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现代飞机的研制是一个庞大的系统工程。一种新型号现代飞机的研制通常需要成千上万不同专业的人员分工协作，共同完成，耗时可长达10余年，甚至20年。一种新型号的飞机从论证到总体设计，从细节设计到理论校核，从制造装配到试飞，再从批量生产到交付用户使用，整个过程中必须做各种各样费时耗力的试验，以确保设计的飞机能够在各种可能的环境或载荷下具有良好的空气动力特性(简称“气动特性”)、足够的强度、各种系统和设备正常工作，以及良好的飞行品质。
以我国自主研制的第一种大型民用喷气飞机“运十”飞机为例，该飞机的研制中，设计师们共提出各类试验项目近180项，实际完成160余项。其中气动特性试验、结构强度试验各60余项，各种系统试验30项，特种设备试验20余项。
按设计要求，这些试验绝大多数应在首次试飞前完成，极少数试验项目则被安排在跑道滑行及试飞过程中。
气动特性试验
在飞机的总体设计阶段，设计师们通常会参考国内外同类飞机提出若干种可能的总体布局方案。这些总体方案包括飞机机翼的形状与布局，发动机的类型、数量与安装位置，水平尾翼与垂直尾翼的形状、布局，以及飞机升降舵、副翼(操纵飞机侧转的舵面，一般安放在机翼的后缘外侧)、襟翼(用于增加飞机阻力，同时提高飞机升力的舵面，一般安放在机翼的后缘内侧)等各种操纵面的布置、尺寸等。
为了从几种总体布局方案中筛选出气动布局最佳的方案，必须要对几种布局的飞机模型分别进行吹风试验。
所谓吹风试验，就是把按比例缩小的飞机模型放在一种被称作“风洞”的空气流动管道中进行吹风，以得到飞机在各种姿态下的升力特性、阻力特性、各个方向的稳定性，以及颤振特性。这里的颤振特性指的是在特定气流作用下，飞机(机翼)产生共振的特性。一旦发生颤振，飞机将会剧烈抖动，操作十分困难，飞行也因此变得十分危险，所以应在设计中尽量避免。
根据气流的速度，风洞可分为低速风洞和高速风洞，分别用于模拟低速和高速飞行的飞机。低速风洞中的气流通常由风扇来产生，高速风洞的气流则通常由高压气罐提供。
风洞试验中，飞机模型的升力、阻力、表面气流、表面气动压力分布、稳定性、颤振，分别可通过压力传感器、丝线法(在飞机模型表面黏上丝线，丝线的舞动可显示飞机表面气流的走向)、风速调节、目测等手段和技术方法来获悉。
为了保证风洞试验中模型飞机与真实飞机之间气动特性的可比性，模型飞机与真实飞机必须几何相似和动力相似。所谓几何相似，是指模型飞机和真实飞机之间
各部件的尺寸满足同一比例关系。动力相似则通常要求模型飞机和真实飞机的雷诺数相等。雷诺数是一个用来衡量飞机惯性力和空气黏性力之间相对关系的物理量，数值上等于空气密度、气流速度、飞机特征尺寸(如飞机两个翼梢之间的距离)的乘积再除以空气的黏度。
以“运十”飞机为例，该飞机的气动布局和气动力数据测试从1974～1981年，历时7年，先后在全国4个省、市的9个风洞中进行模型吹风试验。共进行了63项气动力试验，吹风上万次，试验时间1353小时。共制作吹风模型40套，试验对比了18种形态的机翼、3种平尾、4种垂尾、6种发动机位置和42种襟翼的组合方案，最终通过试验结果，权衡利弊，选择了一种组合后的优化方案。
系统模拟试验
现代飞机通常都具有操纵、液压、燃油和电网路等系统。操纵系统是飞行员通过连杆／钢索的机械信号，或者电路上的电子信号来控制飞机舵面偏转，进而实现飞机的仰俯、侧身、方向、加速／减速等操作的装置。其中，通过机械信号操作控制飞机的操纵系统叫做机械操纵系统；通过电信号操作控制飞机的被称作电传操纵系统。
