[拼音]：jiegou shiyan
[外文]：structural test
观测、研究和验证飞行器结构或构件在载荷和环境条件下的性态和耐受能力的试验，又称强度试验。环境条件包括温度、湿度、腐蚀、磨损、振动、冲击、噪声、太阳辐射、宇宙环境等，性态测试内容包括应力、应变、稳定性、刚度、屈曲模态、动力特性、结构热强度特性等。结构试验是在试验室内或试验场地上，用试验装置再现载荷及环境条件的试验，有人也把结构飞行试验包括在内，但是这两类试验的方法有很大不同。
在飞行器结构设计中，结构试验和结构分析都是保证飞行器结构安全可靠的验证手段。结构试验又是更基本的手段，因为结构试验还可以验证结构型式的合理性和结构分析的正确性，建立新的分析模型和工程理论，提供结构特性数据，为新飞行器研制积累设计资料。
发展概况
在航空发展初期，人们对于飞行器结构主要关心的是承载能力，结构试验以静力试验为主，偶尔也进行个别动力试验，如发动机架振动试验和起落架落震试验。从第二次世界大战起，为了解决颤振问题，动力试验受到重视。50年代英国“彗星”号飞机疲劳失事后，疲劳试验开始占有重要地位。60年代超音速飞机迅速发展，增加了大型全尺寸试件的热强度试验，包括热疲劳试验。飞行器结构分析技术虽有长足进展，但飞行器结构试验的项目和要求不仅没有减少，而且仍在不断增加。
试验项目
飞行器结构(或构件)试验项目很多。按试验内容可分为静力试验、动力试验、疲劳试验、热强度试验和其他环境试验。设计验证试验或工艺检验试验通常采用全尺寸试验。全尺寸试件是与实际使用结构为1∶1的实物。设计研制试验较多采用典型构件试验。典型构件可以是试片、元件、接头、壁板、组合件、操纵系统构件等，与实际使用构件相比只突出主要因素，允许作某些简化，但须模拟边界条件。在全尺寸试验有因难时，如对于风洞中的颤振试验，可以采用缩尺模型。模型是根据相似理论按比例缩小的试件。几何尺寸影响较大时，如疲劳强度、焊缝质量等，则不宜采用模型试验。
现代飞机设计中的结构试验已大体上形成规律性的程序（如美国空军的《飞机结构完整性大纲》）。在飞机设计过程中，一般先进行一系列研究和对比试验，对设计、计算分析、工艺和结构性能作出评价，并对疲劳细节设计进行筛选。在原型机试飞之前，进行一部分必要的验证载荷试验，以保证短期试验飞行的安全。结构的最终验证则通过一系列全尺寸试验，包括地面和飞行试验来完成。全尺寸结构疲劳试验在试验飞行取得载荷谱后及早进行，以保证有足够的试验时间。在最终验证试验中，一般需要用两架飞机分别进行全机静力破坏试验和全机疲劳试验。虽然试验的费用浩大，70年代美、英、法等国对大型飞机几乎仍进行破坏试验，只有极少数改型飞机例外。
试验机构
现代飞行器结构试验规模庞大，项目众多，技术复杂，一般需要集中监督管理。全尺寸大型试验的载荷条件需要用多点协调加载系统实现，需要庞大的试验室和复杂的试验设备。先进的测试设备多用电子计算机进行数据采集和处理。复杂环境的模拟则更为困难。因此，大型试验多由专门的试验中心完成，以便集中技术力量，完善试验条件。试验要求和内容则由国家颁布的强度规范规定。
航空航天事业发达的国家都设有集中的试验中心，如美国空军的莱特航空发展中心静动力实验室、苏联的中央流体动力研究院强度试验室、中国的航空和航天结构强度研究所、英国的皇家飞机研究院法恩巴勒结构试验室、法国国家航空空间研究院的图卢兹航空试验中心。各著名飞机制造公司也都建立自己的大型试验室，其中美国洛克希德公司的主试验室是现代世界最大的结构强度试验室，最大试验载荷达到13000千牛（1300吨力），应变测量点达3850个。