随着航天技术的发展和人类对太空探索的进一步需求,世界各主要航天大国都在研制自己的大推力运载火箭,由大推力火箭发动机产生的动载荷不仅会使其所搭载的人造卫星、宇宙飞船等航天器的振动问题更加剧烈,而且这些振动和冲击也将会对箭体带来严重的危害,甚至会毁坏整个火箭,最终导致发射失败。同时,随着运载火箭在发射过程中对力学环境要求的不断提高,现有的减振、隔振技术已无法完全满足需要。减小运载火箭受火箭发动机激励影响的振动的研究正在受到越来越多的关注。本文针对这一问题进行了研究,通过对其产生原因的分析,提出了相应的减振方案,设计了运载火箭C型结构减振系统并进行了有限元仿真模拟。运载火箭在芯级段飞行过程中的振动是整个飞行过程中最剧烈的,其主要原因之一在于运载火箭在一级段的飞行过程中,随着助推器的分离和一子级芯级燃料的大量燃烧,导致其纵向一阶频率与火箭发动机激励频率接近。因此,本文提出了在芯级飞行段减小运载火箭一、二级之间连接刚度的减振方案,并针对这一方案研究了运载火箭减振系统的模块化分析方法,即利用运载火箭各部分已有的动力学参数,来完成减振系统动力学参数的设计,使得运载火箭减振系统的设计而具有更好的通用性、组合性,大大提高了设计效率,缩短了设计周期,节约了设计成本。根据钛合金的特殊性能,设计了钛合金C型结构减振元件,通过理论分析给出了其优化的理论截面几何形状,建立了其有限元模型并进行了力学特性分析。建立了运载火箭C型结构减振系统的有限元模型并分析了其力学特性,建立了运载火箭在不同飞行时刻的有限元模型以及在芯级段某飞行时刻使用了C型结构减振系统的运载火箭有限元模型,动力学特性分析结果表明,运载火箭在使用了C型结构减振系统后纵向一阶频率远离了火箭发动机激励的频率,运载火箭及其所搭载的航天器在芯级飞行段的力学环境得到有效改善。