随着航天工业科学技术的进步,航天整星器逐渐向着高、精、尖的方向飞速发展,其在轨运行时会经历高低温、振动和真空等恶劣的空间环境特性,航天整星器关键部位的结构将会产生过量膨胀或收缩,导致航天整星器的部分功能与性能的缺失,甚至将会影响与其关联的设计与使用基准,最终影响到航天整星器有效载荷的正常工作。为了提高航天整星器运行的可靠性以及保证其在轨使用寿命,因此对其结构稳定性要求越来越高。为了评估航天器结构稳定性,需要在地面模拟其所经历的空间环境特性,对整星器结构进行微变形量的准确测量,为其设计和工程的应用提供理论依据及数据支撑。本研究项目首先进行了航天器稳定结构的微变形试验测量系统的设计,并构建了数字图像相关测量系统、应变传感器测量系统、测控温系。针对微变形整体试验测量系统综合阐述了微变形测量的影响因素来源,进而分析了影响该系统测量精度的主要因素。基于项目的研究基础和阶段性任务计划,本研究阶段主要针对振动和温度两个空间环境因素对测量系统精度的影响规律展开研究,并得到如下结论:（1）气浮隔振平台中部隔振效率最高,隔振效率在Z向隔振效率最好,通过隔振平台效果,其Z向位移误差可由66μm降低到15.8μm。（2）地面振动频率集中在0⁵0Hz范围内,振动速率响应量级为10^-5m/s。（3）基于数字图像相关测量系统,CCD相机需要预热60分钟才能达到自身热平衡,期间相机温度会升高10℃¹1℃。（4）对于数字图像相关测量系统,在温度梯度升高30℃之前的过程中,误差值随着温度升高的速率较大,温度梯度高于30℃后,变化速率变小。（5）温度变化会对应变传感器产生影响,需要进行温度补偿和修正。经修正后测量应变误差可由4.7%降至2.99%。利用上述研究成果,对测量系统进行优化,并利用该系统进行了航天整星器结构件的微变形测量试验,初步验证系统可用性。最后,对现阶段项目研究过程中的未解决问题进行了分析和探讨,并为后续研究工作的开展进行了规划。