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二、结构设计要求
飞机结构设计的一般要求都适用于机身结构，只是机身的功用与机翼、尾翼有所不同而有不同的侧重点。
（"）如前所述，机身结构必须满足各种装载根据本身的特殊需要提出的众多的使用要求，并应与机翼、尾翼等相连接部件的主要受力构件的布置、连接点位置进行总体协调，这与减轻飞机总重量有关。
（）在保证机身结构完整性的前提下，结构重量尽可能小。完整性包括强度、刚度、损伤容限等各项要求，强度是最基本的要求，机身的总体刚度则将影响尾翼的颤振特性和尾翼效率。对于气密座舱、重要的连接接头以及大、中开口附近等处的结构均应考虑损伤容限设计要求。
（）机身应有足够的开敞性以便于维修。开敞性直接影响飞机的维修性，而维修性的好坏与飞机利用率、保障性与运营成本等均有关。相对于机翼、尾翼，由于机身内装载多，本身结构复杂，因而这一要求对机身结构更为突出。
（%）有良好的工艺性，生产成本要低。
（&）机身基本不产生升力，所以机身气动力要求主要是阻力小。为此机身一般做成细长的流线体，并希望外形光滑，突出物尽量少等。
应该指出，根据机身的功用，在上述各项要求中首先要考虑使用要求。比如为了满足驾驶员的视界要求，座舱盖常凸出于机身外形，引起阻力增大，但为了满足使用要求，只好在气动要求上做出让步。又如机身上的各种大、小开口影响了结构的完整和连续，必要的补强又必定会增加重量，但为了满足使用或维修要求，不得不在重量上做出某些牺牲。这些相互矛盾的要求在飞机结构设计中经常遇到，这就须要善于分析矛盾，抓住主要矛盾，权衡处理，使设计较为合理。
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三、外载特点
机身主要用于装载和连接各部件，因此其主要外载如下。
"装载加给机身的力
各装载及机身结构本身都会产生质量力，其中尤以各装载的质量力影响更大。质量力的大小与载荷系数成正比，而沿机身轴线各点的载荷系数的大小与方向不一定相同，故也会影响到质量力的大小与方向。它们有的为集中力形式（如装载通过集中接头连到机身结构上时），有的为分布力形式（如客舱、货舱内载重的质量力）。
"其他部件传来的力
这里主要指在飞行或起飞、着陆滑跑中由机翼、尾翼或起落架上传来的力。若发动机安装在机身上，则还有发动机推力和陀螺效应产生的集中力。 "增压载荷它在机身增压舱部分基本自身平衡，对机身的总体内力影响很小，但它会在机身
增压舱结构内产生轴向正应力和机身横截面内的环向正应力，对气密舱的前、后端框产生侧压力。对于旅客机的气密舱而言，这是一个重要的疲劳载荷。
由于机身基本上为对称流线体，故机身上除局部地区（如机身头部和座舱盖等曲度较大的突出部位）局部气动载荷较大外，分布气动力对机身的总体内力基本没有影响。
由以上可见，机身载荷除增压舱的增压载荷外，主要是由各装载以及与机身相连的其他部件通过接头传来的力，载荷形式以集中力或由一对集中力构成的集中力矩形式居多。
四、机身的总体受力特点
机身上的全部载荷在与机翼连接处得到平衡，因此可把机身看成是支持在机翼上的双支点或多支点外伸梁，支点数以及支点提供的支反力性质视机身—机翼的连接接头的具体情况而定。当机身受到各种设计情况下的载荷时，机身结构会产生在垂直对称面内和水平面内的弯曲以及绕机身轴线的扭转。相应地，在机身结构中会引起两个平面内的剪力、弯矩和绕 %轴的扭矩等总体内力。
综上所述，可见机身结构的受力一般说与机翼很相似。但对机翼来说，水平载荷较其垂直载荷（如升力）小得多；而机翼结构在水平方向的尺度较垂直方向大所以在结构分析时常略去水平载荷。对于机身，垂直方向和水平方向的载荷基本上为同一数量级，且机身结构在这两个方向上的尺度又差不多，因此在机身结构分析时，两个方向上的载荷都要考虑。
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第四章 现代飞机结构设计基础
第一节 静强度、稳定性设计
静强度、稳定性设计同属结构的静力学设计问题，即主要关心工程上结构元件材料本身的最大承载能力（或称抗力、强度）及结构元件内力平衡形态发生变化时引起的结构承载能力下降，即出现屈曲变形形态问题。前者考虑结构元件上局部点的工作应力是否有大于其强度极限的危险，问题的分析相对简单一些；而后者则需要关心结构的材质、构型、约束以及载荷形式等，这些因素的综合将引起结构元件的失稳破坏。
一、静强度设计
静强度设计方法及准则是飞机结构设计中最基本的设计原则，也是最早发展成熟的设计规范之一。它是飞机结构设计活动中首先考虑的基本要求，即结构必须能够承受飞机使用过程中所遇到的各种载荷，而不破坏，也不致于产生影响到飞机功能的永久变形。
对飞机结构的静强度问题，实际是指飞机结构在使用当中承受各种载荷工况下最大使用载荷的能力。不同的载荷工况将导致结构元件的受力状态不同，因此，必须全面考察飞机飞行中所遇到的各种载荷状态（工况），而同一载荷工况下，静强度仅考虑最大载荷值即可。通常飞机结构静强度设计采用设计载荷法，即取安全系数，乘上使用载荷即为设计载荷。一般安全系数取 " ，有时视情况还须乘上附加安全系数。静强度设计准则为结构的极限载荷（或极限应力）大于、等于结构的设计载荷（或设计应力）。
极限应力，当元件受拉时即为材料抗拉极限应力（或称材料抗拉强度 %），当元件受压时为抗压临界应力。
静强度设计工作步骤为：获取结构上作用的载荷数据；进行细致的结构内力分析计算；做出强度判断。作用于飞机结构上的载荷主要有气动力载荷、质量力以及连接节点上的集中力。这些载荷主要由气动和强度组专业技术人员提供。在早先的结构
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内力分析计算上，由于缺少大型的计算机硬件系统和分析软件，强度计算仅针对结构的局部部件甚至分成构件，采用材料力学或结构力学的模型简化方法，逐个进行分析计算，如一个复杂的机翼盒段可简化成一个规则的由受剪板和匀变力杆组成的简单盒段。由于现代计算机技术的蓬勃发展，特别是结合现代计算技术研究发展起来的结构数值分析理论和软件系统，为大规模结构计算提供了强有力的工具，不仅结构元件的细节可细致模型化，而且像一个整体机翼、机身甚至全机那样多的结构元件也可纳入到一个大规模的结构模型中进行分析。这样，可大大提高分析精度，特别对元件或构件间的连接关系予以了充分考虑，使得一些关键部位的分析更加准确。
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