现在，机械操纵系统的现代飞机上大都需要配有相应的液压系统。通过液压系统，飞行员在连杆／钢索上施加的力、位移信号可以被放大，这样可大大节省飞行员的体力。
燃油系统是用来保障飞机在各种情况下都能够正常给发动机供油的成套装置。
电网路则包括飞机上的照明、雷达导航、电子仪表、电子设备、电传系统等供电线路。
为了制定和验证上述各系统的设计方案，保证系统功能正常、性能可靠和飞机的飞行安全，飞机总装前会先开展相应的全尺寸的操纵、液压、燃油和电网路等系统的地面模拟试验。模拟试验包括系统功能试验和系统品质试验等。通过这些试验，既可保证各系统能够完成相应的功能，又可保证功能完成的质量与可靠性。
飞机操纵、液压系统模拟试验通常在一个被称为“铁鸟”的试验架上完成，即在硕大的试验厂房内建起一台全尺寸试验台架，然后将真实飞机的操纵和液压系统部件安装其上。“铁鸟”试验台架建成后，工作人员就可以在其上反复模拟真实飞机进行试验，积累宝贵的数据与经验，验证操纵、液压系统设计方案的可行性，并对设计方案进行调整改进。
以我国“运十”飞机为例，该飞机系统模拟试验前后共历时11年，其中，操纵与液压系统共用1个试验厂房，面积达3052平方米；燃油试验厂房，面积为1138平方米；电网路试验厂房面积为1095平方米。
强度与凤挡鸟撞试验
强度试验
为了保证结构使用过程中不发生破坏，飞机首飞前必须开展大量的静强度试验和疲劳强度(疲劳破坏)试验。静强度试验通常是为了评估飞机结构承受静载荷的能力；一般来说，静强度的破坏载荷应高于使用载荷数倍，目的是为了保障所设计飞机具有足够的强度余量。疲劳破坏是指结构在交交载荷作用下的一种破坏现象，这种载荷本身可能很小，不至于对结构造成一次性破坏，但在连续不断的反复作用下，结构的薄弱部位可能产生疲劳裂纹，进而裂纹在不知不觉中扩展，最终使得结构突然断裂。疲劳强度试验的目的通常是为了确定飞机结构在交变载荷作用下的寿命。根据试验对象的不同，上述强度试验又可分为材料性能试验、部件试验和全机试验。
在现代飞机的总方案中，第一架制造的飞机通常被用作静强度试验机。全机静强度试验的目的是为了观察和研究飞行器结构或构件在静载荷作用下的强度破坏能力、变形以及应力分布情况。第二架制造的飞机则通常被用作金机疲劳破坏试验。金机疲劳破坏试验和全机静强度试验非常类似，所不同的是全机疲劳破坏试验中给飞机施加的是模拟飞机实际使用中的交变载荷。这种交变载荷可在已有的同类飞机实际飞行中实测获得，或通过相关军标／航标中同类飞机的疲劳载荷图表查得。
风挡鸟撞试验
尽管飞鸟的飞行速度很低， 但高速飞行的飞机和飞鸟瞬间碰撞所产生的巨大动量足以破坏飞机的结构，甚至发生机毁人亡的重大事故。今年1月15日，金美航空公司一架空客A320客机即因飞鸟撞击导致引擎故障，坠入纽约哈德逊河中。
除发动机外，座舱前方的风挡也是最容易发生鸟撞并引发飞行事故的飞机部位之一。
为了使得鸟撞发生后，风挡玻璃不至于产生粉碎性破裂，现代飞机的风挡通常设计成多层的钢化和有机玻璃结构。鸟撞试验时，要将多层有机玻璃板面固定至试验台的一端；然后将宰杀后的家禽用网兜套住做成“鸟弹”，填入空气炮中；接着，从试验台的另一端将“鸟弹”轰击至多层的有机玻璃板面；最后通过高速摄影或高速摄像拍摄鸟体和风挡玻璃的变形过程。风挡鸟撞试验不仅可以用来研究风挡材料本身的鸟撞力学性能，为风挡的设计提供材料性能数据，而且还能有效验证特定飞机风挡防鸟撞设计的安全性和合理性。
