为了提高月基望远镜反射镜转台的工作性能, 对反射镜转台进行了热-结构耦合分析以及试验验证和在轨验证。根据输入条件、热载荷、热边界等建立有限元模型对反射镜转台结构及主要发热部件进行了温度场计算。将温度载荷, 预紧力载荷, 边界条件输入结构有限元模型进行了热-结构耦合分析, 得到了半封闭U型结构、高精密运动轴系、蜗轮蜗杆热变形和热应力。推导了轴系摩擦力矩的计算公式, 将分析计算中的数据代入公式中获得了轴系的摩擦力矩, 并根据摩擦力矩选取了合适力矩的电机。计算结果显示, 左轴系在低温工况-25℃下摩擦力矩较大, 达14.163 N·mm; 高温工况下摩擦力矩较小, 55℃时为4.796 N·mm。垂直轴轴系在低温工况-25 ℃时摩擦力矩为16.45 N·mm; 高温工况下由于轴系卸载, 摩擦力矩为零。结果表明反射镜转台可以在-25 ℃～+55 ℃下正常工作。文中还通过试验验证和在轨验证证明了反射镜转台热-结构耦合分析的有效性和合理性。

采用模拟试验在地面测试了月基望远镜(LOT)的星等探测信噪比及弥散斑能量集中度，用以验证望远镜的探测能力。与传统的通过分析CCD各项参数对噪声的影响来获得信噪比的方法不同，本文提出的方法客观、直接地通过图像信息来计算星点目标信噪比，其目标信噪比测试不确定度可优于8%。在测试弥散斑能量集中度时，通过质心算法求其弥散斑能量中心，进而提出了一种星点弥散斑高斯拟合方法来拟合弥散斑能量分布曲线。这种高斯拟合方法可使弥散斑能量集中度的测试精度提高10%。最后，通过试验测试了LOT相机星等探测信噪比及弥散斑能量集中度，验证了LOT相机+15 Mv的探测能力。

为了利用月球观测地球等离子体层的优势, 开展了月基望远镜的研究, 并对其进行了热设计和热分析。分析了月基望远镜所处的空间环境。对望远镜各个部分进行了热设计; 采用被动热控措施控制望远镜的温度水平, 降低空间环境的影响; 采用热疏导的方式对探测器进行散热。根据月基望远镜的空间环境、结构特点, 以及采取的热控措施, 在I-DEAS/TMG软件中建立有限元模型, 并进行了仿真分析。分析结果: 光学系统部分最大温度范围为-50℃~60℃, 机械结构部分为-110℃~105℃。热设计方案合理可行, 满足热设计要求, 其研究方法对其他舱外月基探测器的热设计具有一定的指导和借鉴作用。