随望远镜口径的不断增大, 其结构和热变形所导致的光学系统失调而造成图像质量下降问题越来越显著。为了估计望远镜的失调误差, 建立结构力学模型, 并对失调误差计算方法及补偿进行研究。对望远镜结构进行简化并采用有限元方法建立结构力学模型。然后, 以望远镜主次镜镜面节点的当前位置为输入, 提出了基于非线性最小二乘拟合的主次镜失调误差计算方法。以主镜当前光轴为基准, 以补偿失调误差为目标, 即主次镜光轴重合且无间隔误差, 提出了基于空间坐标变换来确定Hexapod平台支杆长度的计算方法。以2 m口径望远镜为例, 对重力及热变形所致的失调误差进行模拟, 并在此基础上利用Hexapod平台调整次镜位置来补偿失调误差。数值仿真结果表明: 重力变形和热变形均会导致光学系统出现明显的失调误差, 弥散斑最大达到了1 473 μm和557 μm, 经过次镜位置补偿, 弥散斑半径下降到32 μm以下。本文提出的失调误差以及Hexapod平台支杆长度计算方法可应用于实际望远镜标定和装调过程中。

为了减小X-Y直线电机精密运动平台同步控制的轮廓误差, 提高系统的控制精度, 针对传统交叉耦合控制结构的不足, 提出多电机控制系统的轮廓误差主动补偿结构。首先, 以永磁同步直线电机为例分析单轴伺服定位跟踪误差, 指出跟踪误差和位置参考有关, 结合实际工况中参考指令的扰动, 将耦合补偿量最终统一为参考指令的校正加入到系统中, 提出轮廓误差主动补偿结构, 将轮廓误差补偿量分别补偿到各轴伺服的位置环和速度环, 并通过仿真和实验进行验证。结果表明: 采用主动补偿方法的X-Y两轴运动平台跟踪大曲率复杂轨迹的轮廓误差平均值为20.68 μm; 单轴跟踪误差最大值为70 μm。相比传统交叉耦合控制结构, 主动补偿结构轮廓误差精度提高了15.5%, 同时降低了单轴的跟踪误差, 并能抑制参考指令扰动。

在红外热像仪的外场应用中,温度变化会对热像仪的光学系统特性产生影响,导致光学系统产生离焦,造成图像模糊,影响成像质量。针对这一问题,提出了机电式无热技术,利用移动透镜进行主动补偿,以消除或降低温度变化对图像质量造成的影响。基于实验数据研究了温度变化对热像仪焦距的影响,得到温度对焦距变化影响的规律。基于分析结果,得到不同温度下调焦电机补偿码值,并增加了温度测量接口,设计了自动补偿软逻辑控制软件。最后,在红外热像仪上进行了实物实验验证,验证实验结果表明,该方法可使长时间工作的红外热像仪图像一直保持基本状态。提出的机电式主动补偿方法避免了光学系统重新设计,具有较好的实践性和经济性。

由于微纳卫星反作用飞轮的输出力矩与气浮转台的干扰力矩属于同一量级，故无法直接采用气浮转台实现微纳卫星姿态动力学仿真及姿控系统的地面试验验证。为了解决这一问题，设计并研制了主动补偿式超低干扰力矩气浮转台。对气浮转台的干扰力矩进行分析，提出了3种减小干扰力矩的方法: 通过优化设计，降低了黏滞阻尼力矩; 通过配置斜向节流孔，并单独供气，产生大小可调的主动涡流以抵消气浮轴承的固有涡流，从而降低涡流力矩; 利用气浮轴承的摆动特性实现高精度平衡调节，减弱了重力诱导力矩。最后，设计了微小力矩测量装置，测量了剩余干扰力矩并基于测试结果来指导涡流力矩和重力诱导力矩补偿过程。测试结果显示: 气浮转台实现的干扰力矩小于5×10-5 Nm，小于反作用飞轮的最小输出1×10-4 Nm，满足微纳卫星姿态动力学及控制的地面验证需求。

