飞机、导弹及火箭等飞行器在结构设计阶段时,需要对其工作状态下的动力学特性做出合理预估计和判断,以避免飞行状态下发生颤振及失稳等现象。模态分析作为一种发展成熟且有效的工程方法,在相关结构的动力学参数识别问题上发挥了很大的作用。飞行状态下的航天器结构通常都处于非常复杂的工作环境中,承受着难以准确测量的环境激励,同时也难以施加人工激励,这给同时需要输入和输出信号的才能进行识别的传统模态分析方法带来了极大的困难。工况模态分析是模态分析领域近些年发展起来的新方法。在环境激励可以近似为白噪声的情况下,它可以直接根据结构工作时的响应数据建立模型,识别模态参数,进而准确和可靠的反映系统的实际工作状况。然而,在导弹发射等许多实际的工程应用中,飞行器除了承受随机环境激励外,还会同时受到冲击等非稳态环境激励。此时,传统的工况模态分析技术将无法适用。同时,飞行器在飞行过程中,摩擦引起的气动加热会导致飞行器的结构参数发生缓慢时变,这也给飞行器的模态识别带来了一定困难。针对上述背景,本文对工况模态分析的适用范围进行了拓展,并结合“短时时不变理论”,提出了针对时变结构的模态分析方法,并通过两个实验初步印证了该方法的有效性和实用性。论文的主要工作包括：首先,本文在理论上研究和对比了国内外文献和最新研究进展,系统地回顾了实验模态分析和工况模态分析的发展过程。详细推导了工况模态分析的理论基础,并证明了在白噪声耦合冲击的环境激励下,工况模态分析同样适用,从而拓展了其适用范围。同时设计了一组铝板试验,验证了理论拓展的正确性。其次,针对航天领域中常见的缓慢时变过程,本文引入了“短时时不变假设”,结合拓展后的工况模态分析方法,提出了针对航天领域的实际时变结构的模态识别方法。同时针对此方法,设计了相应的移动质量-悬臂梁实验,利用系统质量分布的改变模拟结构的时变过程,并运用新方法对系统进行了模态识别,验证了新方法的有效性。最后,本文设计了一组针对导弹尾翼舵片模型的受热时变实验,并运用”短时时不变假设”结合工况模态分析的识别方法,对舵片模型进行了模态辨识,分析得到了舵片模型在受热情况下动力学参数的时变规律。这也对真实的飞行器结构时变参数识别具有一定的指导意义。