航天器振动环境试验的首要目标,是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题,防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中,振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的,将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络,这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此,NASA从1993年以来,推行“力限振动试验(force limited vibration testing)”技术,即采用振动台加速度和界面力进行“双控”,以降低过试验的危害。但是,由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到,因此,通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLV技术研究的核心内容。本文首先对力限振动试验技术的产生背景和发展过程做了概述。接下来利用固定界面子结构模态综合法推导出了界面动力学响应的表达式,在此基础上按照不同频率段对耦合系统模型做简化,从而发现了力限振动试验技术中用于估算界面力极限的复杂二自由度方法的模型简化原理。然后构造一个算例模型进行仿真的振动试验,不仅再现了过实验现象发生的过程,还对复杂二自由度方法进行了验证分析。与此同时,考虑到频率段的划分方法会对最后的结果有影响,因此在此算例分析中,对划分频率段的方法还做了讨论。最后得到了力限振动试验的界面力控制谱并做了力限振动仿真实验,然后对试验结果做了分析。