高精度航天器在对地遥感、激光通信、深空观测等领域具有重要的应用价值。控制力矩陀螺具有输出力矩大,不消耗燃料等优点,适合作为高精度航天器的姿控执行机构。但是,控制力矩陀螺含有高速旋转的转子,由于转子不平衡等因素,控制力矩陀螺在输出姿控力矩的同时,会产生微振动,影响航天器的姿态稳定度。因此,开展控制力矩陀螺微振动特性分析与隔振方法研究具有重要意义。本文针对航天器控制力矩陀螺,从理论分析、数值仿真和实验研究三个方面,系统地开展了控制力矩陀螺微振动动力学建模与分析、微振动被动和主动隔振方法等研究。论文的主要工作概况如下:1、建立了控制力矩陀螺微振动动力学模型,分析了控制力矩陀螺微振动动力学特性。(1)建立了控制力矩陀螺单机系统的微振动动力学模型,分析了控制力矩陀螺微振动动力学特性,获得了控制力矩陀螺固有频率随框架角变化和转子转速变化的规律;分别分析了框架锁定和框架转动时,控制力矩陀螺的扰动输出特性以及框架轴和飞轮转子轴摇摆轨迹;对比分析了控制力矩陀螺理想输出力矩和考虑微振动影响的输出力矩的异同,得到了控制力矩陀螺扰动输出随框架角变化规律。(2)建立了控制力矩陀螺群组和航天器组成的耦合系统的动力学模型,分析了航天器在姿态保持和姿态机动时控制力矩陀螺产生的扰动对航天器姿态稳定度以及柔性部件振动的影响规律,结果表明控制力矩陀螺产生的扰动会引起航天器姿态角和柔性部件的高频微振动。2、提出了控制力矩陀螺微振动被动隔振方法,设计并分析了控制力矩陀螺微振动被动隔振装置。(1)提出了基于约束阻尼层的控制力矩陀螺微振动被动隔振方法,设计了由多个隔振单元并联组成的控制力矩陀螺隔振装置;建立了隔振装置的动力学模型,分析了隔振单元的形状和安装构型等参数对控制力矩陀螺隔振系统固有频率分布的影响规律。(2)建立了控制力矩陀螺和隔振装置组成的耦合系统的动力学模型,分析了隔振系统传递率随扰动频率的变化关系,结果表明,所设计的隔振装置能保证隔振系统的高频隔振效果不受系统高阶模态的影响。(3)仿真分析了控制力矩陀螺在框架锁定和框架转动情况下,隔振装置对控制力矩陀螺微振动的隔振效果,结果表明,增加隔振装置后,在框架锁定状态下,控制力矩陀螺转子不平衡引起的沿各方向扰动输出最少衰减87.27%,最大衰减99.57%;在框架转动状态下,叠加在控制力矩陀螺输出的姿态控制力矩上的高频扰动力矩被隔离,且隔振装置不会影响控制力矩陀螺正常的姿态控制力矩输出。3、提出了控制力矩陀螺微振动主被动一体化隔振方法。(1)研究了控制力矩陀螺微振动主动隔振方法,提出了通过在被动隔振单元上增加压电材料,使隔振装置成为主被动一体化隔振系统的设计方案。分别研究了基于全局状态反馈,基于扰动输出反馈和基于局部振动信息反馈的主动隔振控制方法,分析了压电材料粘贴位置对隔振系统性能的影响,获得了不同控制方法对隔振系统传递特性的影响规律。(2)仿真分析了控制力矩陀螺的飞轮转子加速过程中,被动隔振和主动隔振系统的扰动输出特性,结果表明,只采用被动隔振时,在转子低转速阶段的一些转速范围内扰动输出被放大,而采用主动隔振后,在转子全程加速过程中,系统扰动输出都保持在一个比较低的水平。(3)研究了控制力矩陀螺隔振装置参数对航天器姿态控制系统稳定性的影响规律,建立了“控制力矩陀螺群组+隔振平台+航天器”耦合系统的一体化模型,对比分析了增加隔振装置前后航天器在姿态保持和姿态机动时的三轴姿态以及柔性部件的运动规律,结果表明,隔振装置能有效减小控制力矩陀螺引起的航天器三轴姿态微振动角速度和柔性部件的高频微振动。4、开展了控制力矩陀螺微振动隔振实验研究。(1)研制了控制力矩陀螺微振动被动隔振装置原理样机,搭建了控制力矩陀螺微振动扰动直接测量实验系统和基于光学载荷光束指向测量的微振动扰动间接测量实验系统。(2)测试了控制力矩陀螺在框架锁定、框架转动等不同运行模式下的扰动输出,测试结果表明,在控制力矩陀螺各种运行模式下,隔振装置都能有效减小控制力矩陀螺输出的高频微振动扰动。相比无隔振的情况,在框架锁定时,隔振装置对控制力矩陀螺三个方向扰动力和力矩均方根值的衰减率不小于93.58%。对比测试了无隔振和有隔振两种情况下,控制力矩陀螺微振动对光学载荷光束指向的影响,结果表明隔振装置能有效减小光束指向的抖动幅值。通过论文研究,为航天器控制力矩陀螺微振动问题的分析和隔振装置的研制与应用提供了理论和技术参考。