全機靜強度試驗是驗證飛機結構靜強度是否滿足設計要求的地面試驗，主要是驗證飛機結構的承載能力和安全裕度。按試驗對象劃分為全機試驗和全機性大部件(如前機身、翼身組合體、后機身等)試驗。按試驗內(nèi)容劃分為功能性驗證試驗、限制載荷試驗、極限載荷試驗和破壞載荷試驗。

全機靜強度試驗是一個復雜的過程，包括試驗設計、安裝、實施等環(huán)節(jié)。試驗時需要用以計算機為核心的多點協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)，統(tǒng)一控制各種加載及測量設備，將靜態(tài)試驗載荷按預定程序由小到大分級施加到真實的飛機結構上（目前加載方式采用的主要是通過液壓作動筒施加，由杠桿系統(tǒng)保證載荷分布的形式，以及充氣臺充氣等），模擬飛機真實使用的各種情況。同時，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)收集并記錄結構的變形、應力等試驗數(shù)據(jù)，如果發(fā)生破壞或局部損傷，試驗系統(tǒng)要及時、準確記錄破壞發(fā)生的過程和詳細數(shù)據(jù)，為后續(xù)的試驗分析和試驗結論提供依據(jù)。

全機靜強度試驗重點考核主承力結構及部件之間的連接強度，如機身、機翼、起落架、發(fā)動機及其與機體連接等，通常分為首飛前、首飛后兩個主要階段，首飛前一般只進行影響首飛安全的最直接的試驗項目，包括功能驗證試驗、各項目限制載荷試驗及發(fā)動機、起落架等高載試驗，首飛后進行全部限制載荷和極限載荷試驗。

01、功能性驗證試驗

功能性驗證試驗是為了驗證飛機系統(tǒng)，如操縱系統(tǒng)、增壓系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)等，在使用過程中的功能完備性以及可能發(fā)生的影響飛行安全的失效模式，如當操縱系統(tǒng)加載至規(guī)定的驗證載荷時，操縱系統(tǒng)工作是否正常、操縱面轉(zhuǎn)動是否靈活。

圖1：活動翼面操縱檢查試驗

02、全機限制載荷試驗

全機限制載荷試驗是為了驗證飛機結構強度分析的正確性，為修正飛機結構強度分析提供試驗依據(jù)。同時，也是為了驗證飛機結構的極限承載能力，尤其是考核結構的剛度。因此，限制載荷試驗所施加的試驗載荷應達到飛行使用中可能遇到的最大載荷，在這種情況下，結構不允許出現(xiàn)有害變形和妨礙安全運行的變形。

圖2：全機限制載荷靜強度試驗

03、全機極限載荷試驗

全機極限載荷試驗是為了驗證飛機結構的極限強度能力，此時，所施加的載荷通常要到其最大使用載荷的1倍以上，也就是極限載荷情況，在這種情況下，飛機結構不應發(fā)生總體破壞。同時，極限載荷試驗也是為了驗證飛機結構設計的不確定系數(shù)，即安全系數(shù)f（f=極限載荷/限制載荷），對于民機為1.5，對于軍機(又稱不確定系數(shù))一般為1.5，也可以是1.35或2.0等，無人機為1.2～1.25。

如果全機靜強度試驗結果滿足功能性驗證試驗、限制載荷試驗、極限載荷試驗的要求，就可以認為該型飛機結構靜強度是合格的，具備了安全飛行的基本條件。

04、全機破壞載荷試驗

為了驗證飛機結構的安全裕度M.S(M.S=破壞載荷/極限載荷-1)，通常要進行破壞試驗，即在達到極限載荷試驗后繼續(xù)加載至飛機結構破壞，以證明飛機結構實際強度具有可挖潛力或應急飛行的特殊能力。M.S≥0飛機結構強度合格并有可挖潛力，M.S<0飛機結構應進行必要的補強。