结构在高温环境下的振动试验是高速飞行器及其部件结构地面模拟试验的重要环节。飞行器在大气层内进行高超声速飞行的过程中,所承受的载荷极为恶劣和复杂。气动加热会导致飞行器迎风面温度急剧上升。高温和温度梯度有可能对飞行器结构的振动特性产生显著的影响,因此,飞行器结构的地面试验必须将温度因素加入考虑。同时,高温环境下的振动试验还可以结构热振动问题的理论研究和仿真分析提供必要的基础。然而,高温会给振动试验的实施带来许多障碍,在被测结构的高温表面进行激励和测量都非常困难。目前,相关技术中仍有很多方面亟待改进。其中,热环境下的结构响应测量技术发展较为成熟,而且产业化程度很高。近年来快速发展的光学测量技术也为热振动试验中的响应测量提供了更多样的选择。相比之下,关于热模态试验激励技术的专门研究却鲜见报道。但由于试验目标温度越来越高,被测结构也不断趋于复杂,现有振动试验激励技术的局限性逐渐凸显。在本文中,首先通过一系列热模态试验对现有激励方法进行了验证,讨论了每种方法的应用范围和局限性。然后,针对热模态试验的特点,提出了一种向被测结构施加脉冲序列的激励方法。这种方法在激励结构的过程中不会引入任何附加影响,确保测试结果能够准确反映结构特征,而且可以穿过狭小的空间内完成加载。新方法提供了两种激励装置,以适应不同的温度条件。适用于中低温环境的装置可以测量激励力,从而满足频响函数的测试需求。适用于高温环境的装置可以确保激励载荷对温度不敏感,同时更好的保护激振器,避免激振器过热。两种装置的有效性都经过不同的试验工况进行了验证。在热模态试验的过程中,如果结构内部的温度分布存在显著变化,实测响应信号往往会呈现出非平稳特征。时频分析是处理非平稳信号的有力工具,通过将信号表示在时频平面上,可以将信号中各频率成分随时间变化的规律直观地展现出来。为了方便地处理非稳态温度条件下的试验结果,本文基于图像形态学技术提出了一种时频谱图脊线提取方法。将该方法用于一组仿真算例和一组热模态试验数据的处理,以极小的计算代价获得了高精度的提取结果。其间,还引入了二维中值滤波对试验数据的时频谱图进行降噪。在单面加热条件下,对两组不同形式的复合材料蜂窝夹层结构进行了热模态测试。被测结构均是由碳纤维/树脂基面板和Nomex芳纶纸蜂窝芯层粘合而成,是一类在工程中有着广泛应用的结构。在热模态试验中,第一组试件的固有频率和模态阻尼比随着温度上升显著改变。通过仿真、试验和面板材料的DMA测试,对潜在影响因素逐一进行了考察,并最终明确面板材料属性随温度的变化是结构模态参数改变的主要因素。之后,通过有限元分析进一步考察了面板弹性模量不同分量对结构各阶固有频率的影响程度,以及这种影响与模态振型之间的相关性。相比之下,另一组复合材料蜂窝结构试件的四边带有加强区,能够模拟作为框架结构壁板使用时的边界条件。在热模态试验过程中,该结构的受热面板与芯层发生了界面脱粘,其模态特征在脱粘前未发生变化大幅变化,但在脱粘瞬间发生了突变。通过有限元分析了结构在试验热环境下的应力和变形,从热应力、面板热屈曲和蜂窝芯层内部气压上升三个方面出发,考察了引起结构面板脱粘的原因,并分析了各因素在损伤过程中的不同阶段所起到的作用和贡献程度。