为了实现像移大小的可靠预估, 建立了一种对从扰振源到成像像移的传递函数进行估算的数值分析方法.首先利用Kistler微扰振测力平台对飞轮扰振进行测量, 获得了各向扰振的高精度实测数据.将飞轮安装在高仿真度的整星样机中进行试验, 获得了受飞轮微振动影响的图像像移数据.利用飞轮扰振数据和像移数据中的谐波数据建立并求解了一系列以传递函数为待求变量的线性方程组.最后利用所得传递函数对相同批次不同飞轮产品扰振所致像移进行预估.对比预估值和该飞轮实测像移值发现：预估结果和实测结果中谐波特性一致.相对于实测值, 预估值在典型响应处误差不高于10%, 大部分预估值的绝对误差不超过0.1个像素, 所得传递函数可较好的对成像像移进行预估.相较于传统理论建模方法, 该方法具有更高的可信度和更快的分析速度.

针对卫星轨道上空间辐射环境引起的光学相机性能退化问题,采用8晶体管(8T)-全局曝光互补金属氧化物半导体(CMOS)图像传感器进行重离子辐照实验。实验结果显示,不同功能模块寄存器发生单粒子翻转,导致输出图像出现不同的异常模式,主要表现为输出图像“卡零”、若干相邻列输出异常、整幅图像“花屏”等。结合器件的不同子电路功能、工艺结构和工作原理,分析重离子入射器件微观作用过程对宏观图像异常模式的影响,深入探讨器件不同功能模块单粒子翻转的敏感性和损伤机理。研究结果可为CMOS图像传感器加固设计、单粒子地面模拟实验方法及标准和评估技术的建立提供重要参考。

为了对光学遥感卫星中飞轮微振动带来的成像像移进行精确预估, 研究了飞轮微振动对成像影响的相关机理, 建立了理论分析模型, 搭建了高仿真度实验测量平台.研究微振动对成像影响机理, 构建从飞轮扰振特性到成像像移之间的传递函数表达式, 理论证明了谐波特性和模态特性是飞轮微振动对成像像移影响的两大重要特性.搭建高仿真度的实验平台对微振动影响下的图像像移进行精确测量.对比理论模型分析所得像移和实验测量数据, 分析两者结果不一致产生的原因.结果表明：理论与测量的像移结果中谐波特性非常一致, 两者具有几乎一致的典型的谐波因子;模态特性在低频段具有较高一致性, 中低频段误差在8%以内.

为实现某型号微小卫星太阳帆板的压紧释放, 研制了一种小型熔线式压紧释放机构。首先, 设计了可测量预紧力的压紧机构, 得到扭矩与预紧力的2倍关系, 给出了预紧力的确定方法。然后, 根据绳索特点, 设计了具有电阻调节功能的解锁机构, 增强了对电源的适应能力, 满足了微小卫星快速模块化布局。最后, 进行了熔断特性实验与熔断参数设计, 得到熔断时间与电流的函数关系, 确定了该型号卫星解锁的熔断功率为6.25 W, 熔断时间为(6±1) s。 开展了实验室环境与真空环境下的可靠性验证实验, 结果表明: 所设计的压紧释放机构工作可靠, 适用于微小卫星展开机构, 且具有较好的通用性与扩展性。该项研究对微小卫星太阳帆板压紧释放装置设计和空间展开机构设计具有指导意义。

针对空间遥感器反射镜组件的结构复杂性和高性能需求, 对空间遥感器反射镜组件的设计方法进行了研究。提出了一种经验设计、拓扑优化与尺寸参数优化相结合的设计方法, 该方法可使设计结果快速收敛, 获得最优化的设计结构。采用该方法完成了某空间遥感器反射镜组件的结构设计, 通过有限元分析的手段得到了表征反射镜成像质量的RMS值, 同时对整个反射镜组件进行了动力学分析计算, 最后利用环境试验对有限元分析结果的正确性和设计的合理性进行了验证。结果表明: 在重力载荷、温度载荷、镜面加工残差和装配误差的综合影响下, 反射镜组件面形误差RMS值满足使用要求; 整个结构有一个好的动态刚度和合理的模态分布, 反射镜组件动态性能优良, 满足使用要求。针对反射镜组件的设计, 该设计方法是一种有效的、可靠的设计方法。

