航天器从发射到入轨虽然只有短短几十分钟，然而这段时间其所遭受的动力学环境极其严酷，会面临各种振动和冲击荷载的作用。有害动力学荷载会导致航天器与火箭的分离失败，过大的振动量级还会破坏航天器所搭载精密敏感设备，导致航天器入轨后不能正常工作。对此，传统解决方案是增加航天器的整体结构强度，或对局部精密设备进行减振处理。然而，传统思路不具备通用性，将增加航天器的结构设计难度。针对上述困境，科学家与工程师们提出并发展了“整星隔振”技术，其基本思想是将整个航天器作为一整体隔振对象进行处理，在航天器与适配器之间引入隔振装置或者重新设计具有减振隔振功能的新型适配器，期望能阻断有害动力学载荷的传递，为航天器营造一个理想的动力学发射环境。已有众多隔振方案，涉及对运载火箭和航天器的连接界面的大幅度修改，且隔振装置的附加系统质量大，占用有效空间太大，工程应用难度较大。因此，综合考虑火箭发射过程中的限制因素，设计更切合实际航天应用的箭载有效载荷隔振系统十分必要。本文设计适用于航天应用的非接触式电磁作动器，并以该作动器为基础设计用于箭载有效载荷振动控制的隔振系统，深入地开展箭载有效载荷结构振动控制研究工作。论文具体的工作概括如下：
　　首先，综合考虑航天工程中能源来源的便捷性，以及控制系统中执行机构的质量、频率范围、控制力大小、响应速率等综合因素，在传统电磁式作动器的基础上改进设计适用于箭载有效载荷振动控制的非接触式电磁作动器。同时，对该非接触式电磁作动器的工作原理进行理论推导，得到作动器的电磁作动力及电磁阻尼力表达式，并通过仿真和试验的方式对作动器力学性能进行研究。将自抗扰控制策略引入到结构振动主动控制研究中，并通过仿真分析自抗扰控制的结构振动控制效果。仿真结果表明，采用自抗扰控制能够有效地抑制结构的振动响应，扩张状态观测器的估计状态量能够很好的跟踪系统的输出，并且能够实时的给出系统的总和扰动量。进一步，搭建基于自抗扰控制策略和非接触式电磁作动器的单自由度结构振动主动控制系统半实物模型，通过试验的方式对整个控制系统有效性进行验证。试验结果表明，该主动控制系统能够有效地抑制结构在低频共振区间段的振动响应。
　　其次，结合现有箭载有效载荷振动控制技术，设计由非接触式电磁作动器和开口型支撑弹簧片等组成的新型箭载有效载荷隔振装置。该隔振装置的执行机构、支撑支架等部件都安装于火箭适配器内部，具有占用空间小和质量轻的特点，能够满足在不改变原有火箭与航天器接口的条件下进行隔振设计的要求。并且，通过改变弹簧片的刚度可以对整个航天器—隔振系统的刚度进行控制，在频率改变允许的范围内设计满足要求的隔振系统。同时，针对对系统动力学特性影响较大的支撑弹簧片，采用响应面法对其结构尺寸进行优化分析，得到符合设计目标的弹簧片结构参数。此外，通过试验研究引入隔振系统对航天器结构固有特性的影响，结果表明：引入隔振系统不会改变航天器的低阶固有结构模态，航天器的横向频率漂移率大于纵向。
　　然后，考虑刚性箭载有效载荷，建立刚性有效载荷隔振系统的动力方程，为系统的动力学响应和主动控制器的设计奠定基础。考虑电磁式作动器线圈短接，分析在电磁阻尼下隔振平台的被动隔振性能。结果显示：在被动状态下刚性箭载有效载荷的结构响应较小并且能够迅速衰减。进一步，将自抗扰控制方法引入到多输入多输出刚性箭载有效载荷振动控制中，设计针对刚性有效载荷的结构振动解耦控制策略，并通过仿真验证该控制策略的有效性。仿真结果表明：基于自抗扰控制策略的新型隔振平台能够有效地降低火箭激励所引起的结构振动响应。
　　之后，针对柔性箭载有效载荷，设计基于子空间辨识和H?鲁棒控制的结构振动控制策略。即，第一步，分别对被控系统输入控制力信号和扰动信号，并获得控制到输出以及扰动到输出的响应数据；第二步，根据获得的输入-输出信号数据采用子空间模型辨识法识别出系统输入-输出间的传递函数；第三步，确定出系统广义输入与输出后，构建广义控制对象；第四步，通过H?控制理论求解出系统的反馈控制器，带入到控制系统中。并采用该策略，以一多自由度振动系统为例，通过该系统的输入输出数据重构广义控制对象，设计鲁棒控制器对其振动响应进行控制。结果显示：在系统的共振频段内子空间法辨识出的系统传递函数与真实系统保持高度一致，其次采用鲁棒控制后极大降低了共振峰值区间段扰动到控制输出的振动传递率。
　　最后，对本文所提出的新型箭载有效载荷隔振系统进行样机的研制与装配，并基于dSpace快速控制原型技术，构建箭载有效载荷结构主动振动控制实验系统，对刚性和柔性箭载有效载荷分别采用不同的主动控制策略进行试验研究。试验结果显示：在外界扰动下该新型箭载有效载荷隔振系统能够有效地降低航天器低阶共振峰区段的振动响应。
　　本文所设计的非接触式电磁作动器和新型箭载有效载荷隔振平台以及针对柔性结构的振动控制策略对箭载有效载荷及其他结构的振动控制具有一定的指导意义和应用价值。