近几十年的利用履历表明，疲倦断裂是影响飞机构造可靠性的紧张成分，由于影响疲倦断裂的成分很多，材料性能、构件几何形状、加载进程及环境条件等极为显著，仅靠理论剖析无法准确反响飞机构造疲倦特性，须要通过疲倦试验进行验证。
全机疲倦试验
同全机静力试验一样，全机疲倦试验也是“积木式”验证体系的顶层。全机静力和全机疲倦试验均属于静态/准静态试验，两者在试验设计过程、加载办法以及掌握、丈量和无损检讨方法等方面是相同或相似的。通过全机静力试验得到的构造初始“载荷-变形”特色，可以作为全机疲倦试验中知足变形哀求和损伤掌握的参考值，全机疲倦试验则是全机静力试验的延续。
全机疲倦试验紧张是为确定飞机构造的利用寿命、制订利用掩护哀求供应试验依据。常日包括全机疲倦/耐久性、全机损伤容限和剩余强度试验。
全机疲倦试验按试验工具可分为新研飞机和在役飞机疲倦试验等。对付按照安全寿命设计的飞机，全机疲倦试验包括疲倦(安全寿命)试验、剩余强度试验；按耐久性/损伤容限设计的飞机，全机疲倦试验包括疲倦/耐久性试验、损伤容限试验、剩余强度试验。
01、全机疲倦/耐久性试验
与全机静强度试验相同，全机疲倦/耐久性试验同样是利用以打算机为核心的多点折衷加载掌握系统，统一掌握各种加载及丈量设备对试验件进行载荷施加与丈量，但对飞机构造施加的是疲倦交变载荷，用以仿照飞机在全体服役期内可能碰着的各种空中、地面利用情形，并通过检测飞机构造疲倦裂纹的萌生，确定疲倦薄弱部位。
飞机载荷剖面图
对付安全寿命构造、不可检构造等至少要完成4倍利用寿命试验，对付耐久性构造至少要完成严重利用情形下2倍或基准利用情形下3倍利用寿命试验。对提前涌现损伤的部位视情修理，以担保试验的顺利进行并为制订外场检修方案供应依据。
全机疲倦/耐久性试验现场
02、全机损伤容限试验
全机损伤容限试验，又称裂纹扩展试验，常日在全机耐久性试验完成试验目标寿命且紧张构造部位涌现了明显可检裂纹时进行。
全机损伤容限试验的流程、设计过程、加载方法等与全机疲倦/耐久性试验基本相同，一样平常与耐久性试验用同一试验件，紧张以先期耐久性试验产生的裂纹为试验工具，得到裂纹扩展速率、扩展期、临界长度等损伤扩展特性，为制订飞机检讨掩护大纲、验证检测和修理方案供应支持。全机损伤容限试验一样平常采取基准利用情形下的均匀谱，要完成0.5倍～1倍利用寿命试验，当构造关键部位损伤扩展至0.7倍～0.8倍临界裂纹长度时，损伤容限试验结束。
全机损伤容限试验现场
03、剩余强度试验
在完玉成机疲倦/耐久性、损伤容限试验后，按照裂纹位置、毁坏后影响等成分选取1条或数条代价高的裂纹重点考察，确定剩余强度试验考察部位和载荷，如垂尾/后机身构造、起落架支撑构造、机翼/中机身构造等，紧张是验证飞机构造破损或局部破损后，剩余的未受损构造在不修理利用期内仍能保持所哀求的剩余强度。剩余强度试验属于全机性大部件静强度试验，与全机静强度试验的流程、设计过程、加载方法等基本相同。
经由上述完全的全机疲倦试验过程，就可以确定该型飞机的疲倦寿命和修理周期，并根据疲倦试验中涌现的问题，为飞机的细节改进供应思路，从而担保飞向蓝天的飞机安全可靠。
相对付全机静力试验，全机疲倦试验具有繁芜程度高、试验规模大、持续韶光长的特点，紧张是：载荷谱繁芜，全机静力试验是一种载荷工况对应一套静力谱，全机疲倦试验是由多种载荷工况、按一定的顺序和频次构成的疲倦谱；加载系统繁芜，全机静力试验常日一种载荷工况通过一套加载系统实现加载，全机疲倦试验是几十种乃至几百种载荷工况通过一套加载系统实现加载；支持繁芜，全机静力试验常日采纳几种支持办法知足不同考察工况的试验支持，全机疲倦试验是几百种试验工况通过一种支持办法来支持。其余，全机疲倦试验至少要完成2.5倍以上利用寿命试验，因此，全机疲倦试验规模常日为全机静力试验的2倍以上，试验周期为5-10年。
我国在飞机构造强度试验与研究领域实力最强的是中国飞机强度研究所，也是我国航空工业领域内唯一的构造强度专业研究所，承担和完成了我国研制的险些所有在役、在研型号的静力、疲倦、刚度、可靠性等鉴定与验证明验研究事情，涵盖了各种航空平台。
个中，全尺寸飞机构造静力/疲倦强度研究室现有4个处于国际前辈水平的试验厂房，试验区域总面积超过20000平方米，拥有国际前辈的加载掌握系统和数据采集丈量系统，加载掌握1800余通道，数据采集3万余通道。通过多年以来的关键技能攻关和型号试验，已建立以全机构造强度总体验证技能、全机试验设计技能、全机试验掌握技能、全机试验数据丈量与剖析技能、全机试验数字化技能等为核心的、相对完善的技能体系，具备承担2吨-200吨级飞机全机静力、疲倦试验的能力，试验能力和技能水平处于海内领先、国际前辈水平，代表了海内航空领域全机构造静力/疲倦强度试验的最高水平。
