火箭结构动力试验是指为确定火箭结构的各种动力学载荷和特性而进行的地面试验。

火箭结构动力试验主要包括地面风载荷试验(含风洞模型试验和发射场全尺寸结构试验)。颤振模型风洞试验，抖振模型风洞试验，全箭及其部件的振动特性试验(亦称模态试验)，结构振动或噪声传递特性试验，结构分离(如整流罩分离、级间分离、头体分离和星箭分离等)冲击试验和结构热弹性试验等。

火箭结构动力试验一般在型号研製阶段的前期进行，大多採用结构动力相似的全尺寸模型或缩比模型，用于为火箭的结构设计提供依据，并验证结构设计方案是否满足要求。

太空飞行器结构动力学分析是型号研製过程中必不可少的重要流程，结构动力学分析精度直接影响到动态载荷与环境条件，关係到整个结构在飞行过程中的安全可靠性同时结构的模态参数又是太空飞行器设计极为关键的数据，因为这些参数的精确性和可靠性决定了太空飞行器控制系统是否正常工作，这些参数的错误会造成控制的失误，使太空飞行器因无法正常飞行而失败，因而太空飞行器的研製过程对结构动力学技术提出极为苛刻的要求。

结构动力学试验的仿真技术是部件试验与缩尺模型试验和总体综合分析相结合的方法，在计算机上模拟总体结构真实状态进行动力学分析，在计算机图形终端活化显示结构的运动、变形与应力，以代替庞大的实尺结构动力学试验也就是把一个很难进行的或无法在地面模拟的庞大试验用一系列局部的小型的试验和计算机总体综合仿真技术来代替。