平行度测试仪是检测大型光电经纬仪多光轴系统平行度的设备,要求平行度测试仪的精度要达到0.5″。方法是利用一块反射镜和两块五棱镜将一束准直光束分光成两束平行光束,大型经纬仪的两个光学系统分别接收这两束平行光,两束平行光所成像的脱靶量差值即为两光学系统的光轴平行度。利用两个精度为0.1″的自准直平行光管和一块平面反射镜检测平行度测试仪精度。经检测标定后平行度测试仪的精度可达到0.5″,能够很好的满足检测平行度为2″的光学系统的检测。

研制了一种可在野外使用的光轴平行性测量仪器，该仪器利用热靶技术进行1．06μm激光谱段到3～5μm、8—12μm红外谱段的转换，实现了对光电跟踪测量设备25MW强激光发射器光轴与红外传感器光轴间的平行性误差测量。仪器的设计主体采用完全对称的结构和积木式的组装方式，保证了仪器在野外恶劣环境下保持测量精度不变。通过巧妙地利用电磁开关控制，实现了仪器靶面的远距离控制转换。装调工艺和检测措施确保了仪器的测量精度，并通过各种环境试验验证了仪器的可靠性。对仪器精度和环境适应性测试表明，该仪器测量精度达到10＂，并可在-30℃-＋60℃的条件下，保持精度≤10＂。

空间光学的发展对光学系统的轻量化提出越来越高的要求，作为一种超轻量化的方法，介绍了主动调节刚性支撑薄膜型反射的概念，这种薄膜型反射镜由美国率先提出，并制造出口径500mm厚2mm的模型镜，反射镜的面形通过均匀分布的致动器的微量移动来调整，致动器的最小位移是20nm。美国使用压电陶瓷做致动器，有利于实现系统的轻量化。在试验阶段，设计一套机械微动装置来代替压电陶瓷做致动器，它的微动原理是利用杠杆减速机构及球面上的不同点的矢高变化来得到所需要的微位移，这套机构具有结构简易，重量轻，易于加工制造的特点， 同时具有较高的灵敏度。

检验大口径长焦距光学系统，需要相应的大口径长焦距平行光管，而大口径长焦距平行光管的制造不同于矩焦距平行光管的制造，环境因素及光学元件的固定方式对光管的成像质量有银大的影响。为了使光管有着较好的质量，光学镜面要有较好的面形及灵敏的调整机械。本文介绍主反射镜的支撑方式对镜面面形的影响及主反射镜的支撑和调整机构。

为了满足大口径光学系统各分立元件的高精度对心要求,设计制造了总装调对心干涉仪。介绍了仪器的工作原理及关键结构工艺,并对影响偏心测量的因素进行了讨论。仪器的测量精度同被测镜的曲率半径及两测量点的间距有关。当被测镜的曲率半径小于1.5 m、两测量点的间距为500 mm时,其偏心测量精度小于1μm,仪器的测量偏心角度的最小格值达0.12″。

小型通用飞机通常需要采用相对简单的增升系统及自身良好的气动性能以满足起飞和着陆阶段的安全和效益的匹配要求，这些与大迎角空气动力学特性有关。而控制翼身结合部的流动分离，对改善小型飞机的大迎角性能具有重要的工程应用价值。通过数值模拟的方法，对某一典型通用飞机外形的着陆构型的气动性能及翼根处的流动机理研究得出，翼根处产生的马蹄涡及边角涡以及根部前缘吸力峰增高是导致翼根气流分离的主要原因，由此可通过前缘整流、展向整流和中后段三方面进行相关的整流方案设计。

飞机由各个部件组装成为一个整体,在各个连接部位彼此气流互相干扰,会导致干扰阻力增加,严重影响飞机大迎角下的气动性能,因此,优化连接部位几何参数匹配对减小干扰阻力及改善飞机大迎角流动具有重要的工程应用价值。以某一特定飞机的机翼-机身的连接部位着陆构型为研究对象,采用数值模拟的方法,从连接部位的前缘、展向中段及后段3个方面开展几何参数优化匹配。结果表明:合适的前缘相对厚度、前缘后掠角和前缘整流长度、展向中段整流长度及后段翼根型面曲率能够有效地改善连接部位的气流分离,减小了干扰阻力,改善了升力特性和升阻力特性。

对于大型民用飞机,机身后体的阻力对全机阻力特性影响较大。为减小后体阻力,目前大多数民机在设计时重点研究后体参数(如上翘角、扁平度、长细比、收缩比等)对阻力特性的影响,但由于后体流场极为复杂,后体参数的设计并不能明显改善机身后体的气流分离现象。针对机身后体流场气流分离的特点,提出了一种在机身后体加装端板的方法,通过后体端板产生的旋涡达到改善机身后体气流分离的目的。结果表明:改进方法能有效地改善后体流场特性,优化机身后体气动性能。