为解决飞行器跨声速后出现的热障课题而发展起来的一种地面模拟试验，通过在地面等效模拟飞行热环境和气动载荷，考核飞行器结构强度、刚度、寿命及功能是否满足服役环境要求。飞行器在大气层内以较高的速度飞行时，外表面要承受严酷的气动加热。气动加热对结构的影响主要体现在以下几个方面：①在高温环境下材料的强度极限和弹性模量降低，因此使结构承载能力降低，产生附加热应力，而且与力载荷作用下产生的机械应力叠加，影响结构承载能力。②在高温和热应力的共同作用下，结构有可能产生过大的变形，破坏部件的气动外形，影响机械正常动作，甚至因机件卡塞而导致飞行事故。因此必须对飞行器结构热强度进行地面验证和评估。

热强度试验研究始于20世纪50年代，世界各国先后建立了几十个热强度试验室，著名的有美国空军怀特帕特森结构试验室、美国国家航空航天局德莱顿飞行载荷试验室，俄罗斯的西伯利亚热结构试验室，英国皇家空军法恩伯勒试验室，法国图卢兹航空中心的热疲劳试验室等。加热功率从几千千瓦到几十万千瓦，最大的可以进行长49米、宽70米、高15米、重188吨级的飞机结构热试验。试验室还配备有高空低气压模拟系统、液氮负温模拟系统等，具有先进的温度、应变、位移、热流密度等高温参数测试仪器，有力支持了各类高超声速飞行器研究计划，为其结构设计和验证提供了从选材、热结构、热防护试验到结构选型、整机综合评定和验证性试验。

热强度试验系统主要由加热系统、加载系统、控制系统、测量采集系统和试验件等组成。加热系统通常由功率调节装置、加热器、传感器和制冷系统及制冷器组成，由控制系统实施控制，加载系统的构成与静力试验系统相同，只是控制要按时间历程模拟的要求实施控制，测量采集系统通常由测量传感器和数据采集系统组成，数据采集系统负责对试验中温度、热流密度、力、应变、位移等物理量进行实时采集并存储。

热强度试验基本原理是在地面条件下，通过等效模拟飞机结构的飞行热载荷和气动载荷，实现对飞机结构热强度性能的考核验证和评估。在热载荷模拟方面，通过石英灯、石墨、高温燃气等不同加热形式，模拟飞机结构外表面气动热载荷的分布、大小和瞬态变化情况，实现热载荷的等效。在气动载荷模拟方面，利用类似于常温静强度试验的气动载荷等效处理方法，将分布载荷简化为集中载荷，通过托板-拉杆、焊接头-拉杆、单面推杆以及夹板式等多种方式进行加载。热强度试验的关键是：一是要解决好加热器与加载夹具相互干涉的问题，在试验设计中尽量将相互影响减至最小；二是要解决热、力载荷边界条件的协调模拟问题。

按照试验目的和内容热强度试验一般有以下几类试验：传热试验、瞬态热应力试验、热刚度试验、热屈曲试验、高温蠕变试验、热疲劳试验以及热冲击试验等。热强度试验具有以下特点：必须真实模拟飞行时序过程，应采用全尺寸结构进行试验，实现组合热与机械力等载荷环境的组合模拟，必须采用瞬态控制和测量技术。在热与机械力联合加载的热强度试验中，要按照试验任务书中给定的热/载荷协调加载的载荷谱进行热与机械载荷的联合加载。通常首先进行热载荷施加，当结构达到最高温度时，保持温度不变，对结构施加机械载荷。机械载荷加载工况主要分为限制载荷、极限载荷和破坏载荷三种，试验顺序一般是先进行限制载荷工况下的结构热强度试验，再进行极限载荷工况下的结构热强度试验，最后进行破坏载荷热强度试验。