机翼是飞行器的重要部件之一,是飞机产生升力的主要部件,采用基于大展弦比机翼制造的缩比模型进行风洞试验,得到机翼的气动特性,对真实机翼的研究具有重大意义。根据大展弦比机翼制造的缩比模型与真实飞机机翼的刚度相似的要求,需要一种专用设备测量弹性模型在静载荷作用下的形变来得到弹性模型的刚度。所以本文根据弹性模型刚度试验原理搭建了一套刚度测量系统并对弹性模型大变形情况下的刚度测量方法展开研究。首先,根据刚度试验原理搭建了一套高效测量机翼静弹性模型的刚度测量系统,包括支撑装置、加载装置、形变测量装置和控制系统。通过有限元分析测量系统结构上是否满足精度要求。根据刚度测量方法分析并确定了刚度测量系统的硬件组成,并使用Labview软件开发了操作系统,可高效的完成对弹性模型刚度的测量。其次,针对刚度试验中测量弹性模型在大变形状态下的刚度矩阵存在误差的问题,根据传统的静弹性模型刚度测量方法,讨论了影响最终测量刚度结果的三种原因,提出一种基于解析法的刚度反求办法,根据待测点的坐标利用实测点回归方法计算在每一次载荷作用下实际加载点的坐标,再用实测点回归方法计算实际加载点的形变结合节点载荷分配的方法计算修正刚度矩阵。针对加载误差,将模型按刚心轴等效,求得模型等效为梁的材料参数,进而求得模型仅在Z向载荷下的形变,修正最终计算的刚度矩阵。并且对平板模型以及变厚度类机翼模型进行了有限元模拟试验验证。最后,对刚度测量系统利用激光追踪仪测量了误差并使用分段线性插值法进行了误差补偿,使用系统对大刚度钢板模型进行了重复测量,验证测量系统的重复性误差是否满足要求。利用系统测量了机翼模型在小变形情况下的刚度矩阵并计算了对称性误差,测量了类机翼试验标准件在大变形情况下的刚度矩阵并利用所提出的刚度反求方法对刚度矩阵进行了修正,并分析了造成误差可能存在的原因。