試驗特點
航空飛行器所要完成的飛行任務和它的特性決定了試驗的特點：①飛行器試驗與現代先進科學技術密切相關：例如，超音速風洞實驗技術與全息攝影技術在飛行器的氣動力試驗中已得到廣泛套用；微波通信技術、微電子技術、高速計算機、雷射技術和高精度光學機械，都為飛行器試驗提供了重要手段；環境模擬技術和環境工程的研究為飛行器的環境試驗提供了技術基礎等。②試驗的規模和費用巨大，準備時間長，試驗地域廣闊：例如，驅動一個馬赫數大於10、試驗段口徑為2～3米的連續式超音速風洞需要消耗的功率高達 16萬千瓦，第一架太空梭共進行了約10萬小時的風洞實驗。③協調性試驗繁多：飛行器由許多分系統組成，有許多單機和組件，它們之間工作的不協調問題通常靠單機（或組件）之間、分系統之間和全系統的多種協調試驗來發現和解決。
試驗程式
按試驗對象，航空飛行器的試驗可分為零件、元器件試驗，單機、組件試驗，分系統試驗和全系統試驗4個層次， 由簡單的低層次試驗逐步過渡到複雜的高層次試驗。低層次試驗為高層次試驗打基礎，減少高層次的試驗數量，以節省試驗費用。簡單的飛行器，試驗層次相應減少。就試驗性質來說,先進行地面試驗,再進行飛行試驗。飛行器的試驗都以實驗室驗證設計為開端，在設計過程中用模擬計算機和數字計算機（有時配合以部分實物）進行仿真模擬試驗以輔助設計工作，幫助選擇飛行器各個分系統和全系統的最佳參數和方案。這種方法比用樣機試驗要經濟得多，但是不能完全代替樣機試驗。當研製工作進展到產品試製階段時，開始轉向在控制的條件下進行實物模擬試驗，以驗證設計的正確性。最後在預定的真實條件下進行全系統的試驗，鑑定飛行器是否達到設計指標。
飛行器試驗內容
各種飛行器的特點和研製程式不同，試驗內容也有差異，但下列各種試驗是多數飛行器都要進行的。
氣動力試驗
航空器測試在大氣層內飛行需要良好的氣動外形和便於操縱。幾乎所有飛行器在初步選定外形以後都要在風洞中進行空氣動力試驗。試件多用縮比模型，有時也用全尺寸模型。試驗速度分為低聲速 (0<Ma<0.3，絕大數全模風洞試驗都是低聲速的)、亞聲速(0.3<Ma<0.8)、跨聲速(0.8<Ma<1.2)、超聲速(1.2<Ma<5.0)幾種，根據飛行器的飛行速度範圍來選定，一般都要找出在整個設計速度範圍內各種馬赫數與飛行器的空氣動力特性參數的關係，往往還要求氣流有不同的密度和溫度，甚至有較高的雷諾數。不同類型飛行器的飛行特徵不同，選用的風洞和風洞實驗的內容也不同。如評定飛機的尾旋飛行特性需要用專用的尾旋風洞（見風洞實驗技術）。
結構試驗
飛行器的結構複雜，又在惡劣的環境下工作，為了減輕重量，結構設計的安全係數一般取得較小，強度和剛度都不大富餘。此外，飛行器整體結構的動特性參數往往難以準確計算，結構試驗遂成為飛行器試驗中不可缺少的項目。結構試驗包括靜力試驗、動力試驗、疲勞試驗和熱強度試驗等。這些試驗能精確地確定飛行器結構的動力特性和結構、構件在各種環境條件和載荷作用下的承載能力，驗證結構設計的準確性。飛機的靜力、動力試驗和疲勞試驗一般用全尺寸進行，但火箭一般不做全尺寸靜力試驗，而是分段進行，它的動特性試驗用全尺寸結構或縮比模型。
環境試驗
飛行器在貯存、運輸和工作時會遇到各種複雜的環境（見飛行器環境工程），這些嚴酷的環境條件經常綜合地作用於飛行器，從而形成飛行器的組合環境，環境試驗成為考驗飛行器對環境的適應性和提高可靠性的一個重要手段（見飛機試驗、火箭試驗、太空飛行器試驗）。環境試驗項目繁多，如艦載飛機的救生系統要在水下操作和檢查它的工作情況；飛機的排雨、防冰、除冰設備要在環境試驗室試驗以檢查其功能；太空飛行器還要進行空間環境試驗，如熱真空試驗、磁環境試驗等；飛行器的一些系統和部件有時還需要進行火箭滑車試驗。飛行器所遇到的環境中，有一些是難以在地面同時模擬的，如作用於再入大氣層的洲際飛彈彈頭的環境條件，既有幾千到上萬攝氏度的高溫和近十萬千瓦每平方米（幾萬千卡每秒平方米）的熱流密度，又有大於20倍音速的高速氣流沖刷，近十兆帕（上百個大氣壓）的局部外壓，幾十倍於自重的過載和氣流引起的強烈振動，還可能遇到雲、雨、雪、核輻射、電磁脈衝和衝擊波等。這些環境的考驗只能通過飛行試驗和核試驗來進行。
