传统的航天器振动试验,通常是按照制定好的试验条件来控制试件底部的加速度输入来考核试件承受发射过程中的力学环境的能力。而这种试验条件的制定,是通过对实际飞行测得的或有限元计算得到的试件与安装结构界面处加速度响应的峰值进行包络得到的。这种包络的方法,并未考虑试件在实际工作状态下由于动力吸振效应导致试件固有频率处响应量级低的情况,使得试验过程中在试件的固有频率处的加速度输入比实际情况高出许多倍,从而产生严重的过试验,易对试件造成损坏。本文正是针对这一问题,对近年来国际上采用的力限制试验方法进行了研究。这种试验方法是在控制加速度输入的基础上,通过监测和限制试件和振动台之间的支反力,使其更符合试件在实际工作环境下的受力来减轻过试验的。本文的主要工作包括:(1)通过推导耦合系统在基础激励下绝对加速度频响函数,验证了耦合系统存在动力吸振效应,并研究了其与两振子质量比、阻尼比和固有频率比值等参数之间的关系;通过负载振子在实际工作状态下与在振动台振动试验过程中的界面支反力的比较,解释了传统振动试验中过试验产生的机理。(2)在结构机械阻抗的研究中,对于结构视在质量的计算,提出了通过在界面处添零质量块求解受基础激励的系统约束界面处的视在质量的方法;通过对系统在界面力作用下运动方程的推导,得到了系统等效的并联振子模型;通过对一个四自由度系统机械阻抗的仿真求解,验证了系统机械阻抗的求解算法和通过有效质量来判断重要模态的结论。(3)由于实际飞行过程中的界面力数据无法测得,本文在对试件和支撑系统阻抗分析的基础上,通过计算试件在耦合系统共振频率处的视在质量的方法来制定力试验条件。该方法通过对六自由度耦合系统的仿真得到了验证;(4)设计并完成了对实际的铝板结构力限制正弦振动试验和随机振动试验。试验结果表明,在振动试验中引入力限制后,加速度输入在试件的某些固有频率处大幅下凹,将过试验减轻了10dB以上,从而验证了力试验条件的制定方法的合理性及力限制振动试验的优势和可行性。