飞行器试验，是飞行器研制过程中用以验证和辅助设计、鉴定性能和检验工艺质量的实践手段。航空、航天的各个工程领域都广泛应用各种试验技术和设备来进行科学实验、数学和物理的模拟试验以及各种工程试验，验证所选取的方案和设计参数是否正确，检查各个分系统的协调性、可靠性和工艺质量，鉴定飞行器的性能并为改进飞行器提供依据。试验是任何飞行器的设计、鉴定和验收所不可缺少的一项工作。

飞行器所要完成的飞行任务和它的特性决定了试验的特点：①飞行器试验与现代先进科学技术密切相关：例如，超音速风洞实验技术与全息摄影技术在飞行器的气动力试验中已得到广泛应用；微波通信技术、微电子技术、高速计算机、激光技术和高精度光学机械，都为飞行器试验提供了重要手段；环境模拟技术和环境工程的研究为飞行器的环境试验提供了技术基础等。②试验的规模和费用巨大，准备时间长，试验地域广阔：例如，驱动一个马赫数大于10、试验段口径为2～3米的连续式超音速风洞需要消耗的功率高达 16万千瓦，第一架航天飞机共进行了约10万小时的风洞实验。③协调性试验繁多：飞行器由许多分系统组成，有许多单机和组件，它们之间工作的不协调问题通常靠单机（或组件）之间、分系统之间和全系统的多种协调试验来发现和解决。

按试验对象，飞行器的试验可分为零件、元器件试验，单机、组件试验，分系统试验和全系统试验4个层次， 由简单的低层次试验逐步过渡到复杂的高层次试验。低层次试验为高层次试验打基础，减少高层次的试验数量，以节省试验费用。简单的飞行器，试验层次相应减少。就试验性质来说,先进行地面试验,再进行飞行试验。飞行器的试验都以实验室验证设计为开端，在设计过程中用模拟计算机和数字计算机（有时配合以部分实物）进行仿真模拟试验以辅助设计工作，帮助选择飞行器各个分系统和全系统的最佳参数和方案。这种方法比用样机试验要经济得多，但是不能完全代替样机试验。当研制工作进展到产品试制阶段时，开始转向在控制的条件下进行实物模拟试验，以验证设计的正确性。最后在预定的真实条件下进行全系统的试验，鉴定飞行器是否达到设计指标。

各种飞行器的特点和研制程序不同，试验内容也有差异，但下列各种试验是多数飞行器都要进行的。

在大气层内飞行需要良好的气动外形和便于操纵。几乎所有飞行器在初步选定外形以后都要在风洞中进行空气动力试验。试件多用缩比模型，有时也用全尺寸模型。试验速度分为低声速 (0马赫数与飞行器的空气动力特性参数的关系，往往还要求气流有不同的密度和温度，甚至有较高的雷诺数。不同类型飞行器的飞行特征不同，选用的风洞和风洞实验的内容也不同。如评定飞机的尾旋飞行特性需要用专用的尾旋风洞（见风洞实验技术）。

飞行器的结构复杂，又在恶劣的环境下工作，为了减轻重量，结构设计的安全系数一般取得较小，强度和刚度都不大富余。此外，飞行器整体结构的动特性参数往往难以准确计算，结构试验遂成为飞行器试验中不可缺少的项目。结构试验包括静力试验、动力试验、疲劳试验和热强度试验等。这些试验能精确地确定飞行器结构的动力特性和结构、构件在各种环境条件和载荷作用下的承载能力，验证结构设计的准确性。飞机的静力、动力试验和疲劳试验一般用全尺寸进行，但火箭一般不做全尺寸静力试验，而是分段进行，它的动特性试验用全尺寸结构或缩比模型。

