机翼结构试验通常使用杠杆系统施加载荷,本文研究了机翼结构大变形情况下试验杠杆组位移的预测方法和发生位移后机翼杠杆结构的几何模型参数化建立方法,该方法可用于机翼结构试验杠杆加载方案和试验设备安装方案的设计。首先,通过对单个杠杆进行受力分析,建立满足其受力平衡和几何参数的非线性方程;再根据各个杠杆的连接关系获得整体杠杆组的平衡方程组。在逐步改变翼面加载点和作动器悬挂点位置后,基于数值算法求出机翼结构大变形情况下和随动加载情况下杠杆系统各杠杆两端点的空间位置。并且在此基础上给出放射状杠杆系统初始位置的确定思路以及计算方法。由CATIA软件二次开发功能,开发改进了参数化建模软件,通过读取变形后试验加载点、杠杆空间位置以及杠杆组装配关系,可在CATIA软件中自动生成杠杆系统的装配模型,直观地展示杠杆系统变形过程,之后利用CATIA内置功能进行干涉检查,找出试验过程中可能发生碰撞的杠杆组,进而在设计杠杆的过程中避免该现象,辅助进行结构试验加载方案设计。另外,针对一个商用虚拟装配系统编写对应的数据输入输出接口,并编译成动态链接库文件供虚拟装配系统调用。搭建了机翼壁板以及加载杠杆组的实验设备,进行了传递函数测量实验。使用不同的连接方式、不同质量和杠杆比的杠杆组,分别采集了激振端的力信号以及机翼壁板固定位置处的加速度信号,获得其传递函数曲线。通过对传递函数曲线的叠加,结果表明了在低频范围内,单连杆传递函数的叠加与其组合杠杆组的传递函数满足预期,但随着频率提高,两者偏差会逐渐增大,该偏差可以通过减小杠杆组的质量而减小。