目的
飛機飛行載荷的準確確定是新機研製成功的關鍵技術，如果設計給出的飛行載荷小于飛機在允許的飛行使用中可能產生的最嚴重載荷，那么飛機就不能安全飛行；如果給出的飛行載荷過於保守，則所研製出的飛機的性能、載重及經濟性等就要受到較大的影響。因此要求所提供的飛行載荷大小及分布要儘可能反映飛機結構的真實受載情況。
由於飛行載荷的大小及分布要受到飛機飛行高度、馬赫數、迎角、側滑角及結構柔性等諸多因素的影響，要給出完全符合真實飛行情況所受到的嚴重載荷是十分閒難的。因此，在民用飛機適航規章中，允許採用偏保守的近似方法來確定飛機的飛行載衙。如果飛機的飛行載荷是通過採用可靠的風洞試驗結果或同類飛機的經驗數據確定的，那么就可以認為這樣確定的載荷是可靠的，否則，就必須通過飛行載荷實測加以驗證。
飛行載荷測量的目的是測量飛機主要結構部件(如機翼、機身及尾翼等)的載荷，測得的數據主要用於：
a)確定或證實嚴重飛行狀態；
b)驗證載荷分析方法；
c)提供型號飛機發展前途的數據基礎；
d)滿足適航規章合格審定要求。
背景材料
40多年來，航空已開發國家對新研製的飛機均進行了飛機載荷的飛行試驗驗證。這是凶為飛機公司不僅考慮適航審定方面，而且考慮提高飛機潛在能力方面的原因，進而增加飛機的市場銷售量。例如，如果由飛行載荷測量得到的數據證明飛機特定部件上的載荷小於沒計載荷，則飛機總重可以增加，並且飛行載荷測量數據還可以用於證明和改進載荷分析方法，以便對未來型號飛機能夠更有把握地進行設計。
美國波音公司在各型飛機上進行了飛行載荷測量，取得了重大效益。波音747飛機總共改裝了442個應變計電橋，15L行實測了機翼、機身、垂直安定面、水平安定面、短艙、後緣襟翼滑軌、起落架等的載荷，並且通過開360個測壓孔測量了前、後緣襟翼的壓力分布。、該飛機的飛行載荷測量結果表明：以最小的飛機結構更改，可將飛機的最大起飛重量從7100001b提高到7350001b，波音747-200進一步提高到7750001b。
測量大綱
飛行載荷測量包括在試驗飛機飛行包線內的速度一高度交叉點陣上進行的特定機動飛行。對軍用飛機而言，大綱一般由兩個階段組成：初始階段進行的飛行載荷測量，其機動飛行在主要結構部件上要達到80%的設計限制載荷；最終階段進行的機動飛行要按分析和初始階段測量結果確定的嚴重狀態達到100%的設計限制載荷。對於民用飛機，飛行載荷測量僅包括達到80%設計限制載荷一個階段，主要驗證飛行載荷的設計方法。
飛行載荷測量所採用的方法有兩種：應變測量法和表面壓力分布測量法，或兩種方法結合進行。
應變測量法是指利用地面載入的方法校準機翼、尾翼、機身、起落架等主要結構部件上改裝的應變計電橋，得到所測量部件的載荷與應變計電橋回響間的關係方程。通過在飛行中實測的應變計電橋回響及有關飛行參數等來獲取諸如機翼的彎矩、剪力和扭矩，機身的彎矩和扭矩，水平尾翼及垂直尾翼的彎矩、剪力和扭矩，活動面的鉸鏈力矩以及飛機起落架的3個方向的載荷等。
壓力分布測量法通常用壓力帶(或直接打孔)方法沿翼面(機翼、襟翼、縫翼等)上的氣流方向設定一些靜壓孔來完成。在飛行用測壓設備測量壓力孔處的壓力與絕對靜壓基準之間的壓差。可以沿多個展向剖面安裝壓力帶．以給整個翼面上的靜壓分布。任何位置上作用的氣動載荷可通過積分壓力分布數據得到。對於像襟翼等難以用應變法測量其飛行載荷的結構，常使用壓力分布測量法測量氣動載荷。
軍用飛機的飛行載荷實測驗證，要求在整個飛行包線範圍內進行各種嚴重飛行受載情況的飛行載荷實測驗證，此外還要求直接驗證飛機的結構強度。民用飛機的飛行載荷驗證要求與軍用飛機有所不同，它重點強調驗證確定載倚大小和分布的方法是否是偏保守的。直到目前為止，國內尚沒有民廂飛機飛行載荷實測驗證的實際經驗，但精確的飛行載荷測量結果、可靠的相關飛行狀態參數及合理的對比分析是必要的。
民用飛機飛行載荷測量要進行的機動飛行主要包括對稱機動飛行和橫/側機動飛行對稱機動飛行包括推拉機動、繞緊轉彎、升降舵和安定面的協調操縱機動等；橫/側機動包括滾轉改出、非對稱推力機動等。
在波音747-100試飛中還包括了陣風載荷的測量。飛機上安裝了陣風參數測量設備以獲取陣風速度，並且同時使用飛行載荷測量設備測量飛機的飛行載荷。
與飛行載荷的實測驗證相類似，國外新研製的民用飛機也進行了地面載荷的飛行實測驗證。
試驗方法
因研究需求、結構綜合演示以及發展飛行試驗的需要，有必要開展飛機線上飛行載荷的測量。儘管可以在風洞試驗中通過在翼面上布置測壓管的辦法來測量翼面壓力分布，從而測得結構的彎矩、扭矩和剪力。但是在飛行中布置如此多的測壓管顯得很不現實，且會帶來巨大風險。因此，飛機在飛行時的飛行載荷的測量只能通過其他方法進行。
通常有兩種方法測量飛機在飛行中的飛行載荷。一種是通過測量翼面若干位置處的應變，並根據事先標定的函式來計算翼面的載荷，簡稱應變法。應變法早在20世紀40-50年代就開始在飛機飛行載荷測量中使用，並沿用至今。另一種則是通過測量翼面若干位置處的變形，並根據事先標定的函式來計算翼面的載荷，簡稱位移法。該方法是近年來隨著光學位移測量設備的進步而發展起來的。兩種方法在計算方法上有較大相似性，計算公式的形式也基本一致，所不同的只是前者使用所測量的應變，而後者使用所測量的變形。在獲得了作用在飛機上的彎矩、扭矩和剪力之後，通過減去已知的慣性載荷等就可得到作用在飛機上的氣動載荷。
基於應變法測量飛行載荷與測量應力在很多方面是一致的。不過在飛行載荷的測量中，通常使用在主要結構部位布置全橋的方法，以獲得高靈敏度的數據和消除溫度效應的影響。
合理選擇應變橋布置的位置是非常關鍵的。必須將應變片布置在應力水平較高的位置。以獲得較好的靈敏度，並且應該避免應力集中的地方。根據結構受力和傳力的特點，通常將測量剪力的全橋布置在翼梁的腹板處，將測量彎矩的全橋布置在凸緣和蒙皮處，將測量扭矩的全橋布置在承扭盒上。應變橋的數目需要根據待測載荷數目的多少而定，並儘可能保證這些全橋的線性相關性小。具體布置時可基於有限元分析結果進行位置和數目的選擇，並進行相關性校核。值得注意的是，對於像機翼和尾翼這樣的部件，在非對稱機動載荷情況下，根部的．應力不僅受到全橋站點以外載荷的影響，而且受到站點以內載荷甚至是另一側翼面載荷的影響。因此，測量非對稱載荷時需要使用機翼兩側的應變。