试飞试验
飞机的气动性能、系统可靠性和结构强度，通过相应的气动特性试验、系统模拟试验、静强度与疲劳试验论证后，便可以进入试飞阶段。一般来说，新研制的飞机性能、品质如何，人们心里并没有十分的把握，因此，飞机的，首飞显得极其重要，常需要经验丰富的王牌试飞员来完成。首飞成功了，不管是对设计师、还是对投资者来说，都是一件令人鼓舞的大事。不过，一旦失败，设计部门的信心将会受到重挫。
在定型并批量生产之前，新型飞机除了首飞以外，还要按照试飞大纲完成若干小时、不同科目的飞行。完成不同科目的飞行是为了验证飞机的各项性能是否达到先前制定的性能要求；完成若干小时的飞行则是为了在飞行中发现问题，为飞机的再次改进提供依据，同时评估该飞机的飞行品质与可靠性。
冰风洞试验
结冰风洞是一种性能复杂的大型特种风洞，结冰风洞是研究飞机在结冰气象条件下飞行时，不同部件迎风表面和探测仪器的机外传感部分的结冰形态、结冰容限及其防(除)冰技术的地面试验设备。结冰风洞和普通风洞的试验原理相同，区别仅在于结冰风洞中为极度湿冷的环境。实践表明，飞机结冰是飞机安全飞行的致命弱点之一，在世界军、民用飞机失事案例中占60％以上。
在飞机设计阶段，通过结冰风洞试验，可取得防(除)冰设计所必需的数据，即通过确定飞机各部件结冰形态的试验，确定结冰的冰形及其结冰区、结冰量和结冰速率，从而确定结冰容限及必须防冰的表面，为飞机防(除)冰提供安全设计的依据。
总而言之，结冰风洞是为保证飞机在、结冰气象条件下飞行安全、扩大现代军用飞机在恶劣气象条件下执行任务的能力，同时保障民用或通用飞机完成结冰适航合格审定、为适航取证提供依据性文件的基本试验装置，是新机研制、特别是大型运输机等研制必不可少的重要地面试验设备，所以这方面研究已愈来愈得到各国的广泛重视。
雷达罩防雷击与透波试验
由于大多数现代飞机机壳都是导电的(对于机身为复合材料的飞机，机身表面通常会涂一层导电的防静电漆)，因此当飞机遭雷击时，电流会经由机壳流过，并由机身或机翼伸出的避雷针放电，并不会进入导体内部伤害到里面的乘客或设备。尽管如此，若将位于机头或翼梢等部位的保护机载雷达罩也做成导电的，那么这些导体对电磁波的屏蔽作用将会使得雷达罩内部的雷达和飞机外部无法进行无线电联络，因此，现代飞机的雷达罩大多采用玻璃纤维、石英纤维等绝缘体复合材料制成。需要说明的是，机头、翼梢等安装雷达罩的突出部位通常又是最容易招惹雷电“修理”的地方。这些部位的电荷积累过多的话，雷电就可能击穿雷达罩，甚至损害到罩内的雷达设备。
雷达罩既要能够及时地将静电传导走，又要不至于影响到电磁波的穿透，因此，现代飞机的雷达罩上都喷有一层弱导电性的防静电漆，同时，表面上安装有相应的金属防雷击条。雷达罩“既要导电，又不能太导电”，这是一对矛盾，这种矛盾的权衡要靠相应的雷击试验与透波试验来保证。
雷达罩防雷击试验的过程大致如下：首先将碗状的雷达罩扣在导电的地面上，然后，在雷达罩上方实施人工造电，模拟雷达罩的雷击过程，“人造电”的电压和脉冲波形可参考实际的闪电过程进行控制，雷达罩表面金属防雷击条上的电流可实测获得。根据试验结果，即可评定所设计雷达罩的防雷击性能。
雷达罩透波试验的过程大致如下：首先在雷达罩内部通过射频天线发射电磁波，电磁波穿过雷达罩，辐射至雷达罩外部；然后测出雷达罩外部电磁波的强度，并与发射波强度进行比较，即可得到雷达罩的透波率。
