卫星等航天器在发射进入太空的过程中经历着非常残酷的动力学环境，为了保证发射任务的成功，以前都是针对预测的动力学环境来设计航天器使其避免在发射中破坏，这却导致了航天器结构设计的复杂性和保守性，加重了发射成本并挤占运载器有限的发射重量和空间。二十世纪九十年代提出的整星隔振技术从改善航天器的动力学环境入手，通过修改或替代星箭连接适配器来保证航天器在发射过程中承受的动力学环境降低到可以接受的水平，从而降低航天器的设计标准或者增加发射任务的可靠性。本论文结合国防科工委民用航天科研预先研究项目，对课题组提出的新型整星主被动一体化隔振器进行了相关研究，主要研究内容及成果包括以下几个方面：　　采用单自由度和两自由度隔振理论分析了整星隔振的原理及对隔振效果的影响因素，利用有限元方法建立了新型整星隔振系统的被动隔振模型和主被动一体化隔振模型并进行了仿真分析。利用ERA方法辨识系统参数并结合平衡降阶法对有限元建立的模型进行降维，得到控制系统设计所需要的低阶被控系统标称模型和由于模态截断等造成的建模误差。　　在分析压电材料作动性能的基础上，对新型整星隔振器采用的压电作动器建立了动力学模型；为了保证压电作动器能更有效的发挥作用，结合新型整星隔振器的结构对压电作动器的安装形式进行了设计；采用动态灵敏度的方法分析了压电作动器的优化配置问题，在此基础上提出了基于动态灵敏度的优化配置准则，并对采用柔性卫星的整星结构进行了压电作动器的优化配置仿真，通过灵敏度分析数据解释了整星结构安装压电作动器后横向刚度改变量大于纵向刚度该变量的原因。最后，通过试验验证了压电作动器安装对结构刚度的影响和采用弹簧连接更有利于压电作动器发挥作用。　　对振动控制来说，外激励的振动响应是我们要抑制的扰动对象，本论文把外激励的响应和外激励分别作为扰动进行了分析，建立了相应控制系统框图和广义控制系统模型。建模误差即模型的不确定性和外界扰动的不确定性是鲁棒控制器设计时必须要考虑的问题，本论文在对整星隔振系统模型不确定性分析的基础上利用H∞控制理论分析了整星隔振系统的振动控制问题，并研究了振动控制中如何选择相应的加权函数，最后针对前文的整星系统模型设计了相应的鲁棒H∞控制器并进行了仿真分析。　　时滞控制可以从另一个角度来实现控制器对系统模型不确定和外界扰动不确定性的鲁棒性，本论文介绍了时滞控制的三种研究思路：时滞滤波器方法、时滞学习控制器方法和时滞观测器方法。对忽略作动器动态和考虑作动器动态两种情况下振动控制问题的时滞控制分别进行了研究，对新型整星隔振器设计了时滞控制器并进行了仿真研究，结果表明，时滞控制器对模型不确定性的鲁棒性优于H∞鲁棒控制器，而且时滞控制更有利于作动器性能的发挥。　　对新型整星隔振平台建立了试验模型并进行了刚体卫星和柔性卫星的主被动一体化控制试验研究，结果表明，主被动一体化隔振平台模型对刚体卫星和柔性卫星都有较好的隔振效果，可以在被动隔振的基础上进一步降低卫星共振频率的振动幅值。