固定機翼飛機的機體由機身、機翼、安定面、飛行操縱面和起落架五個主要部件組成。
***的機體由機身、旋翼及其相關的減速器、尾槳（單旋翼***才有）和起落架組成。
機體各部件由多種材料組成，並通過鉚釘、螺栓、螺釘、焊接或膠接而聯接起來。飛機各部件由不同構件構成。飛機各構件用來傳遞載荷或承受應力。單個構件可承受組合應力。
對某些結構，強度是主要的要求；而另一些結構，其要求則完全不同。例如，整流罩只承受飛機飛行過程中的區域性空氣動力，而不作為主要結構受力件。
飛行中，作用於飛機上的載荷主要有飛機重力，公升力，阻力和發動機推力（或拉力）。飛行狀態改變或受到不穩定氣流的影響時，飛機的公升力會發生很大變化。飛機著陸接地時，飛機除了承受上述載荷外，還要承受地面撞擊力，其中以地面撞擊力最大。
飛機承受的各種載荷中，以公升力和地面撞擊力對飛機結構的影響最大。
飛機在等速直線平飛時，它所受的力有：飛機重力g、公升力y、阻力x和發動機推力p。為了簡便起見，假定這四個力都通過飛機的重心，而且推力與阻力的方向相反。
則作用在飛機上的力的平衡條件為：公升力等於飛機的重力，推力等於飛機的阻力。
即：y = g
p = x
飛機作不穩定的平飛時，推力與阻力是不相等的。推力大於阻力，飛機就要加速；反之，則減速。由於在飛機加速或減速的同時，飛行員減小或增大了飛機的迎角，使公升力係數減小或增大，因而公升力仍然與飛機重力相等。
平飛中，飛機的公升力雖然總是與飛機重力相等，但是，飛行速度不同時，飛機上的區域性氣動載荷（區域性空氣動力）是不相同的。飛機以小速度平飛時，迎角較大，機翼上表面受到吸力，下表面受到壓力，這時的區域性氣動載荷並不很大；而當飛機以大速度平飛時，迎角較小，對雙凸型翼型機翼來說，除了前緣要受到很大壓力外，上下表面都要受到很大的吸力。翼型越接近對稱形，機翼上下表面的區域性氣動載荷就越大。
所以，如果機翼蒙皮剛度不足，在高速飛行時，就會被顯著地吸起或壓下，產生明顯的鼓脹或下陷現象，影響飛機的空氣動力效能。
飛機在垂直平面內作曲線飛行的受載情況如圖1-2所示。這時，作用於飛機的外力仍是飛機的重力、公升力、阻力和發動機的推力。但是，這些外力是不平衡的。
曲線飛行雖是一種受力不平衡的運動狀態，但研究飛機在曲線飛行中的受載情況時，為了方便起見，可以假設飛機上還作用著與向心力大小相等、方向相反的慣性離心力。這樣，就可以把受力不平衡的曲線飛行作為受力平衡的運動狀態來研究。
飛機在垂直平面內作曲線飛行時，公升力可能大大超過飛機重量。飛機在曲線飛行中所受的載荷可能比平飛時大得多。可以推導出如下公式：其中r為飛機機動飛行的曲率半徑，v為飛行速度。
y－gcos = m
由於飛機在每一位置的θ角不同，而且飛行速度和曲率半徑也不可能一樣，所以，飛機在垂直平面內做曲線飛行時，飛機的公升力也是隨時變化的。
水平轉彎時,飛機具有一定的傾斜角（玻度）β，公升力與垂線之間也構成β角。這時，水平分力y sinβ就是飛機轉彎時的向心力，它與慣性離心力n平衡；公升力的垂直分力ycosβ與飛機重力g平衡，即
y =水平轉彎時，cosβ總是小於1，故公升力總是大於飛機的重量；傾斜角越大，cosβ越小，因而公升力越大。
在曲線飛行中，作用於飛機上的公升力經常不等於飛機的重量。為了衡量飛機在某一飛行狀態下受外載荷的嚴重程度，引出過載(或稱載荷因數)這一概念。作用於飛機某方向的除重量之外的外載荷與飛機重量的比值，稱為該方向的飛機重心過載，用n表示。
飛機在y軸方向的過載，等於飛機公升力（y）與飛機重量的比值，即