值得一提的是，雷达罩透波试验必须在一种被称做“微波暗室”的试验环境中完成。暗室周围的墙壁上都安装有吸波材料，可完全吸收入射的电磁波，其目的是为了防止室内电磁波的往复反射。(文章代码：0409)
[责任编辑]赵菲
以我国自主研制的第一种大型民用喷气飞机“运十”飞机为例，该飞机的研制中，设计师们共提出各类试验项目近180项，实际完成160余项。其中气动特性试验、结构强度试验各60余项，各种系统试验30项，特种设备试验20余项。
按设计要求，这些试验绝大多数应在首次试飞前完成，极少数试验项目则被安排在跑道滑行及试飞过程中。
气动特性试验
在飞机的总体设计阶段，设计师们通常会参考国内外同类飞机提出若干种可能的总体布局方案。这些总体方案包括飞机机翼的形状与布局，发动机的类型、数量与安装位置，水平尾翼与垂直尾翼的形状、布局，以及飞机升降舵、副翼(操纵飞机侧转的舵面，一般安放在机翼的后缘外侧)、襟翼(用于增加飞机阻力，同时提高飞机升力的舵面，一般安放在机翼的后缘内侧)等各种操纵面的布置、尺寸等。
为了从几种总体布局方案中筛选出气动布局最佳的方案，必须要对几种布局的飞机模型分别进行吹风试验。
所谓吹风试验，就是把按比例缩小的飞机模型放在一种被称作“风洞”的空气流动管道中进行吹风，以得到飞机在各种姿态下的升力特性、阻力特性、各个方向的稳定性，以及颤振特性。这里的颤振特性指的是在特定气流作用下，飞机(机翼)产生共振的特性。一旦发生颤振，飞机将会剧烈抖动，操作十分困难，飞行也因此变得十分危险，所以应在设计中尽量避免。
根据气流的速度，风洞可分为低速风洞和高速风洞，分别用于模拟低速和高速飞行的飞机。低速风洞中的气流通常由风扇来产生，高速风洞的气流则通常由高压气罐提供。
风洞试验中，飞机模型的升力、阻力、表面气流、表面气动压力分布、稳定性、颤振，分别可通过压力传感器、丝线法(在飞机模型表面黏上丝线，丝线的舞动可显示飞机表面气流的走向)、风速调节、目测等手段和技术方法来获悉。
为了保证风洞试验中模型飞机与真实飞机之间气动特性的可比性，模型飞机与真实飞机必须几何相似和动力相似。所谓几何相似，是指模型飞机和真实飞机之间
各部件的尺寸满足同一比例关系。动力相似则通常要求模型飞机和真实飞机的雷诺数相等。雷诺数是一个用来衡量飞机惯性力和空气黏性力之间相对关系的物理量，数值上等于空气密度、气流速度、飞机特征尺寸(如飞机两个翼梢之间的距离)的乘积再除以空气的黏度。
以“运十”飞机为例，该飞机的气动布局和气动力数据测试从1974～1981年，历时7年，先后在全国4个省、市的9个风洞中进行模型吹风试验。共进行了63项气动力试验，吹风上万次，试验时间1353小时。共制作吹风模型40套，试验对比了18种形态的机翼、3种平尾、4种垂尾、6种发动机位置和42种襟翼的组合方案，最终通过试验结果，权衡利弊，选择了一种组合后的优化方案。
系统模拟试验
现代飞机通常都具有操纵、液压、燃油和电网路等系统。操纵系统是飞行员通过连杆／钢索的机械信号，或者电路上的电子信号来控制飞机舵面偏转，进而实现飞机的仰俯、侧身、方向、加速／减速等操作的装置。其中，通过机械信号操作控制飞机的操纵系统叫做机械操纵系统；通过电信号操作控制飞机的被称作电传操纵系统。
现在，机械操纵系统的现代飞机上大都需要配有相应的液压系统。通过液压系统，飞行员在连杆／钢索上施加的力、位移信号可以被放大，这样可大大节省飞行员的体力。
