对于环境载荷恶劣、光学面变形复杂的光机系统，传统光机热集成分析方法的计算误差较大。提出了基于刚体运动完备方程的光机热集成分析方法，利用双立方样条插值法对光学面进行修正，然后建立光学面刚体运动完备方程，采用优化的求解方式分离光学镜面刚体运动，最后采用最小二乘方法求解Zernike多项式系数，实现对光学镜面弹性变形的表征。采用数值案例和工程案例验证了所提方法的有效性和正确性，定量分析了刚体运动方程、镜面修正方法、镜面点阵分布以及面形等关键因素对光机热分析结果的影响，结果表明，所提方法比传统方法更为精确地分离出光学面刚体运动和弹性变形量，且不依赖于光学面的解析方程，镜面变形的复杂程度对分析结果的影响较大。

为实现快速、柔性矩形光斑激光表面热处理，提出了一种基于空间非相干合束的10 kW矩形光斑激光合束器。同时入射该合束器的18束光纤传输的972 nm半导体激光束按照“交错式矩形”同轴排列。在构建18束激光总体热源数学模型基础上，对10 kW激光合束1 000 s时间内合束器中所有光学透镜的温度分布、热变形分布和热应力分布规律进行了有限元分析研究，结合实验测量验证了合束器长期工作的安全性和可靠性。连续运转1 000 s时，合束器输出的矩形合束激光的最大功率达到10.64 kW，功率不稳定性<±1.2％。研究结果可为超高功率激光空间合束系统的安全性和可靠性评估提供参考依据。

空间光学遥感器光机结构在复杂的空间轨道热环境中会产生热变形，影响探测精度。为解决光学遥感器光机结构热变形测量问题，本文提出了基于数字摄影测量和光纤光栅传感的热变形组合监测方法；建立了具有热解耦功能的光纤光栅布局方法和变形测量模型算法，理论分析了光纤光栅光谱变化与应变、温度的关系，采用实验方法标定光纤光栅应变传感器和温度传感器，得出光纤光栅中心波长漂移量与应变、温度的关系；搭建了数字摄影测量试验系统，结合光纤光栅传感网络测量光机结构的应变和温度场，实现了光机结构热应变高精度测量。研究结果表明：数字摄影和光纤光栅组合测量方法可实现光机结构位移场、应变场和温度场同时测量，热解耦后结构变形测量精度达到0.02 mm，可用于光机结构在轨热变形的合理预测，在空间光学遥感器光机结构在轨监测中具有应用前景。

空间光学相机是高精度系统，其主镜由重复伸展机构支撑到位并实现系统成像。为了提高空间光学相机可重复展收机构的精度，基于Miura折纸原理提出薄膜防护罩折叠方法并进行了参数分析。采用NX/SST仿真软件分析了伸展机构有无防护罩包覆的温度场，研究了主镜安装面在不同温度梯度下的变形规律，利用伸展机构防护罩样机进行了伸展机构可重复展收实验。结果表明本文设计的可重复折展薄膜防护罩的展开角θ_A=120°时，结构已完成接近85%的展开，此时模型形状依然规整，验证了防护罩的随动重复展收功能。通过热分析发现，有防护罩时伸展机构最高温度为12 ℃，最低温度为3.5 ℃，与无防护罩相比，最高温度降低了22 ℃，最低温度提高了51.5 ℃，防护罩有效降低了伸展机构的温度梯度。实验结果表明，伸展机构在进行了10次重复展开试验后，在X方向重复精度平均值的绝对值为0.002 16 mm，Y方向为0.005 96 mm，Z方向为0.003 48 mm。本文设计的伸展机构具有较高的重复展收精度，基于折纸原理设计的薄膜防护罩具有良好的可重复展收、遮光和热控效果，可以有效保证光学相机在空间环境的应用。

本文基于增强树脂碳纤维铺层优化设计的方法对某光学卫星的结构热变形进行了优化设计和试验验证。首先分析得到卫星所在太阳同步轨道的外热流数据，然后根据外热流数据及卫星热特性分析计算得到卫星各舱板的高温工况和低温工况的温度载荷分布情况。根据极端工况卫星平台的温度载荷，以铺层角度作为设计变量，分析求得卫星平台相机支腿安装平面的平面度、角度以及整星X/Y/Z 3个方向一阶频率的变化情况。分析数据表明，当θ=40°时相机安装板的蜂窝板面板铺层角度顺序为［90°，+40，0°，-40，-40，0°，+40，90°］，载荷安装面热变形最小，整星基频满足运载火箭要求。经过热试验和振动试验验证，该设计方案在热载荷影响下，有效载荷安装面的平面度优于0.05，变化角度优于60″，X/Y/Z方向的一阶基频分别为22，18，49.8 Hz，满足光学相机安装精度及运载火箭对卫星基频的相关要求。