随着航天任务的发展,光学载荷对卫星平台的姿态精度和稳定度的要求越来越高,但由于卫星上携带的挠性附件及姿态控制执行机构等部件产生的低、高频振动,严重影响了光学载荷的成像质量。为给光学载荷提供一个超静环境,本文主要对星上控制力矩陀螺的振动隔离和主动控制平台的隔振及指向一体化控制进行了研究。首先,分析了金字塔构型控制力矩陀螺群(CMGs)的几何结构并为其设计了桁架包络结构,为隔离CMGs的振动又设计了CMG隔振单元并建立了其动力学模型,通过频域分析表明该CMG隔振单元具有较好的三轴解耦特性和高频振动衰减特性。之后,将CMG隔振单元应用到航天器上建立了整星动力学模型,通过数值仿真分析表明CMG隔振单元能够提高星体姿态稳定度一个数量级以上。为进一步提高对CMG振动的衰减能力并有效利用桁架包络结构,对桁架结构进行了改造。考虑了金字塔构型CMGs的振动特性,将桁架结构中的部分支杆替换成了弹簧阻尼杆和主被动一体化振动控制杆,建立了桁架隔振结构的动力学模型。基于其动力学模型分析了桁架隔振结构的动力学特性,主动振动控制能够有效削减中低频处的谐振峰且不影响其高频响应特性。然后,对桁架隔振结构进行了整星仿真验证,整个仿真过程中桁架结构能够保持稳定且形变量较小,满足星体姿态控制需求并进一步提高了星体姿态稳定度。其次,为进一步提高光学载荷的成像质量,研究并分析了Stewart平台的隔振及指向控制一体化方法,根据测量信息的不同给出了两类指向控制方法,接着考虑卫星大角度姿态快速机动后载荷快速定向任务,完成了整星姿态控制回路的设计,并针对可能出现的航天器大角度姿态机动过程控制器响应不好的问题给出了五次多项式路径规划函数的计算方法。分析了支杆行程精度与平台指向精度的关系、支杆行程对平台运动能力的限制以及测量误差对不同控制方法的精度影响。最后,在不考虑姿态控制执行机构的情况下通过数值仿真分析验证了整星控制回路的有效性,又以桁架式CMGs作为姿态控制执行机构,对仿真结果进行了对比分析,结果表明使用隔振及指向一体化控制平台,能够大幅提高有效载荷的指向精度和稳定度,为光学载荷提供一个超静环境。