飞行器在贮存、运输和工作时会遇到各种复杂的环境（见飞行器环境工程），这些严酷的环境条件经常综合地作用于飞行器，从而形成飞行器的组合环境，环境试验成为考验飞行器对环境的适应性和提高可靠性的一个重要手段（见飞机试验、火箭试验、航天器试验）。环境试验项目繁多，如舰载飞机的救生系统要在水下操作和检查它的工作情况；飞机的排雨、防冰、除冰设备要在环境试验室试验以检查其功能；航天器还要进行空间环境试验，如热真空试验、磁环境试验等；飞行器的一些系统和部件有时还需要进行火箭滑车试验。飞行器所遇到的环境中，有一些是难以在地面同时模拟的，如作用于再入大气层的洲际导弹弹头的环境条件，既有几千到上万摄氏度的高温和近十万千瓦每平方米（几万千卡每秒平方米）的热流密度，又有大于20倍音速的高速气流冲刷，近十兆帕（上百个大气压）的局部外压，几十倍于自重的过载和气流引起的强烈振动，还可能遇到云、雨、雪、核辐射、电磁脉冲和冲击波等。这些环境的考验只能通过飞行试验和核试验来进行。

目前，飞行器产品的振动环境试验一般通过振动试验台完成，即通过对物理样机或实际产品进行直接的试验测试，直观地观察和评价实物在不同振动激励下的响应和表现，进而基于试验结果对设计方案进行改进。但是，基于振动台的振动环境试验也存在以下局限：（1）实施振动试验的周期长，耗费巨大；（2）试验台难以完全模拟真实的振动激励，易发生过试验或欠试验问题；（3）在试验台上难以模拟所有工况；（4）振动试验受传感器数量和安装位置的限制，能够获取的试验结果信息有限；（5）基于振动试验进行设计验证和改进有较大的局限性，只能通过试错方式进行设计改进，难以做到优化；（6）对于一些尺寸巨大的结构，全尺寸振动试验在现有设备上难以实施。

气动加热试验是以辐射热的方式模拟空气与飞行器表面相对运动所发生的强迫对流换热的地面模拟试验，从换热机理上讲有本质区别，但是从研究结构特性的试验目的出发，可以通过真实地模拟结构表面的热量传递模式，建立起两者之间的等效关系。气动加热瞬态试验的控制系统内置了气动加热工程计算程序，通过计算得到的瞬时热流密度进行加载控制。气动加热工程计算程序根据飞行轨迹提供的来流参数，完成飞行器表面边界层外缘参数计算，借助雷诺比拟得到飞行器表面的热流密度，然后以此热流密度对试验件进行实时热流加载，从而实现对高超声速飞行器的气动加热模拟。试验的精确性取决于两个方面：（1）测控设备的准确性和灵敏度；（2）气动加热工程计算结果的准确程度。

天上飞的就会有很多的不可预料的问题出现，比如：气流、雷电等等，都会对飞行器有着至关重要的影响，也会对人身安全有着至关重要的影响。

飞行器的可靠性试验占整个试验的比例较大，耗资也较多。由成千上万的元器件、组件组成并在严酷环境下工作的飞行器，一个元件的失效就可能造成整个飞行器的故障。提高可靠性，特别是提高载人飞行器的可靠性非常重要。除了在设计上采取措施提高可靠性，在制造过程中进行严格的质量控制以外，还需要进行可靠性摸底试验，以便暴露出在设计、制造和原材料方面尚存在的问题并加以解决。对飞行器上使用的元器件、电子仪器和设备一般都要进行可靠性筛选试验，规定筛选后的产品应达到的失效率水平。试验时用外加载荷（如高温、热冲击、温度循环、机械振动和冲击、高压电等，或者几种条件结合起来）将潜在的早期失效产品或质量较差的产品淘汰。外加载荷的项目和大小根据具体设备的主要失效模式和机理结合工艺、材料和生产质量控制的情况来确定，同时还考虑可靠性等级要求和使用条件，如飞行中不能维修、更换的航天器和火箭的设备需进行甲级筛选试验，航空电子设备一般按乙级筛选。为了对系统和整机作出可靠性评定，还需要对经过筛选已确定装入飞行器的仪器设备、分系统和整个飞行器做可靠性鉴定和验收试验。为了节省费用，通常将这种试验与工作寿命试验、贮存寿命试验和环境试验以及其他试验结合起来进行。

各种飞行器的寿命要求差别很大。飞机要求多次和长时间使用；火箭是长期贮存一次使用；除航天飞机外其他航天器是一次发射、长时间工作。因此它们的寿命试验内容和方法都不相同。

