动力学环境试验是航天器环境工程的重要组成部分。航天器振动试验是考核航天器是否能经受航天器在发射阶段的恶劣动力学环境的关键试验项目。传统的振动试验条件都是已加速度为参考制定的,是在考虑了一定的安全系数后由相似的运载发射试验数据通过加速度曲线包络而得到的。然而在航天器结构的低阶固有频率处,振动台台面阻抗远远大于运载,航天器结构与振动台之间的界面力可能达到十分危险的值,常常造成过试验从而使结构受损。为了使航天器振动试验考核更加有效,国外航天试验部门提出了力控制的振动试验技术,但最初只是局限于理论研讨。国内也从90年代末开始展望了力限技术在我国航天器振动试验中的应用前景。本文以提高国内航天器振动试验控制技术目的出发,针对产品在振动试验中发生的过试验进行机理分析,对航天器传统的振动试验方法及原理进行了阐述。通过对力控制技术的基本原理分析以及卫星结构上常用的T型铝蜂窝板、桁架模型、模拟星箭耦合模型等几个小试验及仿真分析,证明了力控技术能够大大改善由于航天器结构的低阶固有频率处加速度控制而引起的振动过试验现象并提出可以采用加速度控制和力控制结合的双控技术解决全频段的过试验。为进一步证明力控制技术在卫星整星工程上的可实现性,作者根据卫星整星试验特点设计了一套力振动控制系统,包括传感器选用、夹具设计制造到适调器及控制器的选型。尤其详细地描述了大量程、三自由度力测量夹具装置的设计过程,并进行了性能分析和指标测试。为了考核力控振动试验设备的功能和指标、进一步研究力控振动试验与加速度控制振动试验的区别、摸索卫星力控振动试验的方法和试验条件的制定原则,又首次在某卫星结构星上进行了工程试验。从试验结果分析,力振动控制技术和试验系统都完全满足力控试验的基本要求;力控制时,卫星结构加速度响应明显没有共振放大,可见力控制对抑制卫星共振响应的效果非常明显,可以很好地解决传统振动试验中卫星的过试验问题。