飛機在x軸方向的過載等於發動機推力p與飛機阻力x之差與飛機重量的比值，即
飛機在z軸方向的過載等於飛機側向力（z）與飛機重量的比值，即
飛機在飛行中，y軸方向的過載往往較大，它是飛機結構設計中的主要指標之一，飛機的結構強度主要取決於y方向的過載。而其它兩個方向的過載（，）較小，它們對飛機結構強度的影響也較小。
在不同的飛行狀態下，飛機重心過載的大小往往不一樣。過載可能大於1、小於1、等於1、等於零甚至是負值，這決定於曲線飛行時公升力的大小和方向。飛機平飛時，公升力等於飛機的重量，等於1；曲線飛行時，公升力經常不等於1。
飛行員柔和推桿使飛機由平飛進入下滑的過程中，公升力比飛機重量稍小一些，就小於1；當飛機平飛時遇到強大的垂直向下的突風或在垂直平面內做機動飛行時，駕駛員推桿過猛，公升力就會變成負值，也就變為負值；當飛機以無公升力迎角垂直俯衝時，載荷因數就等於零。
的正、負號與公升力的正、負號一致，而公升力的正、負號取決於公升力與飛機y軸（立軸）的關係。如果公升力的方向與y軸相同，則取正號；反之則取負號。
在研究飛機各部件的載荷時，只知道飛機的過載是不夠的，還必須知道部件的過載。部件過載是該部件在某一飛行狀態中的質量力與其本身重量的比值。當飛機沒有對重心的角加速度時，部件的過載等於飛機的過載；當飛機有對重心的角加速度時，飛機重心以外各部件的過載，等於飛機的過載加上或減去乙個附加過載。
飛機著陸接地時的速度可分解為水平分速和垂直分速。由於水平分速是在著陸滑跑過程中逐漸消失的，因此飛機沿水平方向的受力不大；垂直分速是在飛機與地面相對撞擊後很短的時間內消失的，故飛機沿垂直方向的撞擊力較大。飛機著陸接地時承受的載荷，主要就是作用於起落架的垂直撞擊力。
飛機接地時垂直方向的過載，為作用於起落架上的垂直撞擊力與飛機重量的比值。
如果飛機沒有繞重心的角加速度，則部件的過載就等於飛機重心的過載；否則，還要加上由角加速度引起的附加過載。例如：前三點式起落架飛機以兩個主輪接地時，作用於起落架的載荷對飛機重心的力矩，要使飛機產生機頭下俯的角加速度。
這時，飛機重心後面的部件，其過載等於飛機重心過載加上乙個附加過載；而飛機重心前面的部件，則應減去乙個附加過載。
任何結構和結構中的各個構件，在工作過程中都會受到其它物體對它的作用力，這種作用力通常叫做載荷（或外部載荷）。例如，飛行中機翼上的空氣動力，起落架等部件的重力,都是作用於機翼上的載荷。各種構件在載荷的作用下，它的支點都會對它產生反作用力。
構件承受的各種載荷和支點的反作用力，統稱為作用於該構件的外力。
按作用方式，載荷主要分為集中載荷和分布載荷。集中載荷是指集中作用於一點上的載荷。分布載荷是指作用乙個面積或長度上的載荷。
如果分布載荷的作用面積相對較小，可以把它近似看作是集中載荷，這樣在實際中可使問題簡化。例如吊裝在機翼上發動機對機翼的載荷可認為是集中載荷。
根據載荷作用於構件的性質的不同，載荷可分為靜載荷和動載荷。如果載荷是逐漸加到構件上去的，或者載荷加到構件上後，它的大小和方向不變或變化很小，此載荷叫靜載荷。如飛機停放時起落架所承受的載荷，就是一種靜載荷；又如，千斤頂頂飛機時，所承受的載荷是逐漸增大的，它也屬於靜載荷。
如果載荷是突然加到構件上去的，或者載荷加到構件上後，它的大小和方向（或其一）有顯著變化，這樣的載荷稱為動載荷。如飛機著陸時起落架所受到的地面撞擊力；飛機著陸滑跑因為跑道不平，使各部分承受的力都屬於動載荷。
構件在載荷作用下，其尺寸和形狀都會有不同程度的改變，這種尺寸和形狀的改變叫做變形。
