点支撑集成参数化模型。在集成环境中通过试验设计、响应面分析等方法对设计参数进行了分析和优化,结果表明在轴向重力工况,镜面面形峰谷(PV)值优于λ/10 (λ=632.5 nm)的设计要求下,长条形碳化硅反射镜背部三点支撑的最大适用尺寸为1 m。文中给出了最优支撑点布置,并确定了厚径比最优为1/10。最后,对集成参数化分析方法进行了精度分析,结果显示该方法整体误差为6.13%。提出的方法确定了空间长条镜背部三点支撑的适用范围,提供了支撑点最佳布置,为空间相机不同尺寸要求的长条镜设计打下了基础。