飞机结构强度试验feiji jiegou qiangdu shiyanstrength test of airplane structure

对飞机结构施加静载荷、动载荷和疲劳载荷，在室温及热环境条件下进行的地面试验。它是鉴定飞机结构强度、刚度，验证飞机疲劳设计和制造质量，确定是否达到预估的计算寿命，保证飞机飞行安全的重要手段。
飞机结构强度试验主要有飞机结构静力试验、动力试验、疲劳试验和热强度试验等。
飞机结构静力试验是在按照飞机受载情况施加静载荷条件下鉴定飞机结构强度的试验。主要有飞机结构强度试验和刚度试验两种。静强度试验又可分为全机静强度试验和部件静强度试验。试验的支持有夹具支持、飞机支持和全机悬空支持三种。按照试验载荷的百分数，试验又可分为使用载荷试验、设计载荷试验和破坏载荷试验。结构刚度试验一般施加设计载荷的30%～40%，加载部位不得发生失稳和产生残余变形。飞机结构静力试验已由早期采用的堆沙袋模拟飞机上外载荷的方法发展为现在的杠杆加载系统。该系统把分布载荷按杠杆原理逐级合成为一个集中拉力，由杠杆系统、测力计、液压作动筒和固定连接设备等组成。这种加载系统由20世纪40年代以前的单点手动加载发展成多点协调加载。它通过载荷程序发生器、加载控制装置、执行机构、载荷传感器和姿态控制系统实现加载协调。最先进的电子计算机控制的闭环电液伺服加载系统，能够通过载荷传感器的反馈信号与载荷程序发生器的载荷程序信号的反复比较，校正电液伺服阀控制的作动筒产生载荷的流量，实现协调加载。它综合了电气和液压的特点，精度高，速度快，可以直接记录和处理大量的试验数据，实现对整个试验的有效监控。
飞机结构动力试验主要有环境振动试验、地面共振试验、起落架落震试验和前轮摆振试验及冲击试验等。目的是鉴定结构和设备在规定的振动环境下，是否保持结构完整和设备工作能力；为新机研制、飞机改型提供颤振分析、强度分析、寿命分析、查找振源、排除不良振动和检查结构工艺所需的结构固有振动特性；检查起落架缓冲系统吸收着陆撞击能量的功能是否满足要求和着陆情况下的各主要设计载荷；检查在武器发射和飞机起飞或着陆冲击的环境下产品结构的强度和工作性能等。
疲劳试验是在全机、部件或组合件上施加按照实测统计得到的续飞疲劳载荷谱编制的由各种载荷等级及其累计频率组成的疲劳试验谱所进行的试验。目的是验证结构疲劳性能（含断裂性能），发现疲劳薄弱环节和找出必要的修改措施。试验进行至足够的寿命为止，其目标寿命为设计寿命乘以寿命分散系数。
热强度试验是研究高速飞行器结构热强度的地面模拟试验。考虑结构在热环境条件下的应力、载荷及其随时间的变化，主要测定结构的刚度、热应力、频率、振型、颤振临界速度、蠕变寿命、疲劳寿命及裂纹扩展率等数据。热强度试验主要有飞机结构瞬态热应力试验、热刚度试验、结构传热试验、热稳定性试验、热振动环境试验、热颤振试验、热疲劳试验和高温持久试验等。热强度试验比室温条件下的类似试验多了温度和时间两个参数，要求试件与夹具必须同时满足力学边界和温度边界条件，试验结果与加热加载的历程有关。在试验手段方面，它主要采用自动控制、测试技术、数据采集、功率调节装置、热源、致冷以及液压等方面的先进技术和设备。