带有动力的飞行器，其发动机都要在试车台上进行地面条件和模拟高空条件的试车（见航空发动机试验、火箭发动机试验），经过逐步修改使发动机性能达到设计指标。然后将整个飞行器的推进系统（或动力装置）组合在一起试车。飞机发动机还须进行各种工作状态的试车和滑跑试验。航天器装在运载火箭上进行全系统的火箭地面试车，可以用额定推力或加大发动机推力试验。经过各种地面试验和反复改进以后，飞行器的缺陷和影响飞行试验的不安全因素方能减少到最小限度。

飞行器都要通过飞行试验最终证明是否能完成预定的飞行任务，以此作为定型的依据。飞机飞行试验、火箭（导弹）飞行试验一般都是先试验总体方案，再鉴定性能，最后进行使用性能的考核。载人或不载人、一次或多次使用的飞行器，试飞差别很大，飞行试验的阶段划分和试验方法各异。

在预定的条件下使飞行器处于试验状态，同时测量和记录表示其特征的各种物理现象、环境参数和工作参数。飞行器试验一般都用高速摄影机和录像机记录飞行时的状态。飞行器上的各种参数多用传感器进行测量，飞机还用一些直接测量显示的仪表（图3 ）。对于这些参数还须用摄影记录器、示波器、磁记录系统和遥测系统（见遥测技术）等在机上或地面进行记录，用光学和无线电跟踪测量系统进行飞行器的轨道跟踪和参数遥测。用时间统一系统把试验的指挥、控制、跟踪、测量等各个台站的时间统一起来，使所有测量的数据都成为统一时间的函数。

为了使飞行器处于试验状态，需要两类设备：一类是提供试验环境条件的设备如振动台、空间环境模拟器、飞机环境试验室等，以及各种数据采集、处理和记录设备；另一类是提供试验保障的各种专用设备、通用设备和保障设备，如火箭试车台、试飞机场及地面保障设备等。

印度空间研究组织（ISRO）高级官员表示，印度正在研究重复使用技术，计划在2015年3月对带翼重复使用运载器技术验证机（RLV-TD）开展飞行试验。目前，ISRO正在进行RLV-TD的集成工作。RLV-TD包括一系列技术验证任务，将作为完全可重复使用两级入轨飞行器计划的第1 步。目前，ISRO为RLV-TD制定了4 次飞行试验：高超声速飞行试验（HEX）、着陆试验（LEX）、返回飞行试验（REX）以及超然冲压动力试验（SPEX）。

3月，RLV-TD将开展高超声速飞行试验。RLV-TD质量为12t，利用9t的固体助推器（S9）顶推发射至一定高度后，飞行器和助推器分离，作高超声速再入飞行。飞行器在大气层内进行无动力滑行，之后降落伞打开，最后在海上回收。此次试验的目标包括：验证高超声速飞行过程中的气动设计特性；描述高超声速再入过程中的载荷特征；海上回收试验飞行器；评估飞行器头部所采用的碳纤维性能；演示第1级分离时序。

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应，极高的温度及温度梯度，改变飞行器结构热物理参数和力学性能，导致结构弯曲、扭转刚度下降，颤振安全边界降低，影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性，作为反映气动加热对结构影响的重要参数，在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20 世纪中期以来，NASA Langley、Dryden 等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15 翼舵、X-34 发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证，近期Dryden 研究中心针对X-37 方向舵开展热模态试验的探索研究。

热模态试验研究自 20 世纪50 年代开始，已经持续了60 多年。经过大量学者的研究与分析，可以得到以下结论：（1）热环境对结构动特性的影响主要体现在两方面，一方面是材料弹性模量等参数的影响，另一方面是热应力对结构刚度的影响；（2）通过仿真与试验验证，当温度梯度较大时，必须考虑热应力对模态参数的影响；（3）气动热分布模拟的准确性将直接影响结构热应力分布和模态参数的正确性，但在地面试验难以完全复现实际飞行热环境的情况下，热模态试验仍能够给予定性指导；（4）在较低温度范围，小变形理论能够较准确预示结构的模态参数，但随着温度的不断增加，结构发生热屈曲、热变形等非线性变化，采用大挠度方程虽然能够有效改进计算结果，计算精度仍难以保证。

