卫星在发射和飞行期间必须经受各种动力学载荷,因此需要在发射前进行振动测试。传统的卫星振动测试由于采用加速度谱包络的方式获取振动台控制谱,导致了“过试验”的发生。经过多年的研究和探索,现在国内外航天工程部门都认为力限是目前降低“过试验”危害的最有效手段。美国NASA及欧洲ESA很早就开始了力限的研究,并已经在航天产品的振动试验中应用,而我国的航天部门目前对于力限还处于探索阶段,因此深入的了解和研究力限是非常有意义的。本文首先研究了卫星振动试验“过试验”问题的产生机理。以被试结构和振动台为统一研究对象进行耦合结构动力学建模,详细导出了“飞行环境”、“加速度控制”和“力限控制”三种不同控制模式下的台面加速度、界面力与结构测点加速度等的表达式,分别定义了加速度控制响应放大函数T_a(ω)力控制响应放大函数T_f(ω)。籍此,讨论了“过试验”的机理以及力限对于“过试验”的补偿效果。在力限方法中,振动台力限制谱的制定是力限能否有效降低“过试验”的关键。本文利用固定界面模态综合法详细推导了星箭耦合结构的界面力、界面加速度及视在质量(界面力与界面加速度比值)的表达式,建立了由卫星及火箭的有效质量组成的有效质量等效模型,通过对界面力与界面加速度表达式的简化得到了简化模型,并将该模型的界面力与界面加速度与原结构曲线进行了比较,证明了简化的有效性和正确性。同时详细推导了NASA《力限振动试验专论》中复杂二自由度方法计算力限的过程,并将其与之前推导得到的有效质量简化模型进行了比较。最后介绍了力限振动试验中力测量装置FMD的构造及动力学特性,分析了卫星振动台力限试验得到的数据,验证了力限的有效性。