燃油系统是用来保障飞机在各种情况下都能够正常给发动机供油的成套装置。
电网路则包括飞机上的照明、雷达导航、电子仪表、电子设备、电传系统等供电线路。
为了制定和验证上述各系统的设计方案，保证系统功能正常、性能可靠和飞机的飞行安全，飞机总装前会先开展相应的全尺寸的操纵、液压、燃油和电网路等系统的地面模拟试验。模拟试验包括系统功能试验和系统品质试验等。通过这些试验，既可保证各系统能够完成相应的功能，又可保证功能完成的质量与可靠性。
飞机操纵、液压系统模拟试验通常在一个被称为“铁鸟”的试验架上完成，即在硕大的试验厂房内建起一台全尺寸试验台架，然后将真实飞机的操纵和液压系统部件安装其上。“铁鸟”试验台架建成后，工作人员就可以在其上反复模拟真实飞机进行试验，积累宝贵的数据与经验，验证操纵、液压系统设计方案的可行性，并对设计方案进行调整改进。
以我国“运十”飞机为例，该飞机系统模拟试验前后共历时11年，其中，操纵与液压系统共用1个试验厂房，面积达3052平方米；燃油试验厂房，面积为1138平方米；电网路试验厂房面积为1095平方米。
强度与凤挡鸟撞试验
强度试验
为了保证结构使用过程中不发生破坏，飞机首飞前必须开展大量的静强度试验和疲劳强度(疲劳破坏)试验。静强度试验通常是为了评估飞机结构承受静载荷的能力；一般来说，静强度的破坏载荷应高于使用载荷数倍，目的是为了保障所设计飞机具有足够的强度余量。疲劳破坏是指结构在交交载荷作用下的一种破坏现象，这种载荷本身可能很小，不至于对结构造成一次性破坏，但在连续不断的反复作用下，结构的薄弱部位可能产生疲劳裂纹，进而裂纹在不知不觉中扩展，最终使得结构突然断裂。疲劳强度试验的目的通常是为了确定飞机结构在交变载荷作用下的寿命。根据试验对象的不同，上述强度试验又可分为材料性能试验、部件试验和全机试验。
在现代飞机的总方案中，第一架制造的飞机通常被用作静强度试验机。全机静强度试验的目的是为了观察和研究飞行器结构或构件在静载荷作用下的强度破坏能力、变形以及应力分布情况。第二架制造的飞机则通常被用作金机疲劳破坏试验。金机疲劳破坏试验和全机静强度试验非常类似，所不同的是全机疲劳破坏试验中给飞机施加的是模拟飞机实际使用中的交变载荷。这种交变载荷可在已有的同类飞机实际飞行中实测获得，或通过相关军标／航标中同类飞机的疲劳载荷图表查得。
风挡鸟撞试验
尽管飞鸟的飞行速度很低， 但高速飞行的飞机和飞鸟瞬间碰撞所产生的巨大动量足以破坏飞机的结构，甚至发生机毁人亡的重大事故。今年1月15日，金美航空公司一架空客A320客机即因飞鸟撞击导致引擎故障，坠入纽约哈德逊河中。
除发动机外，座舱前方的风挡也是最容易发生鸟撞并引发飞行事故的飞机部位之一。
为了使得鸟撞发生后，风挡玻璃不至于产生粉碎性破裂，现代飞机的风挡通常设计成多层的钢化和有机玻璃结构。鸟撞试验时，要将多层有机玻璃板面固定至试验台的一端；然后将宰杀后的家禽用网兜套住做成“鸟弹”，填入空气炮中；接着，从试验台的另一端将“鸟弹”轰击至多层的有机玻璃板面；最后通过高速摄影或高速摄像拍摄鸟体和风挡玻璃的变形过程。风挡鸟撞试验不仅可以用来研究风挡材料本身的鸟撞力学性能，为风挡的设计提供材料性能数据，而且还能有效验证特定飞机风挡防鸟撞设计的安全性和合理性。
试飞试验
