随着遥感卫星分辨率越来越高,人们对卫星平台的指向精度和稳定性也提出了更高的要求。在航天器中有一些扰动源,其扰动特征表现为幅值低、频率高。通常情况下这些扰动对航天器的结构不会造成损害,但是会影响有效载荷的指向精度和姿态稳定性,甚至使其不能正常工作。国内外一些学者通过研究发现飞轮微振动扰动是航天器扰动源中最主要的,因此为保证高精密有效载荷的正常工作,对飞轮扰动特性分析和隔振方法研究就显得尤为重要。本文进行了飞轮动力学建模、飞轮扰动特性分析及对飞轮扰动的实验,最后针对飞轮扰动特性提出了具有高可靠性的飞轮隔振方法,本文主要工作如下:首先对飞轮的支撑方式进行简化和建模,建立了基于线弹性支撑的飞轮动力学模型,并将飞轮的主要扰动项作为外界激励带入模型,该动力学模型可有效反映飞轮在中低速时的动力学特性。然后分析轴承内部应变-载荷情况,给出了通过轴承参数计算轴承支撑刚度的方法,并进一步推导了考虑轴承振动的飞轮动力学模型。分析了基频扰动对于飞轮模态的激发情况,然后研究了考虑轴承支撑刚度非线性下飞轮质量不平衡的影响,并给出了改善轴承支撑刚度的方法。提出了根据飞轮输出谐波扰动计算飞轮模型主要参数的方法,通过数值算例证明了算法的有效性。然后对飞轮实际扰动输出进行了测量,通过对比数值算例中的输出曲线证明了飞轮模型的正确性,最后对飞轮六个自由度方向的扰动进行了分析。根据对单自由度飞轮隔振系统的分析,提出了在轴承上串联弹性支撑装置的隔振方法,利用折叠梁提供六自由度解耦的弹性支撑。并针对被动隔振的固有缺点,提出了一种基于速度负反馈的智能梁模型,该智能梁的引入可有效增加共振段的阻尼,实现了飞轮在全频段的隔振。通过上述研究给出了从飞轮内部参数计算飞轮动力学模型的方法、飞轮扰动特性的理论分析、飞轮扰动实验测量,到最后飞轮的隔振设计,为航天器飞轮设计制造时的参数预估,飞轮型号选择、实验测量数据处理以及飞轮的隔振设计提供了指导作用。