目前，飛行器產品的振動環境試驗一般通過振動試驗台完成，即通過對物理樣機或實際產品進行直接的試驗測試，直觀地觀察和評價實物在不同振動激勵下的回響和表現，進而基於試驗結果對設計方案進行改進。但是，基於振動台的振動環境試驗也存在以下局限：（1）實施振動試驗的周期長，耗費巨大；（2）試驗台難以完全模擬真實的振動激勵，易發生過試驗或欠試驗問題；（3）在試驗台上難以模擬所有工況；（4）振動試驗受感測器數量和安裝位置的限制，能夠獲取的試驗結果信息有限；（5）基於振動試驗進行設計驗證和改進有較大的局限性，只能通過試錯方式進行設計改進，難以做到最佳化；（6）對於一些尺寸巨大的結構，全尺寸振動試驗在現有設備上難以實施。
氣動加熱試驗是以輻射熱的方式模擬空氣與飛行器表面相對運動所發生的強迫對流換熱的地面模擬試驗，從換熱機理上講有本質區別，但是從研究結構特性的試驗目的出發，可以通過真實地模擬結構表面的熱量傳遞模式，建立起兩者之間的等效關係。氣動加熱瞬態試驗的控制系統內置了氣動加熱工程計算程式，通過計算得到的瞬時熱流密度進行載入控制。氣動加熱工程計算程式根據飛行軌跡提供的來流參數，完成飛行器表面邊界層外緣參數計算，藉助雷諾比擬得到飛行器表面的熱流密度，然後以此熱流密度對試驗件進行實時熱流載入，從而實現對高超聲速飛行器的氣動加熱模擬。試驗的精確性取決於兩個方面：（1）測控設備的準確性和靈敏度；（2）氣動加熱工程計算結果的準確程度。
可靠性與壽命試驗
天上飛的就會有很多的不可預料的問題出現，比如：氣流、雷電等等，都會對飛行器有著至關重要的影響，也會對人身安全有著至關重要的影響。
航空器測試飛行器的可靠性試驗占整個試驗的比例較大，耗資也較多。由成千上萬的元器件、組件組成並在嚴酷環境下工作的飛行器，一個元件的失效就可能造成整個飛行器的故障。提高可靠性，特別是提高載人飛行器的可靠性非常重要。除了在設計上採取措施提高可靠性，在製造過程中進行嚴格的質量控制以外，還需要進行可靠性摸底試驗，以便暴露出在設計、製造和原材料方面尚存在的問題並加以解決。對飛行器上使用的元器件、電子儀器和設備一般都要進行可靠性篩選試驗，規定篩選後的產品應達到的失效率水平。試驗時用外載入荷（如高溫、熱衝擊、溫度循環、機械振動和衝擊、高壓電等，或者幾種條件結合起來）將潛在的早期失效產品或質量較差的產品淘汰。外載入荷的項目和大小根據具體設備的主要失效模式和機理結合工藝、材料和生產質量控制的情況來確定，同時還考慮可靠性等級要求和使用條件，如飛行中不能維修、更換的太空飛行器和火箭的設備需進行甲級篩選試驗，航空電子設備一般按乙級篩選。為了對系統和整機作出可靠性評定，還需要對經過篩選已確定裝入飛行器的儀器設備、分系統和整個飛行器做可靠性鑑定和驗收試驗。為了節省費用，通常將這種試驗與工作壽命試驗、貯存壽命試驗和環境試驗以及其他試驗結合起來進行。
各種飛行器的壽命要求差別很大。飛機要求多次和長時間使用；火箭是長期貯存一次使用；除太空梭外其他太空飛行器是一次發射、長時間工作。因此它們的壽命試驗內容和方法都不相同。
地面試車
帶有動力的飛行器，其發動機都要在試車台上進行地麵條件和模擬高空條件的試車（見航空發動機試驗、火箭發動機試驗），經過逐步修改使發動機性能達到設計指標。然後將整個飛行器的推進系統（或動力裝置）組合在一起試車。飛機發動機還須進行各種工作狀態的試車和滑跑試驗。太空飛行器裝在運載火箭上進行全系統的火箭地面試車，可以用額定推力或加大發動機推力試驗。經過各種地面試驗和反覆改進以後，飛行器的缺陷和影響飛行試驗的不安全因素方能減少到最小限度。
