对比一下道尼尔的全金属机身，原机身和尾翼有超过3000个零件，而复合材料机身和尾翼的零件数量只有300个

2008年9、10月，洛马把Do-328的飞行座舱组装在新复合材料机身上。机身已预先贴上了电位腐蚀隔离布，经过加垫片及局部修磨后，飞行座舱与机身完全密合，两者再以金属固定件进行搭接。2008年11月洛马安装垂尾，把翼根的三件金属接头以金属固定件接合于机身隔框上。在此阶段内，洛马还安装了用于后续各种试验的测量仪器，以及原飞机的电气、飞控、液压……等子系统。

制造完毕的机身被运到组装车间

机头对接

吊装平尾

组装完毕的先进复合材料运输机

结构试验

2008年12月，洛马完成了飞机组装，开始进行全尺寸验证试验（full scale proof test）以确保后续试飞的安全。此试验将验证机体在承受机身弯矩（bending moment）及垂尾弯矩 /扭转（torsion）100%设计限制负载时，机体仍然保有完整的结构刚性（structural integrity）。

总体上在试验过程中测量的应变（strain）数据和有限元素模型（finite element model）预测值相当一致。在机身弯矩试验过程中，当接近100%设计限制负载时，许多试验人员听到靠近机翼接合位置处有轻微的“噼啪”声，符合复合材料受力时的反应。在垂尾试验过程中，100%设计限制负载保持约十五秒后，试验人员听到一声巨大的金属声响，但试验机体并没有出现任何移位情况。试验人员报告发出声响的位置在后机身货舱门附近。完成试验后，设计及应力（stress）分析人员进入试验机体内部目视检查，没有发现任何可解释发生声响的可疑迹象。

试验结束后，洛马对机身蒙皮和垂尾与机体结构相接合的位置进行详细的超音波非破坏性检查，在机翼接合支座附近发现有几处脱胶的空穴（void）缺陷，但只有一处发生在π形接头，其它空穴则发生在机翼接合支座与机身蒙皮间的液态垫片（liquid shim）处，没有结构强度方面的顾虑。发生空穴的π形接头处通过检查应力分析数据，发现在试验负载下的安全系数很大，因此脱胶不可能由试验造成，更可能是一开始就胶结不良，非破坏性检查也没有发现。

由于目视检查和非破坏性检查都没有发现飞机损坏的迹象，应力分析人员分析垂直尾翼测试时所听到的巨大声响应该是货舱门铰链栓被摩擦力夹住后突然滑开的声音，在一个货舱门铰链也发现了摩擦痕迹。

洛马完成机身结构完成验证后开始进行后组装，2009年1月，Do-328原先的机翼、平尾、发动机也通通装上了机身。2009年4月，机身结构进行压力测试（pressuretest），预定加压到0.49千克/平方厘米的限制负载，不过加压到0.46千克/平方厘米时，货舱门密封垫弹脱，货舱门框附近的应变计（strain gauge）读值显示结构位移方向与预期相反。追查原因发现是货舱门密封垫有问题，规定厚度八分之一英寸，实际安装厚度为十一分之一英寸，不过试验人员相信机身结构不致因此而损坏，而且在后续第二阶段试飞中飞机也不会加压，所以密封垫规格不符不会影响试飞。