现代大型複杂太空飞行器的研製过程中，耦合载荷分析具有着重要的意义。首先，通过耦合载荷分析能够準确的预示太空飞行器发射过程中所要经受的苛刻的力学环境，并为太空飞行器结构设计与最佳化提供準静态约束条件(即设计空间的边界)。其次，耦合载荷分析是太空飞行器地面验证试验条件制定的重要输入。最后，耦合载荷分析的结果将被用于发射过程中太空飞行器结构以及星上仪器设备安全性与可靠性的评估，并作为上级部门正式批准型号发射的重要依据。

精确的太空飞行器动力学模型是开展耦合载荷分析的基础。目前，有限元分析方法因为其适应性广、分析速度快、设计周期短，已经成为航天领域结构动力学分析的主要手段。然而，有限元建模中必须对结构特性、边界条件和连线条件等进行简化，这就使得有限元模型与实际结构之间必然存在误差。相比有限元分析，由于避免了许多理论分析中的简化，动力学试验结果具有较高的可信度。因此，根据试验数据，对初始的有限元分析模型进行修正，消除建模误差，是获得高精度分析模型的有效手段，也为开展準确的耦合载荷分析提供基础。

对于大型複杂太空飞行器结构系统，动力学模型的试验验证需要统筹安排动力学试验、相关分析、模型修正等工作，是一项艰巨的挑战，因此必须制定一套系统的模型试验验证策略。

太空飞行器动力学模型的试验验证首先需要组织结构动力学试验以準确获取结构的动态特性，然后通过相关分析对初始模型进行评价，最后基于精确试验数据和模型修正技术获得高精度的能够反映真实结构动态特性的动力学分析模型。图1给出了结构动力学模型试验验证的基本流程。其中，动力学试验是通过人为激励使结构产生振动，提取结构输入和回响输出，进而辨识结构动态特性的方法。动力学试验为模型修正提供目标数据，试验数据的测量精度与完整性关乎模型验证的成败。

图1

相关分析是评价分析模型与动力学试验一致性的技术，而模型修正是通过调整初始分析模型的参数，消除分析预示与试验结果的偏差，提高分析与试验的相关度，从而获得高精度的动力学分析模型。如前所述，初始的分析模型不可避免的存在误差，而模型修正是获得高精度分析模型的主要方法，也是模型验证的核心。

动力学试验是分析模型验证的重要环节，合理的选择试验方案，精心的试验设计以及有效的试验数据处理是精确获取结构动态特性的基本保障。

动力学试验是精确获取结构动态特性的有效手段，目前航天工程中，常见的结构动力学试验包括正弦振动试验和模态试验等。相比正弦振动试验，模态试验激励输入和回响输出的能量都较低，因此结构非线性特性的影响也较小，同时模态试验能够更好地克服边界条件的影响，获取结构纯净的动力学特性，而且目前对模态试验数据质量的评价以及试验与分析模型的相关都已经具备了相对成熟的分析技术，因此複杂结构动力学模型修正及试验验证中，模态试验是首选方案。然而，为了获取精确的结构模态特性，模态试验过程中需要精心的进行激励方位、激励能量的调整以及反覆的模态参数辨识等工作，使得试验时间较长。在航天工程中，受到型号研製进度与研製经费等条件的制约，往往根据相似型号的经验，仅仅安排正弦振动试验，评估结构的安全性，只有在新型卫星平台的研製中，才安排模态试验和模型验证工作，目标是形成一个卫星平台的标準分析模型，并将模型固化，为卫星设计改进以及后继星的研製提供参考。