航空发动机系统复杂,在进行整机动力学有限元建模时,为提高计算效率,往往对发动机机匣等薄壁结构采用二维壳单元建模以缩减系统自由度。由于建模过程中不可避免地存在结构简化、网格离散以及参数不准确等因素产生的误差,使有限元模型预测结果与实际结构存在一定的差异。为了减小有限元模型的误差,模型修正与确认技术应运而生。而在模型修正中,合理的参数选择是技术的关键,修正参数必须是真正存在误差的参数,才能保证修正结果具有实际的物理意义。针对薄壁结构在模型修正过程中的误差参数选择问题,本文进一步发展了基于单元模态应变能的误差源识别方法。同时,由于薄壁结构的转动自由度对于单元模态应变能的计算十分关键,本文基于差分法原理提出了转动自由度模态振型的测试方法。首先,本文阐述了基于单元模态应变能进行误差源识别的原理,建立了基于单元模态应变能的刚度误差指示器,并通过梁模型对该误差指示器进行了仿真验证。同时,结合梁模型论述了模型转动自由度模态振型对于单元模态应变能准确的必要性,忽略转动自由度模态振型将导致刚度误差指示器识别失效。为实现转动自由度的模态振型测试,本文基于差分法利用3个多普勒激光同步传感器原理测量平板结构的转动自由度频响函数,并通过分析得到了平板转动自由度振型。其次,分别以平板的有限元三维实体模型和模态试验数据作为参考,利用误差指示器对其有限元设计模型进行误差源识别,结果表明:该刚度误差指示器在以有限元仿真模型作为参考时可实现对设计模型刚度误差单元的有效识别。在基于平板试验数据为参考进行识别时,其转动自由度测试效果差导致采用低阶模态识别失效,而通过归一化的高阶模态误差指示器可识别出误差单元。最后,将该误差源识别方法应用于薄壁机匣结构,以机匣模态试验得到的平动与转动自由度振型数据为参考,实现了对其有限元设计模型的刚度误差识别。本文对转动自由度模态振型测试方法的研究,解决了模态测试领域的技术难题。同时,以实际结构的测试数据为参考,基于单元模态应变能实现了对其有限元模型的刚度误差识别,推动了误差源识别技术在实际工程中的应用发展。