随着空间技术的不断发展革新,小型卫星逐渐成为航天器研制的主要趋势。小型卫星制造周期短,发射成本低,且容易实现组网达到高频次监控,满足用户日益增长的定制需求。空间相机是卫星的核心光学载荷,承担着光学探测的重要任务。在卫星不断朝着研制更快、体积更小、质量更轻的方向发展时,空间相机同样需要缩短加工周期,实现高度微型化与轻量化。铝合金材料与上述要求十分匹配。铝合金材料的空间反射镜相较于常用的陶瓷材料,加工周期能够缩短80%以上。但铝合金材料的机械性能低、线性膨胀系数大,当系统的相关成像指标提升时,如探测波段的减小、相机口径的增大,铝合金材料光机结构的设计难度陡增。因此,本文对铝合金材料在空间相机光机结构中的应用展开研究。铝合金材料的热性能薄弱,应用于精密的光机结构时需要考虑系统的温度许用范围能否满足要求。热光学理论中,同一材料的反射光学系统不存在热差。本文采用了全铝合金光机结构设计方案。针对某空间相机的具体成像指标,进行了光学系统设计。最终,系统采用了R-C光学系统搭配补偿镜组的形式,系统焦距为770mm,视场角2ω=1.5°,主镜有效口径为118mm,实现了400～800nm的宽波段衍射极限成像。并对该实际光学系统进行了热特性分析,验证了理想情况下同一材料的光学系统能够通过光学间隔和光学元件表面的变化匹配,自适应补偿焦距变化,实现消除热差。针对该空间相机的光机结构进行了详细设计。反射镜的参数变化对系统的成像质量影响最大。对300mm通用口径的一体化铝合金反射镜进行了拓扑优化与参数优化,分析其支撑特性,得出在自重条件下有效降低反射镜面形变化的有效特征,如中心六边形支撑结构。将其应用于该光机结构中128mm口径的主镜结构设计。自重下面形变化RMS能够达到6nm(0.01λ)以下。主支撑结构采用了薄壁圆筒式,并添加辐杆为次镜提供固定位置。主镜背板作为支撑主体,主镜、主支撑结构、后光路组件均嵌于主镜背板上。整体光机结构质量为2.2kg,包络尺寸为ф162×300mm。进行了光机结构的光机热集成分析,以成像质量作为评价标准探究其环境适应性。在不同方向的自重条件下,系统MTF在奈奎斯特频率处大于0.425。在均匀温度变化与重力耦合状态下,系统最大能在20±20℃范围内满足MTF在71.4lp/mm处大于0.3的成像要求。结合实际热控布置条件,以径向温差作为梯度温度场中的主要标准,系统的径向温差容许范围为±1℃。在结构样机的振动实验中,工装与相机整体不同方向下的模态分别为110、117、141Hz,满足系统动力学要求。在热试验中,相机在20℃与24℃标定温度的热平衡状态下,基本不存在轴向温差,温度波动均在±0.4℃以内,说明实际工况下能够保证成像质量。在系统传递函数测试中,相机在全视场上像质优良,满足系统指标。结合仿真分析和试验结果,得出了全铝合金光机结构的相关特性。验证了全铝合金光机结构在温度适应性方面的优势,通过反射镜背部结构设计解决了铝合金材料力学特性限制成像质量的问题,为铝合金材料在可见光波段空间相机中应用提供了参考。