许多人认为乘坐飞机是比较危险的，它飞在空中一旦出事，生存几率会很小。但数据统计显示，飞机却是世界上最安全的交通工具。为何会出现这种统计结果呢？这是因为每种型号的飞机研制过程中，都要经过严格的结构强度地面验证试验，以检验飞机的设计和制造是否满足要求，能否保障飞机的飞行安全。
什么是结构强度地面验证试验呢？强度君说，这就是在试验室中，通过加载设备模拟飞机在使用过程中承受的各种载荷，通过检测设备测量飞机结构的变形、损伤等响应，以确定飞机结构强度是否满足要求。
飞机结构强度地面试验加载响应示意图
飞机结构强度地面验证试验通常是按照“积木式”的思想进行：最底层是数以万计的材料和元件试验，对飞机选用的材料进行强度测试；往上是成百上千的组合件试验，用于确定飞机的结构形式；再往上是多项大部件试验，用于验证复杂结构的设计是否合理；最顶层是全机结构试验，要用一到两架真实尺寸的飞机结构，对飞机设计和制造进行全面的、最接近真实使用情况的验证。
这样逐层搭起来的飞机结构验证体系是“金字塔”形的，也就是通常讲的积木式试验验证体系。这个“金字塔”是否稳固、可靠、高效，决定着飞机结构设计的成功与否。
积木式试验验证体系
全机静力、全机疲劳试验是全机结构强度地面验证试验的重要内容，是“积木式”验证体系的顶层。全机试验能保证零件、部件受力/传力的真实性，并验证飞机制造工艺，虽然试验的复杂度高、成本大，但作为传统的、可靠的验证手段，是飞机研制过程中不可缺少的重要环节，一直占据着不可替代的位置，是在地面环境下对整个设计过程进行最终确认、最接近真实的验证手段，对于型号研制意义重大。
我国现行的军机强度规范及民用航空规章均对全机静力、全机疲劳试验做了强制性的规定：只有通过全机限制载荷静力试验，飞机才可以首飞；只有通过全机极限载荷静力试验，飞机才可以进行100%限制载荷水平的放飞试验，即强度包线试验，在生产设计定型及投入生产前应完成全机静力试验和一定寿命的全机疲劳试验。试验顺序和进度应与飞机首飞、飞行试验、设计定型与取证、批量生产等计划相协调。
强度君说，本次主要讲全机静力试验，它包含全机静强度试验、全机刚度试验和全机标定试验等内容。
全机静强度试验
全机静强度试验是验证飞机结构静强度是否满足设计要求的地面试验，主要是验证飞机结构的承载能力和安全裕度。按试验对象划分为全机试验和全机性大部件(如前机身、翼身组合体、后机身等)试验。按试验内容划分为功能性验证试验、限制载荷试验、极限载荷试验和破坏载荷试验。
全机静强度试验是一个复杂的过程，包括试验设计、安装、实施等环节。试验时需要用以计算机为核心的多点协调加载控制系统，统一控制各种加载及测量设备，将静态试验载荷按预定程序由小到大分级施加到真实的飞机结构上（目前加载方式采用的主要是通过液压作动筒施加，由杠杆系统保证载荷分布的形式，以及充气台充气等），模拟飞机真实使用的各种情况。同时，数据采集系统收集并记录结构的变形、应力等试验数据，如果发生破坏或局部损伤，试验系统要及时、准确记录破坏发生的过程和详细数据，为后续的试验分析和试验结论提供依据。
全机静强度试验重点考核主承力结构及部件之间的连接强度，如机身、机翼、起落架、发动机及其与机体连接等，通常分为首飞前、首飞后两个主要阶段，首飞前一般只进行影响首飞安全的最直接的试验项目，包括功能验证试验、各项目限制载荷试验及发动机、起落架等高载试验，首飞后进行全部限制载荷和极限载荷试验。
01、功能性验证试验
功能性验证试验是为了验证飞机系统，如操纵系统、增压系统、液压系统等，在使用过程中的功能完备性以及可能发生的影响飞行安全的失效模式，如当操纵系统加载至规定的验证载荷时，操纵系统工作是否正常、操纵面转动是否灵活。
活动翼面操纵检查试验
02、全机限制载荷试验
全机限制载荷试验是为了验证飞机结构强度分析的正确性，为修正飞机结构强度分析提供试验依据。同时，也是为了验证飞机结构的极限承载能力，尤其是考核结构的刚度。因此，限制载荷试验所施加的试验载荷应达到飞行使用中可能遇到的最大载荷，在这种情况下，结构不允许出现有害变形和妨碍安全运行的变形。