针对空间遥感器反射镜对支撑功能的需求,设计了一种应用于空间领域的大口径反射镜复合支撑结构。该复合支撑结构包括A框加切向拉杆的周边支撑和3组whiffletree结构组成的背部支撑。研究了复合支撑的支撑原理和工程实现。基于功能分配和指标分配的理念设计了复合支撑结构。采用有限元分析的手段对设计结果进行了静力学和动力学仿真验证, 然后对实际的支撑系统进行了相关的试验测试。试验结果表明, 采用复合支撑的反射镜组件在工作状态下的面形精度优于λ/50(λ=632.8 nm), 镜体刚体位移小于0.01 mm, 镜体转角小于2″, 质量小于50 kg。整个组件模态分布合理, 基频为161 Hz, 远高于设计要求的120 Hz。各项仿真和测试结果均表明该复合支撑效果良好, 满足空间遥感器对可靠性和稳定性的需求。

为了在微流控芯片上形成封闭的微通道等功能单元,克服热压键合中微流控结构的塌陷和热压所致芯片微翘曲对后续键合的影响,提出了一种适用于硬质聚合物微流控芯片的黏接筋与溶剂协同辅助的键合方法.以聚碳酸酯(PC)微流控芯片为研究对象,通过热压法在PC微流控芯片上的微通道两侧制作凸起的黏接筋,通过化学溶剂丙酮微溶PC圆片的表面,然后将PC圆片与带有黏接筋的PC微流控芯片贴合、加压、加热,从而实现微流控芯片的键合.分析了键合机理,并对键合工艺参数进行了优化.实验结果表明:键合质量受丙酮溶剂溶解PC圆片的时间和键合温度的影响,能够保证键合质量的最佳键合温度为80~90°,溶解时间为35~45 s,芯片的键合总耗时为3 min.与已有键合工艺相比,所提出的黏接筋与溶剂辅助键合工艺有效提高了键合效率.该键合方法不仅适用于具有不同宽度尺寸微通道的微流控芯片,还可扩展用于不同材料的硬质聚合物微流控芯片.

通过20多年的努力, 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所(以下简称长春光机所)现已成为我国航天光学遥感器研制领域的重要基地。本文在回顾其发展历史的基础上, 详实地介绍了近10年来长春光机所在这一领域取得的技术进步, 涵盖了航天光学遥感器研究、设计、制造、装调、检测、试验等各个方面。

为了克服离心式微流控芯片上血清提取对虹吸管亲水性的依赖,保证离心式微流控芯片功能的稳定性和可靠性,在芯片上设计了连接于血液分离腔的压缩空气腔,实现了高转速下血液的分离。基于压缩空气的辅助作用,并通过转速降低导致压缩空气腔内所储存气体压强的释放对血清的泵送作用,实现了离心式微流控芯片上血清的定量提取。基于等温气体的热力学平衡理论,分析了压缩空气腔压缩体积和虹吸管内液面位置与电机转速之间的关系,给出了基于压缩空气辅助作用的离心式血清提取结构的设计规律。以聚甲基丙烯酸甲酯(PMMA)为基材,采用CO2激光加工工艺,制作了离心式血清提取芯片,并测试了不同转速下被压缩气体的体积和血清液面在虹吸管中的位置。实验结果表明：转速为4000 r/min时,空气的被压缩量为8.7 μL,虹吸管能有效抑制全血溢出以防止全血进入血清提取腔;当转速降为1 000 r/min时,压缩气体所储存压强得到释放,克服了离心力,并驱动血清流过虹吸管最高点,进而实现血清的定量提取。

提出了一种导引头运动学参数标定方法, 用于提高两轴双框架导引头的视轴静态指向精度。首先, 根据导引头稳定平台的光机结构特点, 应用局部指数积(LPOE)公式建立了导引头理论运动学模型; 通过分析轴系误差对运动学参数的影响, 修正了理论运动学模型。然后, 结合参数标定原理, 设计了遗传算法。该算法采用多点交叉与自适应变异概率来提高搜索效率并求得全局最优解。以视轴静态指向误差为目标函数, 利用遗传算法对运动学参数进行了辨识。最后, 利用激光跟踪仪测得两组数据, 分别用于辨识参数及验证标定模型。实验结果表明: 视轴的静态指向精度由标定前的109.9″提高到22.3″, 显示提出的标定方法能够有效的修正导引头运动学参数。