随着高精度航天器的快速发展,航天器对于空间力学环境的要求越来越苛刻。然而,作为一类典型的姿态控制部件,单框架控制力矩陀螺(SGCMG)工作时不可避免会产生微振动,进而降低航天器平台的指向精度和稳定度。为了减小SGCMG对空间任务的干扰,本文针对SGCMG开展了微振动隔离技术的研究,提出了一种新型的被动隔振装置,仿真分析并实验验证了该装置的隔振性能。论文的主要工作如下:分析了SGCMG的微振动扰动输出特性,并有针对性地提出了一种低刚度被动隔振方法,设计了一种新型的弹性—粘弹性复合结构被动隔振装置。该装置主要由弹性支承单元和粘弹性阻尼单元组成。测量了定温变频条件下粘弹材料的动态性能,采用标准流变模型和分数导数模型描述材料频变特性,结合实验数据辨识了模型参数。结果表明:相比于标准流变模型,分数导数模型的描述精度更高,最合理的拟合结果为分数导数五参数模型。建立了SGCMG隔振系统参数化有限元模型,分析了隔振系统的动力学特性和隔振性能。仿真结果表明:该被动隔振装置能有效隔离各自由度50Hz以上的扰动输入,并且粘弹材料的阻尼对共振区域响应有良好抑制作用。开展了SGCMG隔振装置的结构灵敏度分析,得到结构参数对隔振系统固有频率的影响趋势,在此基础上开展了隔振装置的结构优化设计。优化前后对比分析可知:优化后,各自由度有效隔振的频率范围扩展了13.46Hz以上;在SGCMG的工作转速下,六个自由度上的扰动传递率均小于-25dB,相比优化前降低了16.88%以上。搭建了微振动测量系统,开展了SGCMG隔振装置的地面验证实验,测量了工作转速下装置的隔振性能。实验结果表明:该隔振装置能有效隔离SGCMG六个自由度上的扰动,验证了该隔振方法的正确性和隔振装置的合理性。