飛行試驗
飛行器都要通過飛行試驗最終證明是否能完成預定的飛行任務，以此作為定型的依據。飛機飛行試驗、火箭（飛彈）飛行試驗一般都是先試驗總體方案，再鑑定性能，最後進行使用性能的考核。載人或不載人、一次或多次使用的飛行器，試飛差別很大，飛行試驗的階段劃分和試驗方法各異。
試驗方法
飛行器試驗在預定的條件下使飛行器處於試驗狀態，同時測量和記錄表示其特徵的各種物理現象、環境參數和工作參數。飛行器試驗一般都用高速攝影機和錄像機記錄飛行時的狀態。飛行器上的各種參數多用感測器進行測量，飛機還用一些直接測量顯示的儀表（右圖）。對於這些參數還須用攝影記錄器、示波器、磁記錄系統和遙測系統（見遙測技術）等在機上或地面進行記錄，用光學和無線電跟蹤測量系統進行飛行器的軌道跟蹤和參數遙測。用時間統一系統把試驗的指揮、控制、跟蹤、測量等各個台站的時間統一起來，使所有測量的數據都成為統一時間的函式。
試驗設備
為了使飛行器處於試驗狀態，需要兩類設備：一類是提供試驗環境條件的設備如振動台、空間環境模擬器、飛機環境試驗室等，以及各種數據採集、處理和記錄設備；另一類是提供試驗保障的各種專用設備、通用設備和保障設備，如火箭試車台、試飛機場及地面保障設備等。
發展與套用
印度將開展重複使用飛行器試驗
印度空間研究組織（ISRO）高級官員表示，印度正在研究重複使用技術，計畫在2015年3月對帶翼重複使用運載器技術驗證機（RLV-TD）開展飛行試驗。目前，ISRO正在進行RLV-TD的集成工作。RLV-TD包括一系列技術驗證任務，將作為完全可重複使用兩級入軌飛行器計畫的第1 步。目前，ISRO為RLV-TD制定了4 次飛行試驗：高超聲速飛行試驗（HEX）、著陸試驗（LEX）、返回飛行試驗（REX）以及超然衝壓動力試驗（SPEX）。
3月，RLV-TD將開展高超聲速飛行試驗。RLV-TD質量為12t，利用9t的固體助推器（S9）頂推發射至一定高度後，飛行器和助推器分離，作高超聲速再入飛行。飛行器在大氣層內進行無動力滑行，之後降落傘打開，最後在海上回收。此次試驗的目標包括：驗證高超聲速飛行過程中的氣動設計特性；描述高超聲速再入過程中的載荷特徵；海上回收試驗飛行器；評估飛行器頭部所採用的碳纖維性能；演示第1級分離時序。
高超聲速飛行器結構熱模態試驗國外進展
高超聲速飛行器在巡航/再入階段受到嚴酷的氣動加熱效應，極高的溫度及溫度梯度，改變飛行器結構熱物理參數和力學性能，導致結構彎曲、扭轉剛度下降，顫振安全邊界降低，影響飛行器結構的可靠性。熱環境下的結構模態特性，作為反映氣動加熱對結構影響的重要參數，在指導、驗證此類飛行器的設計中具有重要意義。20 世紀中期以來，NASA Langley、Dryden 等研究中心分別針對金屬和複合材料壁板、X-15 翼舵、X-34 發動機噴管等結構開展熱模態試驗方法研究與試驗驗證，近期Dryden 研究中心針對X-37 方向舵開展熱模態試驗的探索研究。
熱模態試驗研究自 20 世紀50 年代開始，已經持續了60 多年。經過大量學者的研究與分析，可以得到以下結論：（1）熱環境對結構動特性的影響主要體現在兩方面，一方面是材料彈性模量等參數的影響，另一方面是熱應力對結構剛度的影響；（2）通過仿真與試驗驗證，當溫度梯度較大時，必須考慮熱應力對模態參數的影響；（3）氣動熱分布模擬的準確性將直接影響結構熱應力分布和模態參數的正確性，但在地面試驗難以完全復現實際飛行熱環境的情況下，熱模態試驗仍能夠給予定性指導；（4）在較低溫度範圍，小變形理論能夠較準確預示結構的模態參數，但隨著溫度的不斷增加，結構發生熱屈曲、熱變形等非線性變化，採用大撓度方程雖然能夠有效改進計算結果，計算精度仍難以保證。
飛行器虛擬振動試驗平台構建
