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二、結構設計要求
飛機結構設計的一般要求都適用于機身結構，只是機身的功用與機翼、尾翼有所不同而有不同的側重點。
（"）如前所述，機身結構必須滿足各種裝載根據本身的特殊需要提出的眾多的使用要求，并應與機翼、尾翼等相連接部件的主要受力構件的布置、連接點位置進行總體協調，這與減輕飛機總重量有關。
（）在保證機身結構完整性的前提下，結構重量盡可能小。完整性包括強度、剛度、損傷容限等各項要求，強度是最基本的要求，機身的總體剛度則將影響尾翼的顫振特性和尾翼效率。對于氣密座艙、重要的連接接頭以及大、中開口附近等處的結構均應考慮損傷容限設計要求。
（）機身應有足夠的開敞性以便于維修。開敞性直接影響飛機的維修性，而維修性的好壞與飛機利用率、保障性與運營成本等均有關。相對于機翼、尾翼，由于機身內裝載多，本身結構復雜，因而這一要求對機身結構更為突出。
（%）有良好的工藝性，生產成本要低。
（&）機身基本不產生升力，所以機身氣動力要求主要是阻力小。為此機身一般做成細長的流線體，并希望外形光滑，突出物盡量少等。
應該指出，根據機身的功用，在上述各項要求中首先要考慮使用要求。比如為了滿足駕駛員的視界要求，座艙蓋常凸出于機身外形，引起阻力增大，但為了滿足使用要求，只好在氣動要求上做出讓步。又如機身上的各種大、小開口影響了結構的完整和連續，必要的補強又必定會增加重量，但為了滿足使用或維修要求，不得不在重量上做出某些犧牲。這些相互矛盾的要求在飛機結構設計中經常遇到，這就須要善于分析矛盾，抓住主要矛盾，權衡處理，使設計較為合理。
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三、外載特點
機身主要用于裝載和連接各部件，因此其主要外載如下。
"裝載加給機身的力
各裝載及機身結構本身都會產生質量力，其中尤以各裝載的質量力影響更大。質量力的大小與載荷系數成正比，而沿機身軸線各點的載荷系數的大小與方向不一定相同，故也會影響到質量力的大小與方向。它們有的為集中力形式（如裝載通過集中接頭連到機身結構上時），有的為分布力形式（如客艙、貨艙內載重的質量力）。
"其他部件傳來的力
這里主要指在飛行或起飛、著陸滑跑中由機翼、尾翼或起落架上傳來的力。若發動機安裝在機身上，則還有發動機推力和陀螺效應產生的集中力。 "增壓載荷它在機身增壓艙部分基本自身平衡，對機身的總體內力影響很小，但它會在機身
增壓艙結構內產生軸向正應力和機身橫截面內的環向正應力，對氣密艙的前、后端框產生側壓力。對于旅客機的氣密艙而言，這是一個重要的疲勞載荷。
由于機身基本上為對稱流線體，故機身上除局部地區（如機身頭部和座艙蓋等曲度較大的突出部位）局部氣動載荷較大外，分布氣動力對機身的總體內力基本沒有影響。
由以上可見，機身載荷除增壓艙的增壓載荷外，主要是由各裝載以及與機身相連的其他部件通過接頭傳來的力，載荷形式以集中力或由一對集中力構成的集中力矩形式居多。
四、機身的總體受力特點
機身上的全部載荷在與機翼連接處得到平衡，因此可把機身看成是支持在機翼上的雙支點或多支點外伸梁，支點數以及支點提供的支反力性質視機身—機翼的連接接頭的具體情況而定。當機身受到各種設計情況下的載荷時，機身結構會產生在垂直對稱面內和水平面內的彎曲以及繞機身軸線的扭轉。相應地，在機身結構中會引起兩個平面內的剪力、彎矩和繞 %軸的扭矩等總體內力。
綜上所述，可見機身結構的受力一般說與機翼很相似。但對機翼來說，水平載荷較其垂直載荷（如升力）小得多；而機翼結構在水平方向的尺度較垂直方向大所以在結構分析時常略去水平載荷。對于機身，垂直方向和水平方向的載荷基本上為同一數量級，且機身結構在這兩個方向上的尺度又差不多，因此在機身結構分析時，兩個方向上的載荷都要考慮。
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第四章 現代飛機結構設計基礎
第一節 靜強度、穩定性設計
靜強度、穩定性設計同屬結構的靜力學設計問題，即主要關心工程上結構元件材料本身的最大承載能力（或稱抗力、強度）及結構元件內力平衡形態發生變化時引起的結構承載能力下降，即出現屈曲變形形態問題。前者考慮結構元件上局部點的工作應力是否有大于其強度極限的危險，問題的分析相對簡單一些；而后者則需要關心結構的材質、構型、約束以及載荷形式等，這些因素的綜合將引起結構元件的失穩破壞。
一、靜強度設計
靜強度設計方法及準則是飛機結構設計中最基本的設計原則，也是最早發展成熟的設計規范之一。它是飛機結構設計活動中首先考慮的基本要求，即結構必須能夠承受飛機使用過程中所遇到的各種載荷，而不破壞，也不致于產生影響到飛機功能的永久變形。
對飛機結構的靜強度問題，實際是指飛機結構在使用當中承受各種載荷工況下最大使用載荷的能力。不同的載荷工況將導致結構元件的受力狀態不同，因此，必須全面考察飛機飛行中所遇到的各種載荷狀態（工況），而同一載荷工況下，靜強度僅考慮最大載荷值即可。通常飛機結構靜強度設計采用設計載荷法，即取安全系數，乘上使用載荷即為設計載荷。一般安全系數取 " ，有時視情況還須乘上附加安全系數。靜強度設計準則為結構的極限載荷（或極限應力）大于、等于結構的設計載荷（或設計應力）。
極限應力，當元件受拉時即為材料抗拉極限應力（或稱材料抗拉強度 %），當元件受壓時為抗壓臨界應力。
靜強度設計工作步驟為：獲取結構上作用的載荷數據；進行細致的結構內力分析計算；做出強度判斷。作用于飛機結構上的載荷主要有氣動力載荷、質量力以及連接節點上的集中力。這些載荷主要由氣動和強度組專業技術人員提供。在早先的結構
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內力分析計算上，由于缺少大型的計算機硬件系統和分析軟件，強度計算僅針對結構的局部部件甚至分成構件，采用材料力學或結構力學的模型簡化方法，逐個進行分析計算，如一個復雜的機翼盒段可簡化成一個規則的由受剪板和勻變力桿組成的簡單盒段。由于現代計算機技術的蓬勃發展，特別是結合現代計算技術研究發展起來的結構數值分析理論和軟件系統，為大規模結構計算提供了強有力的工具，不僅結構元件的細節可細致模型化，而且像一個整體機翼、機身甚至全機那樣多的結構元件也可納入到一個大規模的結構模型中進行分析。這樣，可大大提高分析精度，特別對元件或構件間的連接關系予以了充分考慮，使得一些關鍵部位的分析更加準確。
　
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