全机限制载荷静强度试验
03、全机极限载荷试验
全机极限载荷试验是为了验证飞机结构的极限强度能力，此时，所施加的载荷通常要到其最大使用载荷的1倍以上，也就是极限载荷情况，在这种情况下，飞机结构不应发生总体破坏。同时，极限载荷试验也是为了验证飞机结构设计的不确定系数，即安全系数f（f=极限载荷/限制载荷），对于民机为1.5，对于军机(又称不确定系数)一般为1.5，也可以是1.35或2.0等，无人机为1.2～1.25。
如果全机静强度试验结果满足功能性验证试验、限制载荷试验、极限载荷试验的要求，就可以认为该型飞机结构静强度是合格的，具备了安全飞行的基本条件。
04、全机破坏载荷试验
为了验证飞机结构的安全裕度M.S(M.S=破坏载荷/极限载荷-1)，通常要进行破坏试验，即在达到极限载荷试验后继续加载至飞机结构破坏，以证明飞机结构实际强度具有可挖潜力或应急飞行的特殊能力。M.S≥0飞机结构强度合格并有可挖潜力，M.S<0飞机结构应进行必要的补强。
全机刚度试验
全机刚度试验是测定飞机结构刚度的一种地面试验，主要目的是通过测定静态载荷下的结构变形，给出飞机结构刚度特性，为应力分析、气动弹性和动力响应分析等提供试验数据。刚度试验通常有：机身刚度、翼面盒段（如机翼、垂平尾安定面等）刚度、操纵面（如副翼、升降舵、方向舵等）刚度、操纵系统刚度、起落架/机轮刚度、挂架刚度等。
全机刚度试验的试验对象、试验方法、试验流程静强度试验类似，通常与结构验证试验同时进行。由于刚度边界条件直接影响结构刚度特性的测定，刚度试验应首先确保结构刚度边界模拟的真实性，而在全机状态下各部件均采用真实的连接形式，特别是操纵系统，刚度边界完全真实，因此可以在全机静强度试验的同时，利用全机静强度试验件在全机状态下分部件进行刚度试验，即全机刚度试验，通常应在限制载荷和首飞前试验项目完成前安排完成。
全机地面载荷标定试验
全机地面载荷标定试验是为了获取飞机结构对外载荷的响应(应变等)模型(即载荷方程)的地面试验。在飞行试验中，通过测试飞机的外载响应(应变等)，根据载荷方程推算出飞机所承受的外部载荷。
全机地面载荷标定试验按试验对象及目的分为：试飞飞机标定试验，目的是地面强度试验设计载荷校准与验证；小批量投入使用的飞机上或已投入使用的现役飞机标定试验，目的是飞行载荷谱的实测；全机静强度试验机标定试验，主要目的是为标定试验中有关电桥选择、载荷方程建立、方程回归检验等问题研究提供支持，并探索载荷标定在全机静强度试验中的应用，这部分是本书讨论的重点。
同全机刚度试验类似，全机地面载荷标定试验可以利用全机静强度试验件，按照全机静强度试验方式进行，试验内容包括：机身、机翼、平垂尾等载荷标定试验。由于不涉及飞行安全问题，可以进行较多试验工况、较大载荷量级的标定试验，提供更多的试验数据。全机地面载荷标定试验可以与静强度试验、刚度试验交叉进行，应在限制载荷和首飞前试验项目完成前安排完成。
我国在飞机结构强度试验与研究领域实力最强的是中国飞机强度研究所，也是我国航空工业领域内唯一的结构强度专业研究所，承担和完成了我国研制的几乎所有在役、在研型号的静力、疲劳、刚度、可靠性等鉴定与验证试验研究工作，涵盖了各类航空平台。
其中，全尺寸飞机结构静力/疲劳强度研究室现有4个处于国际先进水平的试验厂房，试验区域总面积超过20000平方米，拥有国际先进的加载控制系统和数据采集测量系统，加载控制1800余通道，数据采集3万余通道。通过多年以来的关键技术攻关和型号试验，已建立以全机结构强度总体验证技术、全机试验设计技术、全机试验控制技术、全机试验数据测量与分析技术、全机试验数字化技术等为核心的、相对完善的技术体系，具备承担2吨-200吨级飞机全机静力、疲劳试验的能力，试验能力和技术水平处于国内领先、国际先进水平，代表了国内航空领域全机结构静力/疲劳强度试验的最高水平。