非均匀照明导致的热像差是光刻机投影物镜工作过程中成像性能劣化的主要因素，对其补偿是必要的。针对物镜热像差的补偿问题，提出了分区式加热补偿镜的方案，利用玻璃材料折射率随温度变化的特点，采用电薄膜加热器在镜片的周围加热，从而产生可控的波前变化以补偿物镜由照明引起的热像差。建立了补偿方案的理论模型，并以一片平板透镜为对象开展了实验验证，实验结果表明，补偿前后镜片的波前由12.52 nm[均方根(RMS)]变化至2.95 nm(RMS)，表明该补偿方案是可行、有效的。

摆扫式航空遥感器采用线阵时间延迟积分电荷耦合器件(TDI-CCD)作为成像探测器，对运动的目标成像时，在积分时间内，飞行与时间延迟积分扫描二维空间上都存在拖影现象，降低了遥感系统的调制传递函数，导致图像的分辨率下降。针对上述现象，分析了像拖影产生的原因并建立了数学模型，定量分析了像拖影对调制传递函数的影响，通过调制传递函数与图像分辨率之间的关系，建立了像拖影与图像分辨率之间的映射，并采用主动补偿的方法进行像拖影补偿。利用动态目标发生器、平行光管以及三轴摇摆台模拟飞行环境，对理论分析结果进行实验验证。实验结果表明，当控制精度在理论允许的误差范围内时，图像拖影现象得到了明显改善，提高了图像的分辨率。

空间太阳望远镜中的双折射干涉滤光器对于温度的变化十分敏感，传统的滤光器在空间环境中很难做到高精度的温度控制。改进传统滤光器的结构，在每一单级中加入LCVR(液晶位相延迟器)，通过LCVR主动引入的附加位相延迟补偿由于温度波动引起的晶体位相延迟，可使滤光器透过率峰值波长始终保持稳定。以Lyot滤光器为研究对象，通过理论计算和模拟分析证明了该方法的可行性。该方法应用到空间双折射干涉滤光器可以使滤光器在卫星制造部门提供的环境温度下不使用任何温控系统依然正常使用，成功解决了空间双折射干涉滤光器温控精度的问题。由于摒弃了传统的两级温控装置，有效减小了滤光器的体积，减轻了滤光器的质量，使其更符合空间有效载荷的使用要求。

为了提高机载红外光学系统的环境适应性，分析了温度对光学系统的影响，比较了各种无热化补偿措施的优缺点。对提出的红外光学系统的结构形式、无热化补偿量进行了研究。首先，根据该系统无热化补偿的特点确定了主动无热化补偿的技术路线。接着，指出常规的凸轮-电位计检调焦机构无法满足要求，确定了以高精度步进电机为执行元件的方案。然后，针对该方法存在丢步的问题，引入线性霍尔元件作为位置反馈元件，采用局部拟合的方法实现了高精度无热化补偿。最后，介绍了该镜头的变倍及无热化补偿机构的实现方法。实验数据表明，此方案的补偿精度可以达到0.02 mm，实现了红外光学系统在全温度范围内MTF下降到0.05以内。该方法基本满足两档变倍红外光学系统在全温度范围内的性能要求。

采用轮辐式传感机构设计,将两个不同波长的布拉格光栅与轮辐中性轴线同时成相同角度,粘贴在两个对称轮辐侧面的中间位置构成传感头。利用光纤光栅波长绝对编码的特性,设计并研制了轮辐式温度自动补偿型光纤光栅测力传感器。理论分析和实验结果证明,该传感器具有温度自动补偿特性,可用于压力和拉力的高精度感测,其最大力的测量值达到3 kN,温度自动补偿范围为-20 ℃～75 ℃。

将光纤布拉格光栅斜向粘贴于厚度相等的等腰三角形悬臂梁的侧面,利用光纤光栅啁啾效应,通过测量带宽进行多种力学量的传感研究.理论和实验均证明,该传感装置具有温度自动补偿功能.在位移、应力等参量的传感实验中获得了很好的线性响应,位移和应力传感的灵敏度分别为2.47 nm/mm和2.26 nm/N,光纤光栅实验带宽达15.5 nm.