航天器在短短几十分钟的发射阶段要承复杂和恶劣的动力学环境,包括作用在航天器表面的火箭整流罩内的噪声载荷和通过星箭连接面传递来的发动机振动和分离装置的爆炸冲击。这些强烈的振动如果不加以有效的抑制,将可能引起局部失稳、承力件断裂或结构破坏;也可能对振动敏感的组件造成指标漂移、工作失效等故障。整星隔振通过研究航天器隔振和阻尼技术对其动力学特性的影响,依据发射阶段的动力学环境制定相应的技术方案从而在不改变航天器结构的前提改善航天器振动环境和动力学特性,有效地提高系统的可靠性,降低发射失败的风险。本文从研究和设计一种电磁作动器出发,分别在单轴、六自由度Stewart隔振平台以及大型柔性航天器整星隔振器等几种典型机构中研究作动器的应用及主被动一体化振动控制方法。本文主要研究了以下几方面内容:首先提出和论述了电磁隔振器的原理、设计与实现问题,作为整篇文章的基础和主线。介绍了电磁作动器设计中所涉及的电磁场基本理论,针对课题所选用的直线音圈式电磁作动器的工作原理进行分析;提出电磁作动器设计应遵循的原则并给出设计方案;通过理论计算及电磁有限元仿真分析对此设计方案进行结构优化及作动性能的初步分析。其次深入研究了单轴电磁隔振系统的原理、特性及基于线性空间描述的控制方法。根据主动隔振的基本原理给出了主动控制系统的两种数学模型,并介绍了系统稳定性的基本判据;介绍了线性控制系统的LQR最优控制律及其基于状态观测器的实现问题;针对电磁作动器样机设计了单自由度主动隔振系统,通过仿真比较了不同参数下LQR最优控制器和带降维状态观测器的最优控制系统的隔振效果;针对电磁隔振器的反电动势带来的输入输出非线性问题提出了电流环PID控制器,使输出电流复现输入信号,从而使作动力与输入信号成线性比例关系;针对由柔性载荷隔振系统简化而来的二自由度隔振系统进行了控制器设计与仿真分析。随后,采用Stewart平台作为隔振机构,研究了刚性卫星的6自由度隔振。采用Newton-Euler法分别分析了隔振平台的运动学与动力学特性,建立任务空间和关节空间下的动力学方程及线性化处理,分析了系统的响应、传递函数等特性;针对Stewart平台多入多出和输出反馈的控制需求以及建模、噪声等不确定性因素的影响,介绍了H∞鲁棒控制律的原理;在前文分析的基础上,对于实际系统中可能存在的噪声、测量误差等不确定性因素,选定合适的加权函数,并求解出相应的H∞控制矩阵,研究Stewart隔振平台的主动隔振效果。接着提出了一种嵌入式整星隔振系统,将电磁作动器应用于其中设计了用于大型柔性航天器的主被动一体化隔振平台。给出了隔振系统的结构设计,分析了增加隔振系统前后固有特性的改变;介绍了多自由度弹性系统的模态空间描述方法和模态力与实际作用力的转换关系,给出了独立模态控制的方法和基本步骤;分别通过模态观测和特征系统实现的思想给出了多自由度系统模态控制的两种系统实现方法,并通过模型降阶使控制系统真正能够在实际工程中实现;基于前文介绍的H?方法,针对隔振系统的数学模型求解了鲁棒控制率并进行仿真分析。最后对基于电磁作动器的几种典型隔振机构进行了隔振平台的实验研究。对单个作动器的单自由度隔振系统进行了扫频和定频实验,以研究电磁作动器的特性并验证作动器的设计;分别针对Stewart隔振平台及主被动一体化隔振平台进行了整星隔振实验,对动力学模型和控制理论做出了验证,并验证了电磁作动器在整星隔振应用中的可行性。