卫星有效载荷是卫星功能的反映,不同功能的卫星其有效载荷往往相差甚远。随着我国现代化建设以及国防建设的需要,卫星的功能要求越来越多,这样势必使得新研制的部件在整星中所占的比例提高,同时产品研制周期较以往缩短。即形成了“多、快、好、省”的卫星有效载荷需求模式。　　 有效的卫星部件振动试验对于保证卫星有效载荷“多、快、好、省”的研制非常关键。卫星部件振动试验是考核部件承受动力学环境能力的一项常规试验,传统的振动试验包括正弦扫频振动试验以及随机振动试验,该两类试验的条件是在考虑了一定的安全系数后由相似有效载荷飞行试验数据或整星振动试验数据通过加速度曲线包络而得到的。然而一般来讲部件振动试验过程中的边界条件与部件实际工作状态的边界条件是不同的,具体地说就是振动试验过程中部件通过试验转接托架与振动台面相连,实际工作状态部件是安装在安装体(卫星各舱板)上的,而振动转接托架与安装体的动力学特性是不相同的(在传统振动试验中振动转接托架的刚度是非常大的)。本文通过建立安装体与试验件(卫星部件)的等效力学模型,通过理论分析指出传统振动试验中存在动力吸振现象,从而导致传统振动试验中试验件的固有频率处过试验,阐述了过试验给产品研制带来的危害。　　 为了使得卫星部件振动试验考核更加有效,本文提出了力限控制的振动试验方法以及试验步骤,给出了力限振动试验条件的制定方法。通过使用单向力传感器对某星承力筒进行了力限振动试验,从试验结果看,通过力限控制技术进行振动试验是可行的,且力限技术可以很好地解决传统振动试验中卫星部件在其固有频率处的过试验问题。