在现代航天工程领域中,航天器的系统组成越来越复杂,航天器在轨运行时各部件,如动量轮、控制力矩陀螺、太阳帆板等正常工作引起的不可避免的振动不仅会造成航天器自身结构的振动响应,也会干扰航天器敏感仪器设备正常工作,影响它们的精度和可靠性,导致测控导航、姿态指向和观测瞄准等重要指标下降,甚至导致敏感仪器工作异常或失效,严重影响航天器机动性能、数据传输稳定性,最终可能导致飞行任务失败的严重后果。因此,本文结合国家自然基金项目及国家重点基础研究发展计划子课题,对航天器上敏感仪器设备的多自由度精密隔振问题进行系统深入研究,提出了多维主被动一体化隔振的设计方法,研制了适合特殊空间环境的主被动一体化作动器,并设计了一种基于主被动一体化作动器的隔振平台,建立了面向敏感有效载荷的多自由度精密隔振策略,减小振动对敏感仪器正常工作的影响,为其提供安静的力学环境。针对传统被动隔振与主动隔振各自的优缺点,提出了一种基于压电陶瓷和粘弹性材料的主被动一体化作动器。该作动器具有结构紧凑,尺寸小和重量轻的优点,同时细杆状外型有利于与航天器结构集成设计,减小运动干涉。根据其动力学特性需求,完成了作动器原型的设计与实验测试,并搭建实验系统完成了性能实验。实验结果表明提出的基于压电陶瓷的主被动一体化作动器在低频段和高频段都具有较好的隔振效果,其中低频段隔振和谐振峰值的抑制主要通过主动隔振部分实现,而高频段的隔振功能由被动部分承担。在主动部分出错或完全失效的情况下,被动部分仍能够正常工作,此时可以获得不差于单纯采用被动隔振器的隔振效果,客观提高了系统的可靠性。提出的主被动一体化作动器采用通过一定工艺叠合而成的压电陶瓷堆,它在输出位移与驱动电压之间存在多值对应的迟滞现象,是智能材料的固有特性。这种迟滞将限制主被动一体化作动器的响应速度及控制精度。针对这一问题,基于Bouc-Wen模型建立了能描述基于压电陶瓷的主被动一体化作动器迟滞特性的数学模型,并提出了相应参数辨识方法,通过实验验证迟滞模型及参数辨识方法的有效性。提出了两种基于该迟滞数学模型的线性化控制方法,分别为前馈补偿和前馈补偿-PI反馈复合控制,仿真分析验证了两种线性化控制方法的有效性,结果表明,两种方法均能实现主被动一体化作动器的线性化控制,复合控制的线性化效果优于前馈控制。主被动一体化作动器的线性化控制为其应用于多自由度隔振平台,完成振动主动实时控制奠定基础。为实现敏感有效载荷的六自由度隔振,提出了使用基于压电陶瓷的主被动一体化作动器为支撑杆件,以正交结构为原型的两杆正交隔振模块。由于航天器敏感有效载荷受到的扰动振幅较小,且基于压电陶瓷的主被动一体化作动器输出量程为微米级,因此铰链间隙影响被放大。针对此种情况采用一种无间隙式球铰,并应用于正交隔振模块。基于该正交隔振模块,针对质量大、直径大、安装空间受限、直径与安装高度比极大的航天器敏感有效载荷,设计了一种三个正交隔振模块组成的六维正交隔振平台,基于拉格朗日方程建立所设计的六维正交隔振平台的动力学方程,为后续对六维正交隔振平台的动力学特性分析做准备。基于建立的采用主被动一体化作动器的六维隔振平台的动力学方程,考虑系统存在的非结构不确定性,如动力学建模时的简化处理、模型误差等,设计了鲁棒H∞控制器,保证隔振系统在不确定因素存在时依然有良好的隔振性能。针对动力学模型中存在的结构不确定性,建立了含有刚度、阻尼不确定的参数摄动模型,提出基于μ综合理论的鲁棒控制器,大大降低H∞控制器对于结构不确定性模型控制的保守性。对控制器进行仿真分析,结果表明采用鲁棒控制的六维正交隔振平台对于各种形式的激励信号均能有效衰减,有效隔振频带宽10Hz~+∞范围,能够完全消除一阶谐振峰值,且随着激励频率增大,衰减效果增强。为验证理论分析的有效性,进行了六维正交隔振平台隔振性能实验。针对敏感有效载荷各项性能指标要求,设计并研制有效载荷模拟件。完成实验样机研制及机械系统搭建,基于快速控制原型技术,建立了隔振平台实时控制系统,完成了硬件及软件调试,以竖直方向信号为激励信号,完成隔振性能测试。实验结果表明,主被动一体化控制下的六维隔振平台能够在18Hz~+∞范围内,有效衰减振动,能够完全衰减系统一阶谐振峰值。该实验进一步验证基于压电陶瓷的主被动一体化六维正交隔振平台能够提高整个系统的稳定性和可靠性、降低能耗,即使主动控制环节失效,隔振平台自身被动结构仍具有一定的隔振能力。