针对红外光电跟踪系统的研制要求，设计了一套8～12μm波段折／衍射混合型双视场变焦系统。该系统结构简单、相对孔径大、变倍比高，突破了以往红外变焦系统相对孔径小、变倍比小、结构复杂等缺陷；采用衍射元件的固有特性进行消色差及消热差设计，并利用锗与硫化锌的混合来校正系统色球差，其最终设计的相对孔径（即F数）为1．1，系统变倍比为8。设计结果表明，在空间频率18lp／mm处，-40~70℃温度范围内，宽视场及窄视场MTF均在0．55以上，接近衍射极限；在接受半径为15μm的探测器像元内，能量透过率大于78．5％，表明该系统具有良好的成像质量，在实际使用温度环境下实现了消热差设计。

利用由精密测角仪、显微摄像测量系统、微型双光栅平面干涉仪、平行光管以及星点组成畸变测量系统，对小视场长焦距的镜头进行畸变测量。在计算镜头畸变中，利用中心视场区域内畸变设计无穷小，采用三次多项式拟和的方法，计算镜头理论焦距；在边视场采用像高高次方和视场角正弦高次方加权平均的方法对测量偏差角进行修正，得到各视场的相对和绝对畸变。通过实际测量和计算验证，镜头全视场畸变测量精度可达到0．02％。

介绍了嫦娥一号卫星有效载荷干涉成像光谱仪现场性能检测实验，包括焦距检测实验、MTF检测实验、谱线位置和光谱分辨率定标检测实验、光谱辐射度定标检测实验．分析了检测的必要性，确定了检测判据，制订了检测方案，规定了实验条件，给出了检测结果．通过实验，保证了干涉成像光谱仪以确定的和良好的技术状态发射．

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＋15Mv的探测能力。

简要介绍了弧矢聚焦双晶单色器的作用及基本原理,描述了离线测量弧矢聚焦双晶单色器出射光斑位置的方法。此方法为弧矢聚焦双晶单色器出射光束位置的快速装调提供了有效的措施。

干涉仪在系统中固定产生的应力会影响干涉条纹的调制度.将干涉仪的非通光面与干涉仪材料性能相同的玻璃平板胶合,做为干涉仪上下面的安装面,可以消除安装过程中对干涉仪产生的应力.选取航天通用的铸钛材料做为支撑件,可以避免恶劣航天环境中金属件热膨胀对干涉仪的破坏,采用XM31胶垫对干涉仪运输过程进行保护.整个装调中采用微应力装调.对整个系统采用工程分析软件进行了理论力学分析.结果表明,这种结构设计是可行的,同时采用2XSA60-T1000-32WL振动台,根据有关规范要求输入振动载荷,进行了力学环境试验.试验前后整个系统干涉图的MTF值基本不变.证明这种干涉仪结构设计以及微应力装调方法在工程应用上是可行的.

介绍了Sagnac型干涉仪错位量与成像光谱仪极限光谱分辨率的数学关系．在干涉仪胶合过程中，以波长为543．5nm的激光器做为单色光源，利用带有十字丝目标的平行光管、标准镜头（焦距为50．1mm）、CCD（像元大小为9μm）探测器组成测试系统，来确定两块半五角棱镜胶合时的错位量．利用波长为632．8nm的激光器做为单色光源，对整个成像光谱仪的分辨率进行检测，证明采用的干涉仪胶合方法可以保证胶合产生的剪切量满足光谱分辨率的要求．对于影响胶合错位量的因素进行了分析，计算了干涉仪的胶合准确度，得出影响干涉仪胶合错位量的主要因素是读数准确度．

以单片机为控制核心，利用单片机的运算和控制功能，实现对发动机点火提前角的精确曲线控制，从而使发动机工作在最理想状态，并用液晶显示模块实时显示所测速度和里程。改变了传统点火方式中点火时间不能随转速进行曲线控制，不能得到最佳点火点、不能使发动机在任何转速情况下都能发挥良好表现的缺点。