針對用振動台進行飛行器振動環境試驗時存在試驗周期長、耗費高及易發生過試驗或欠試驗等問題，採用虛擬現實技術建立了飛行器虛擬振動試驗平台。
虛擬振動試驗是指通過軟體環境建立振動試驗台模型和被測試件模型，在軟體環境中基於振動試驗台和被測試件的虛擬仿真模型完成與實際振動試驗相同或類似的振動環境試驗任務。飛行器虛擬振動台系統的構建基於實際振動台的組成結構，即在軟體環境內分別建立振動台台體機械系統、振動控制與激勵系統及被測試件的模型，並將各部分集成，形成機電聯合仿真環境。構建虛擬振動台系統有兩種方式，一種是基於線性有限元方法的開環建模，主要是進行系統級振動分析；另一種是基於多體動力學和機電聯合仿真的閉環建模，主要是進行機電耦合分析和剛柔耦合分析。
通過集成多學科仿真，採用機電綜合方法建立完整的振動台閉環模型。振動台的多體動力學模型與振動控制模型以及電磁模型集成時，一方面振動台模型將台面的加速度回響反饋給振動台的控制器模型，與期望的加速度進行比較，經控制運算和放大後得到電壓信號。電壓信號進一步傳遞給電磁模型，從而產生相應的振動激勵力。振動激勵力通過接口傳遞到振動台機械系統多體模型，如此構成閉環。在機電綜合方法中，試件的模型是柔性體模型，與振動台的多體模型在軟體環境中進行裝配和耦合分析。柔性體模型在進行機電聯合仿真之前進行試驗相關性分析和模型修正，以保證結果的精確性。該方法的優點是能夠建立完整的振動台閉環模型，通過集成的多學科仿真，系統研究振動台機械結構設計、控制律和控制器參數、電磁系統參數等。
高超聲速飛行器地面試驗方法
高超聲速飛行器地面試驗可以解決以下問題：（1）地面氣動試驗，主要解決幾何外形的氣動設計，發動機部件工作問題，發動機的整體工作特性，以及發動機與飛行器的匹配問題。具體的試驗包括：直連式試驗、自由射流試驗、氣流參數對發動機的影響試驗；（2）典型環境下高溫材料性能試驗，解決材料的高溫燒蝕和高溫熱防護；（3）高超聲速典型飛行環境試驗，解決飛行過程的綜合力學環境對飛行器結構、各部件的結構整體性、振動、衝擊、測試和控制感測器的影響。
主要的地面試驗手段包括風洞試驗和火箭橇試驗。
（1）在高超聲速風洞中進行的飛行器試驗項目一般有以下幾項：全模測力試驗、壓力分布試驗、鉸鏈力矩試驗、動穩定性試驗、噴流干擾試驗、級間分離或多體分離試驗、高超聲速進氣道試驗、模擬自由飛試驗等。風洞試驗主要開展研製初期的部件級或原理級試驗，主要存在尺寸、雷諾數、溫度等效應，同時仍存在“污染”氣體會對燃燒室試驗結果產生影響，主要是湍流和氣體組分的影響，使本就複雜的超聲速燃燒問題變得更複雜。另外，一般風洞試驗只能在一個馬赫數下研究進氣道的“脈衝”起動問題和“自起動”能力。但風洞試驗在研製初期仍是不可或缺的一種試驗手段。
（2）火箭橇試驗是高超聲速飛行器型號研製過程中的一種重要的地面試驗手段，是介於試驗室試驗與飛行試驗之間的聯繫天地之間的一種試驗系統，其最大的特點是能模擬試驗件所需的速度和加速度。利用這一試驗方法，不僅能考核高超聲速飛行器整機、部件的性能，也能考核它們對高速飛行環境的適應性及可靠性。其飛行包絡基本能涵蓋飛行試驗，是1:1試驗件所能考核的最有效試驗系統，其可在軌無損回收經考核過的試驗件，供進一步試驗室分析；是高超聲速武器系統研製過程中不可或缺的地面試驗系統，是測量、評估、驗證、考核高超聲速發動機進氣道設計合理性，低空高馬赫數“脈衝”起動和“自起動”能力，防燒蝕設計及發動機綜合性能等關鍵性地面試驗系統。美國衝壓式發動機的國家定型試驗均是通過採用火箭橇試驗來完成的。
由於高超聲速流動引起的複雜的物理現象會導致高超聲速火箭橇試驗在以下三方面與低速火箭橇試驗明顯不同：氣動力（升力、阻力、力矩會明顯變大，壓力中心位置改變等）；氣動熱（熱流明顯，需進行計算並採取防熱措施等）；氣動物理（高速下會出現明顯的激波形狀和流場的光電特性）。