飞机的气动性能、系统可靠性和结构强度，通过相应的气动特性试验、系统模拟试验、静强度与疲劳试验论证后，便可以进入试飞阶段。一般来说，新研制的飞机性能、品质如何，人们心里并没有十分的把握，因此，飞机的，首飞显得极其重要，常需要经验丰富的王牌试飞员来完成。首飞成功了，不管是对设计师、还是对投资者来说，都是一件令人鼓舞的大事。不过，一旦失败，设计部门的信心将会受到重挫。
在定型并批量生产之前，新型飞机除了首飞以外，还要按照试飞大纲完成若干小时、不同科目的飞行。完成不同科目的飞行是为了验证飞机的各项性能是否达到先前制定的性能要求；完成若干小时的飞行则是为了在飞行中发现问题，为飞机的再次改进提供依据，同时评估该飞机的飞行品质与可靠性。
冰风洞试验
结冰风洞是一种性能复杂的大型特种风洞，结冰风洞是研究飞机在结冰气象条件下飞行时，不同部件迎风表面和探测仪器的机外传感部分的结冰形态、结冰容限及其防(除)冰技术的地面试验设备。结冰风洞和普通风洞的试验原理相同，区别仅在于结冰风洞中为极度湿冷的环境。实践表明，飞机结冰是飞机安全飞行的致命弱点之一，在世界军、民用飞机失事案例中占60％以上。
在飞机设计阶段，通过结冰风洞试验，可取得防(除)冰设计所必需的数据，即通过确定飞机各部件结冰形态的试验，确定结冰的冰形及其结冰区、结冰量和结冰速率，从而确定结冰容限及必须防冰的表面，为飞机防(除)冰提供安全设计的依据。
总而言之，结冰风洞是为保证飞机在、结冰气象条件下飞行安全、扩大现代军用飞机在恶劣气象条件下执行任务的能力，同时保障民用或通用飞机完成结冰适航合格审定、为适航取证提供依据性文件的基本试验装置，是新机研制、特别是大型运输机等研制必不可少的重要地面试验设备，所以这方面研究已愈来愈得到各国的广泛重视。
雷达罩防雷击与透波试验
由于大多数现代飞机机壳都是导电的(对于机身为复合材料的飞机，机身表面通常会涂一层导电的防静电漆)，因此当飞机遭雷击时，电流会经由机壳流过，并由机身或机翼伸出的避雷针放电，并不会进入导体内部伤害到里面的乘客或设备。尽管如此，若将位于机头或翼梢等部位的保护机载雷达罩也做成导电的，那么这些导体对电磁波的屏蔽作用将会使得雷达罩内部的雷达和飞机外部无法进行无线电联络，因此，现代飞机的雷达罩大多采用玻璃纤维、石英纤维等绝缘体复合材料制成。需要说明的是，机头、翼梢等安装雷达罩的突出部位通常又是最容易招惹雷电“修理”的地方。这些部位的电荷积累过多的话，雷电就可能击穿雷达罩，甚至损害到罩内的雷达设备。
雷达罩既要能够及时地将静电传导走，又要不至于影响到电磁波的穿透，因此，现代飞机的雷达罩上都喷有一层弱导电性的防静电漆，同时，表面上安装有相应的金属防雷击条。雷达罩“既要导电，又不能太导电”，这是一对矛盾，这种矛盾的权衡要靠相应的雷击试验与透波试验来保证。
雷达罩防雷击试验的过程大致如下：首先将碗状的雷达罩扣在导电的地面上，然后，在雷达罩上方实施人工造电，模拟雷达罩的雷击过程，“人造电”的电压和脉冲波形可参考实际的闪电过程进行控制，雷达罩表面金属防雷击条上的电流可实测获得。根据试验结果，即可评定所设计雷达罩的防雷击性能。
雷达罩透波试验的过程大致如下：首先在雷达罩内部通过射频天线发射电磁波，电磁波穿过雷达罩，辐射至雷达罩外部；然后测出雷达罩外部电磁波的强度，并与发射波强度进行比较，即可得到雷达罩的透波率。
值得一提的是，雷达罩透波试验必须在一种被称做“微波暗室”的试验环境中完成。暗室周围的墙壁上都安装有吸波材料，可完全吸收入射的电磁波，其目的是为了防止室内电磁波的往复反射。(文章代码：0409)
[责任编辑]赵菲