针对用振动台进行飞行器振动环境试验时存在试验周期长、耗费高及易发生过试验或欠试验等问题，采用虚拟现实技术建立了飞行器虚拟振动试验平台。

虚拟振动试验是指通过软件环境建立振动试验台模型和被测试件模型，在软件环境中基于振动试验台和被测试件的虚拟仿真模型完成与实际振动试验相同或类似的振动环境试验任务。飞行器虚拟振动台系统的构建基于实际振动台的组成结构，即在软件环境内分别建立振动台台体机械系统、振动控制与激励系统及被测试件的模型，并将各部分集成，形成机电联合仿真环境。构建虚拟振动台系统有两种方式，一种是基于线性有限元方法的开环建模，主要是进行系统级振动分析；另一种是基于多体动力学和机电联合仿真的闭环建模，主要是进行机电耦合分析和刚柔耦合分析。

通过集成多学科仿真，采用机电综合方法建立完整的振动台闭环模型。振动台的多体动力学模型与振动控制模型以及电磁模型集成时，一方面振动台模型将台面的加速度响应反馈给振动台的控制器模型，与期望的加速度进行比较，经控制运算和放大后得到电压信号。电压信号进一步传递给电磁模型，从而产生相应的振动激励力。振动激励力通过接口传递到振动台机械系统多体模型，如此构成闭环。在机电综合方法中，试件的模型是柔性体模型，与振动台的多体模型在软件环境中进行装配和耦合分析。柔性体模型在进行机电联合仿真之前进行试验相关性分析和模型修正，以保证结果的精确性。该方法的优点是能够建立完整的振动台闭环模型，通过集成的多学科仿真，系统研究振动台机械结构设计、控制律和控制器参数、电磁系统参数等。

高超声速飞行器地面试验可以解决以下问题：（1）地面气动试验，主要解决几何外形的气动设计，发动机部件工作问题，发动机的整体工作特性，以及发动机与飞行器的匹配问题。具体的试验包括：直连式试验、自由射流试验、气流参数对发动机的影响试验；（2）典型环境下高温材料性能试验，解决材料的高温烧蚀和高温热防护；（3）高超声速典型飞行环境试验，解决飞行过程的综合力学环境对飞行器结构、各部件的结构整体性、振动、冲击、测试和控制传感器的影响。

主要的地面试验手段包括风洞试验和火箭橇试验。

（1）在高超声速风洞中进行的飞行器试验项目一般有以下几项：全模测力试验、压力分布试验、铰链力矩试验、动稳定性试验、喷流干扰试验、级间分离或多体分离试验、高超声速进气道试验、模拟自由飞试验等。风洞试验主要开展研制初期的部件级或原理级试验，主要存在尺寸、雷诺数、温度等效应，同时仍存在“污染”气体会对燃烧室试验结果产生影响，主要是湍流和气体组分的影响，使本就复杂的超声速燃烧问题变得更复杂。另外，一般风洞试验只能在一个马赫数下研究进气道的“脉冲”起动问题和“自起动”能力。但风洞试验在研制初期仍是不可或缺的一种试验手段。

（2）火箭橇试验是高超声速飞行器型号研制过程中的一种重要的地面试验手段，是介于试验室试验与飞行试验之间的联系天地之间的一种试验系统，其最大的特点是能模拟试验件所需的速度和加速度。利用这一试验方法，不仅能考核高超声速飞行器整机、部件的性能，也能考核它们对高速飞行环境的适应性及可靠性。其飞行包络基本能涵盖飞行试验，是1:1试验件所能考核的最有效试验系统，其可在轨无损回收经考核过的试验件，供进一步试验室分析；是高超声速武器系统研制过程中不可或缺的地面试验系统，是测量、评估、验证、考核高超声速发动机进气道设计合理性，低空高马赫数“脉冲”起动和“自起动”能力，防烧蚀设计及发动机综合性能等关键性地面试验系统。美国冲压式发动机的国家定型试验均是通过采用火箭橇试验来完成的。

由于高超声速流动引起的复杂的物理现象会导致高超声速火箭橇试验在以下三方面与低速火箭橇试验明显不同：气动力（升力、阻力、力矩会明显变大，压力中心位置改变等）；气动热（热流明显，需进行计算并采取防热措施等）；气动物理（高速下会出现明显的激波形状和流场的光电特性）。