为检验航天器结构设计的合理性,通常采用地面环境试验来模拟卫星在实际飞行过程中的受力情况。传统的卫星振动试验采用加速度包络的方式进行控制,该方法由于没有考虑卫星/火箭系统和卫星/振动台系统间机械阻抗的差异,在地面试验时,会产生过试验现象。经验证,在加速度控制的基础上增加力限控制,可以有效的缓解过试验问题。但由于条件的限制,无法利用力传感器测量星/箭界面的受力,因此需要对星/箭界面特性进行研究,来预测界面力的大小。国外力限控制技术起步较早,发展较为成熟,取得了较大的成效,但国内在此领域仍处于起步阶段。因此,分析和研究耦合界面受力情况,对力限控制技术的发展具有重要意义。首先,本文从理论上阐述了航天器过试验的原因,分析了卫星/火箭耦合系统与卫星/振动台系统间机械阻抗的差异,论述了力限控制技术缓解过试验现象的有效性,并详细介绍了目前已有的界面力谱预测方法。利用电学上的诺顿原理,导出了用于结构动力学的等效回路法,并运用于星箭耦合界面力谱分析。该方法计算过程简单,所需参数的物理意义明确,且都能通过试验的方式获得,具有较强的工程适用性。其次,采用子结构模态综合法,从结构动力学的角度分析了卫星和运载火箭连接面处的机械阻抗特性,并推导了界面力谱表达式,一方面揭示了系统模态参数与界面力谱的关系,简化了界面力的获取;另一方面,该方法所得表达式与电学上的等效回路法相同,可以相互验证。然后,利用等效回路法,进一步研究了如何根据已有的响应参数,来类推不同航天器与相同系列运载火箭界面处的响应情况。最后,以某工程型号卫星的结构星和模拟件为例,设计了星/箭串联振动试验,来验证耦合界面力表达式的正确性,试验结果表明,等效回路法所得界面力与试验测量界面力基本一致,可以为界面力谱的快速获取提供一定的参考。