为了提高对地观测和空间观测对目标成像的质量,航天器需要能够为光学载荷提供准确的视野和稳定的工作环境,这给航天器的姿态控制精度和稳定度都提出了较高的要求。但是,航天器在轨运行时会受到来自外部环境的扰动和自身结构的振动,这些都会对姿态控制的精度和稳定度产生影响。要想提高姿态控制的精度和稳定度,首先需要对星上主要的扰动源进行分析,然后针对扰动源的特点提出振动抑制策略,并在考虑振动抑制策略的基础上进行姿态控制方法的研究。本论文针对具有姿态高精度和高稳定度需求的航天器,研究了其动力学特性及振动姿态一体化控制方法,具体工作如下:首先根据角动量定理和凯恩方程,建立了带有角动量交换装置、柔性附件和光学载荷的航天器动力学模型,模型中考虑了控制力矩陀螺(CMG)的转子质量不平衡、安装误差的特性,且模型中考虑的执行机构CMG在框架锁死的情况下可以被认为是飞轮。接着针对常用的执行机构振动隔离装置—六自由度隔振平台,建立了考虑铰链摩擦和碰撞情况下的隔振平台动力学模型,分析了铰链间隙参数对隔振平台隔振性能的影响,以及对整星姿态控制稳定度的影响。分析结果表明,当铰链间隙较小、等效刚度较大时,隔振平台输出响应的形式与不考虑铰链特性的线性系统相似;当铰链间隙较大时,隔振平台的输出响应呈现较强的非线性频谱特性,随着铰链等效刚度的减小输出响应的幅值增大,进而导致航天器姿态控制稳定度降低。针对含有高速旋转转子的执行机构(飞轮和CMG)动态特性,提出了新型的隔振系统方案并给出隔振系统参数设计的方法。针对飞轮扰动频率随转子转速变化的特点,提出了一种正负刚度隔振支杆,推导了带有正负刚度支杆的隔振平台传递特性,借助于频域分析的手段提出了正负刚度支杆参数设计方法,所设计的带有正负刚度支杆的隔振平台能够有效抑制共振峰值;针对传统六自由度隔振平台体积较大、各通道间相互耦合等缺点,提出了具有模块化、轻量化特点的CMG内部隔振结构,并提出了内部隔振结构部件的参数设计方法。为进一步提高航天器姿态控制的精度和稳定度,针对带有柔性附件的航天器研究了基于磁悬浮技术的主动隔振方法及振动与姿态一体化控制策略。基于电磁相互作用的基本原理和部件隔振的结构需求提出了一种磁悬浮支杆,为其设计了反馈控制电流并给出了反馈系数选取方法,并基于此研究了由磁悬浮支杆构成的磁悬浮隔振平台的动力学特性。在此基础上,分别针对载荷较小且系统模型精确已知的情况和载荷较大且惯量不确定的情况,提出了利用磁悬浮隔振平台分别实施执行机构隔振和载荷隔振的策略,并在充分考虑隔振策略带来的控制器设计约束下,分别提出了改进的有限时间姿态控制策略和自适应控制策略,以保证航天器的高精度高稳定度姿态控制需求。最后对考虑本体柔性的航天器的振动特性进行分析,并研究了其振动抑制策略。以大型桁架结构航天器为例建立了柔性本体+柔性附件的航天器动力学模型,并对柔性航天器上的振动传播特性进行分析;针对柔性航天器的高频振动抑制问题,提出在每个CMG安装处单独进行隔振的策略,分析了考虑安装位置的CMG隔振系统传递特性;针对柔性航天器的低频振动抑制问题,设计了考虑姿态控制带宽约束下的自适应滑模控制器。数值仿真验证了以上分析方法与设计方法的正确性和有效性。