《表2 CMG扰振特性：基于主被动一体隔振指向平台的柔性航天器高精高稳指向方法》

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《基于主被动一体隔振指向平台的柔性航天器高精高稳指向方法》

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注:Fx、Fy、Fz为x、y、z方向的扰振力，Mx、My、Mz为x、y、z方向的扰振力矩。

为进一步验证采用主被动一体隔振指向Stewart平台后系统振动抑制性能，在卫星本体上加入CMG扰振力和扰振力矩（见表2），特征频率为100 Hz及对应的0.6倍频和2倍频。开展姿态控制仿真，载荷和平台姿态角速度仿真结果如图7所示。对卫星本体和载荷的的姿态角速度进行频谱分析，结果如图8所示，可见载荷姿态角速度在CMG特征频率处的振动幅值相对于平台都有大幅衰减，说明采用主被动一体隔振指向Stewart平台可以实现对高频振动的抑制。