该文以航天器实际工程应用为背景,结合国家自然科学基金项目“航天器结构系统一体化振动控制理论与技术研究”,和“十五”航天领域科研课题“星-箭减振、隔振研究”课题工作,进行航天复杂结构动力学分析,以改善设备及有效载荷的动力学环境为目标,深入研究了复杂结构动力系统的理论建模、试验建模、特殊环境下航行体结构动态特性分析、航天器结构系统的减振、隔振等几个方面的问题.该文立足于理论方法的创新与实际应用相结合,尤其是针对解决工程中实际问题的需要,在研究过程中强调实用性和可靠性的统一,进行了一系列验证性试验.分析了大型复杂结构动力学理论建模与试验建模各自存在的问题,基于并行过程的思想,研究了理论与试验相结合的一体化建模方法.强调动态特性预示以及试验设计,使理论与试验建模从几何模型、模态对应到模型迭代修正,整个过程进行实时相关性分析,有效地避免早期建模错误的产生.而传统的基于结果相关的模型修正方法在理论上无法修正建模过程中存在的错误.在此基础上进行了导弹模型结构的实际建模研究.研究了航天器有效载荷半主动隔振问题.为了改善火箭发射过程中,振动环境对有效载荷造成的不利影响,探索性地提出了空气弹簧系统隔振技术,完成了隔振器的方案设计和动力学特性分析.进而,考虑系统输入激励的时变特性,给出了分段可变结构半主动隔振控制方法.仿真分析表明,该隔振技术对抑制航天器有效载荷振动是可行的.