卫星及其部件在主动飞行段中都需要经历多种复杂动力学环境,可能发生失效。为了保证卫星能够经受这些恶劣的环境条件而不遭受损坏,必须把它们放在模拟这些力学环境的地面设备中进行环境试验。传统的加速度控制试验,由于试验条件定得太严格,会产生“过试验”现象,即造成产品原本在实际工作环境下能正常工作,却在振动试验中却受到不应有的损坏。力限控制试验技术是加速度和力的双重控制的试验方法,它是一种比较合理“过试验”改善试验技术。本文针对加速度试验的“过试验”原理,力限控制试验的“过试验”改善原理,力限控制试验条件,卫星振动台仿真试验,星-箭耦合载荷分析等相关问题展开了研究。本文主要工作如下:1.以被试卫星结构和振动台为统一研究对象进行星-台组合结构动力学建模针对不同台面控制方式展开分析,导出了“飞行环境”、“加速度控制”和“力限控制”三种不同环境模式下的界面加速度、界面力与卫星测点加速度等表达公式。通过分析比较,合理地解释了过试验的原因以及力限控制对于过试验的补偿作用。2.研究了力限控制条件的制定方法。采用复杂二自由度简化模型导出了星-箭组合结构界面力与加速度之间的动力学转换关系,给出了界面力限控制条件的计算公式。藉此,验证了美国航空航天局(NASA)文献中提供的计算公式的正确性,进一步给出了具体的计算步骤,并且数值算例验证了公式的合理性和可靠性。3.将复杂二自由度方法应用于卫星振动台仿真试验。进行了星-箭耦合飞行仿真计算,卫星振动台仿真计算。通过不同控制环境下界面力、界面加速度和卫星测点加速度响应数据的比较,进一步验证了复杂二自由度方法的合理性、可靠性和工程实用性,同时也验证了力限控制试验对于加速度“过试验”的改善效果。