随着人类科技的进步以及科研和商业需求的演变,大型航空航天结构的研发成为了航空航天领域极为重要的一部分。较大的外形尺寸为这些结构的动力学特性相关测试试验带来了极大的挑战,通过全尺寸试验来获得结构的动力学特性会受到试验成本和试验环境的制约。因此依据原始结构,建立满足一定动力学相似关系的缩比模型替代原始结构开展模型试验是现阶段能够采用的一种具备可操作性与可实现性的有效方法。而且在某些模型设计中,出于不同的设计需求,除了满足动力学相似还需满足结构相似。本文以某大型运载火箭的动力学相似缩比模型设计及地面试验、某大型客机机翼的气动弹性缩比相似模型设计两个案例为基础开展了大型航空航天结构缩比相似模型设计方法研究,形成了同时满足动力学相似与结构相似的缩比相似模型设计方法。首先,本文介绍了相似理论在缩比模型设计中的应用,推导了火箭动力学缩比相似律和气动弹性缩比相似律。然后,详细介绍了两个缩比模型设计算例。提出了一种参数化建模方法,形成了基于数值仿真的缩比模型设计过程和基于建模仿真的模型制造过程;完成了某大型运载火箭动力学相似缩比模型设计制造及地面振动试验,试验模型的固有频率与数值模型的预测结果一致性较好,验证了本文的大型航空航天结构缩比相似模型设计方法可以有效地呈现原始结构的动力学特性,可用于大型航空航天结构后续复杂的结构动力学等相关问题研究;完成了某大型客机机翼气动弹性缩比相似模型理论设计,采用本文设计方法所得的低速风洞颤振缩比模型理论设计,在无发动机、有发动机两种状态下都可以有效地体现基准模型的动力学特性,并且成功地模拟了发动机颤振与翼面颤振两阶主要的颤振。最后,总结提炼了大型航空航天结构缩比相似模型设计方法,包括:确定设计基准与基本比例尺—建立参数化简化模型—进行缩比模型理论设计—开展工艺验证—基于建模仿真的模型制造过程—缩比模型试验系统设计与搭建—地面振动试验（GVT）与风洞试验。通过采用该方法能够使设计所得的缩比模型同时满足动力学相似和结构相似,并使模型设计过程具备较强的可操作性与较高的工作效率。本文有效解决了两类传统全尺寸结构动力学试验无法实施的大型航空航天结构的动力学缩比等效研究设计问题,为此类结构的结构动力学问题提供了一种新思路和新方法。