構件在載荷作用下所產生的變形，當載荷去掉後即能消失的變形，叫彈性變形。不能消失的變形叫永久變形（或殘餘變形）。
構件承受載荷的情況不同，它所產生的變形形式也不一樣，但其基本變形為拉伸、壓縮、剪下、扭轉和彎曲五種。實際上，飛機結構受力時，各構件的變形，往往是比較複雜的，常常是幾種變形的組合，稱為復合變形。
當構件受到外力作用而變形時，材料分子之間的距離發生變化，這時分子之間會產生一種反抗變形，力圖使分子間的距離恢復原狀的力，這種力叫內力。構件受力變形時所產生的內力，可利用截面法求得。
要判斷構件受力的嚴重程度，僅知道內力的大小是不夠的。構件在外力作用下，單位橫截面面積上的內力叫做應力。如果內力是均勻分布的，則構件任意截面上的應力等於截面上的總內力除以橫截面積。
應力可分成垂直於所取截面和平行於所取截面的兩個分量。垂直於橫截面的應力稱為正應力，平行於橫截面的應力稱為剪應力。
構件在傳力過程中，橫截面上的應力要隨著載荷的增大而增大。對於一定材料製成的構件來說，當截面上的應力增大到一定限度後，構件就會損壞（產生顯著的永久變形或斷裂）。構件在外力作用下，抵抗破壞（或斷裂）的能力叫做構件的強度。
構件的強度越大，表示它開始損壞時所受的載荷越大。為了使構件在規定的載荷作用下工作可靠，應保證它具有足夠的強度。
構件即使強度足夠，但在載荷作用下還可能由於變形量過大而影響工作。因此，構件還應具有足夠的抵抗變形的能力。構件在外力作用下抵抗變形的能力稱為構件的剛度。
構件的剛度越大，在一定的載荷作用下產生的變形越小。
構件在外力作用下保持其原有平衡形式的能力稱為構件的穩定性。細長杆和薄壁結構受壓後易突然失去原有的平衡形式，此種現象叫做失去穩定性，簡稱失穩。飛機蒙皮在受壓後會產生皺摺的現象，就是由於蒙皮受壓失穩造成的。
要保證構件正常工作，構件必須具有足夠的強度、剛度和穩定性。構件的強度、剛度、穩定性與其材料的性質、截面尺寸和形狀有關。另外構件的強度和剛度還與使用、維護的條件有關。
例如，構件裝配不當，受到劃傷或腐蝕等，強度和剛度就會減弱。因此，維護和使用過程中，應根據構件的性質和受力特點等，注意保持其強度和剛度。
所有飛機都承受有五種主要應力
● 拉伸應力
● 壓縮應力
● 扭轉應力（扭矩）
● 剪下應力
● 彎曲應力（彎矩）
拉伸應力是抵抗試圖拉斷物體的應力。壓縮應力是抵抗壓力的應力。扭矩是產生扭轉變形的應力。
剪下應力是抵抗力圖引起材料某一層與相鄰一層產生相對錯動之力的應力。彎曲應力是壓縮應力和拉伸應力的組合。當桿件受到彎曲作用時，彎曲的內側面縮短（壓縮），而彎曲的外側面拉長（拉伸）。
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先開啟兩側機翼供油幫浦供油。先開啟 油箱供油幫浦供油。0020 題號 10600020在安裝增壓幫浦時，若誤將左油箱和 油箱增壓幫浦對調錯裝，則在飛行中 左油箱和 油箱均不向發動機供油 先由左油箱供油直到用完後，然後由右油箱和 油箱接替供油 先由 油箱供油直到用完後，然後由左 右油箱接替供油 先由左...
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現代飛機結構與系統
1.飛機載荷是指 a 公升力.b 重力和氣動力.c 道面支援力.d 飛機運營時所受到的所有外力.回答 錯誤你的答案 正確答案 d 提示 2.飛機大速度平飛時,雙凸翼型機翼表面氣動力的特點是 a 上下翼面均受吸力.b 上下翼面均受壓力.c 上翼面受吸力,下翼面受壓力.d 上翼面受壓力,下翼面受吸力.回...