随着航天红外技术向高定量化、高集成化方向的发展，传统基于CPU或DSP的黑体测控温系统无法满足高集成化和高精度的需要。针对上述问题，设计了基于FPGA的星载黑体高精度集成温控系统。该系统以FPGA为核心控制单元进行温度采集和控制，实现多功能高速并行处理。黑体测温模块采用三线制惠斯通电桥减小导线电阻影响，然后在信号调理部分采用集成运算放大器组成的三级有源滤波和放大实现了对电气输出的低噪声放大。与传统仪用放大器加无源滤波的信号调理方式相比，该方法具有更强的干扰抑制能力。同时，对铂电阻阻值与温度的非线性误差以及测温系统电路误差，提出了基于多项式模型及最小二乘理论的分级拟合校正方法，进一步提高了测温精度。控温模块采用新型模糊控制和增量式PID（FIPID）结合减小过冲，加快收敛速度。基于精密标准电阻的实测结果表明该系统测温精度在247~375 K范围内为0.035 K，比校正前精度0.383 K提高了90.9%。控温仿真实验表明与PID控温相比，FIPID的过冲为零，而PID算法有12.4%的过冲，且收敛速度提高了64%。地面热真空和在轨实际控温实验表明在256~367 K范围内实测控温精度为0.039 K，该方法已成功应用于某型号空间红外相机，且满足在轨高精度定标要求。该系统具有测控温精度高、动态范围大、易于集成化的优点，可推广应用于星上其他高精度主动温控。

为降低子镜促动器负载，保证拼接式主镜的面形精度和稳定性，针对子镜组件进行了一体优化设计。根据子镜组件设计要求初步确定了子镜的结构形式，基于反射镜背部三点支撑方案提出了一种开槽横梁多轴柔性支撑结构。为解决组件一体优化设计中引入变量过多，不易收敛的问题，设计了一种基于多岛遗传与梯度优化的组合优化算法。建立了以结构重量、面形精度为目标的优化模型，对子镜组件进行了一体设计、工程分析及试验验证。工程分析结果表明：子镜组件结构重量为1.74 kg，X、Y、Z三个方向上的基频均在400 Hz以上，面形精度均控制在5 nm以内。最后对子镜面形进行了检测，结果显示：子镜面形精度的RMS值为0.019λ（λ=632.8 nm），满足优于λ/50的设计要求，验证了设计和分析的准确性，表明针对子镜组件的一体优化设计方法是合理的，为空间相机反射镜支撑结构组件级一体化设计提供了新思路。

以全捷联光学制导飞行器打击运动目标为背景，本文将捷联解耦原理和状态约束控制方法相结合，提出了一种同时考虑导引头视场角约束和执行机构输入约束的新型制导控制一体化设计方法。首先，建立了具有严格反馈形式的全捷联制导控制一体化模型，针对模型的不确定性设计了一种对未知上界平方估计的自适应律，基于积分型障碍Lyapunov函数结合动态面控制解决了导引头视场角约束的问题，同时采用饱和函数光滑逼近以及Nussbaum增益函数解决了执行机构输入约束的问题。最后，通过Lyapunov理论证明了所设计制导控制一体化方法的一致有界稳定。典型场景的数值仿真结果表明，该方法可以同时满足捷联光学导引头8°，8.5°，9°的视场角约束以及舵执行机构10°的输入约束。

为系统地介绍面向航天快速发射的微纳卫星光学载荷设计与制造过程，从光学原理设计出发，以折反式光学相机为研究对象，主要介绍光学元件的结构设计、力学分析、加工及检测过程，最终得到500 km对地极限分辨率为3.1 m的光学载荷。研制结果表明，通过合理的光机结构设计，并选取单点金刚石车削、磁流变修形以及计算机控制光学表面成形加工等工艺，能够满足航天快发技术对于光学卫星载荷短研制周期、高性能、轻质量、小体积以及低成本的技术要求，为研制同类型相机和进一步提高航天快发技术提供了参考。

三维电子散斑干涉技术（3D ESPI）具有非接触、高精度、高灵敏度和全场测量等优点，被广泛应用于许多领域。为了实现非接触动态全场三维测量，设计并建立了一个紧凑、完备的三维测量系统。用一个多波长光纤耦合激光器代替3个独立光源，产生的离面、面内散斑干涉图仅用一台彩色CCD相机就能捕捉和处理；整个测量系统采用笼式结构，具有高度的灵活性和稳定性；对基于小波变换的相位展开算法进行了编程，实现了被测物体三维位移信息的完整提取。实验证明该测量系统可以实时获取被测物体的三维位移，在测量实验中，获得的三维位移值17.68 μm、36.23 μm、13.85 μm，相比于实际位移值18.1 μm、36.4 μm、14.0 μm它们的绝对误差分别为0.42 μm、0.17 μm、0.15 μm，相对误差分别为2.3%、0.5%、1.1%。