高轨光学遥感卫星的光学载荷需要超静力学环境，这对卫星平台的姿态精度和姿态稳定度提出了更高的要求。由于仅靠姿态控制算法难以实现平台的高精度、高稳定度控制，高精度航天器需要考虑微振动对姿态控制的影响，本文着重研究航天器微振动的抑制方案以及星上载荷光轴的主动控制。　　为抑制卫星上高速转动的姿控执行机构产生的高频微振动，本文采用被动隔振平台对姿控执行机构进行隔振，并对比研究了集中隔振和分散隔振两种方案，结果表明：航天器进行大角度机动时，对于高刚度隔振器，两种隔振均具有稳定性，并且指向控制性能相似。对于低刚度隔振器，集中隔振较分散隔振容易失稳；在姿态稳定控制工况下，对于高刚度隔振器和低刚度隔振器，两种隔振方案性能基本一致。　　在姿控执行机构被动隔振的基础上，本文进一步研究了对载荷也隔振的两级隔振卫星构型。建立了包含典型的航天器微振动源以及载荷—本体隔振界面的卫星闭环控制动力学模型并对其姿态控制进行仿真。仿真时对比了对载荷被动隔振以及主被动混合隔振两种方案，结果表明被动隔振设计简单，但低频隔振性能不足，而主被动控制混合隔振能够有效提高载荷姿态精度和稳定度两个数量级。　　除一般的隔振方法外，本文研究了一种新型隔振卫星——非接触分离式卫星的动力学建模与控制。采用拉格朗日法建立了有柔性线缆连接的分离式卫星的刚柔耦合动力学模型，并仿真分析了柔性线缆对分离式卫星的隔振以及指向性能的影响，结果表明柔性线缆会降低分离式卫星的低频隔振性能并使其载荷模块的指向控制稳态误差明显增大。为减轻柔性线缆动力学影响，基于自抗扰控制设计了载荷模块的六自由度解耦控制器，成功补偿了柔性线缆动力学。　　在载荷模块实现高精、高稳控制的基础上，本文以常用光学载荷—压电偏摆镜为对象研究其光轴的高精度指向控制，建立了卫星和偏摆镜耦合的闭环控制动力学模型并整定了PID控制器参数，采用半物理实验的方式验证了控制器性能，实验结果表明压电偏摆镜指向控制稳态误差的方差仅为0.25μrad，偏摆镜光轴能够实现高精度指向控制。