为了简化六自由度并联机构的参数标定过程，提高标定效率，降低标定成本，提出了基于正交位移测量系统的位姿测量装置及方法。首先，研究了该装置的位姿解算方法，利用空间解析几何的方法，求解其运动学正解与逆解。其次，利用微小位移合成法，建立了并联机构及正交位移测量系统组合体的误差模型。然后，基于误差模型，构建了组合体参数误差辨识的最优化问题数学模型，其中，传感器示值的平方和最小为目标函数，组合体的结构参数误差为设计变量。最后，利用正交位移测量系统对六自由度并联机构位姿进行测量，利用OASIS奥希思软件直接搜索出参数误差最优解，将其补偿到并联机构控制系统中，完成并联机构的参数标定。标定前后位姿误差对比表明：最大位置误差降低了58%～96%，最大姿态误差降低了92%～97%。利用正交位移测量系统进行并联机构参数标定，不仅可有效提升并联机构的定位精度，还可有效简化标定工作，提升标定效率，降低标定成本。

针对某700 mm×249 mm长条形空间反射镜组件结构设计要求，对反射镜及其支撑结构进行了详细的光机结构设计。首先，从反射镜材料选择、径厚比、支撑方案及轻量化形式等角度出发，对反射镜进行结构设计。通过理论计算得到长条形反射镜的支撑点数。对支撑点位进行了优化，并探索了支撑孔位对反射镜自重变形的影响规律。其次，为满足反射镜组件的力、热环境适应性要求，设计了一种新型柔性支撑结构，并给出了柔性铰链薄弱环节对反射镜面形精度的影响；对支撑结构安装位置深度进行优化，给出反射镜面形精度关于支撑结构安装位置的变化曲线。然后，对反射镜组件进行了有限元分析，自重和5 ℃温升载荷工况下，反射镜面形精度峰谷（Peak Valley，PV）值和均方根（Root Mean Square，RMS）值最大分别达到58.2 nm和12.3 nm；反射镜组件一阶固有频率为259 Hz，低频正弦扫描振动条件下柔性支撑最大应力响应为138 MPa。最后，进行了动力学试验测试。测试结果表明，反射镜组件一阶固有频率为255 Hz，有限元分析误差为1.7%。分析和试验结果表明，反射镜组件结构设计合理，满足设计指标要求。

本文研究了卷帘快门式CMOS成像器件在拍摄星图时引入的快门效应。根据卷帘快门CMOS图像传感器的成像原理和特点, 分析了星图中由于快门效应导致的星点变化情况，对该成像方式引入的图像变形，提出了一种像移补偿方法。该方法在已知星图拍摄帧频、CMOS图形传感器相邻行曝光时间间隔的基础上，通过对相邻星图中的星点进行目标提取、质心计算以及星点质心匹配等操作，完成景物在像面上像移速度的计算，最后结合该速度值和CMOS图像传感器的行曝光时间间隔，计算星点质心在单帧星图中的像移，逆向补偿。通过实际拍摄的星图对算法的效果进行测试，实验结果表明，利用补偿后的星图解算姿态数据时，其中非机动模式下与两个星敏的夹角误差可达到0.5″以内，机动模式下与两个星敏的夹角误差也可达到0.6″左右，不仅明显优于补偿前，且精度高于很多目前主流的星敏感器。该实验结果不仅证明了算法的有效性，而且在一定程度上推广了卷帘快门式CMOS 相机在航空航天领域的应用。