研究飛行器結構承受載荷和耐受環境的能力。廣義結構強度包括強度、剛度、穩定性、耐久性、損傷容限、完整性、可靠性和耐環境能力等。飛行器結構強度分析所指的就是這種廣義的結構強度。足夠的強度是保證飛行器結構安全可靠的必要條件。飛行器結構應該在保證強度足夠的前提下，設計得最輕、最經濟、最簡單，以提高飛行性能、有效載荷並使製造、使用和維護方便。儘量減少重量又會引起各種新的強度問題。所以飛行器結構強度的研究是一項極其精確、複雜的工作，已形成一門應用學科。
強度問題的提出 飛機一誕生就面臨強度問題，歷史上曾多次發生飛行中因結構破壞而失事的嚴重事故，引起設計師們的極大關註，促進瞭強度研究的發展。引起飛機結構毀壞而失事的原因主要有剛度、顫振、疲勞、斷裂、熱強度等方面的問題。
剛度 早期對於低性能飛機的結構，人們隻提出簡單的強度要求，例如在1903年，萊特兄弟對他們第一架飛機結構的要求是能夠承受5倍於駕駛員重量的載荷。但即使在萊特兄弟時代，承載能力足夠的飛機，也曾因剛度不足而失事。就在萊特兄弟飛機試飛前幾天，美國人S.P.蘭利設計和駕駛的單翼機就在試飛時因機翼扭轉剛度不足引起過度變形而失事。人們開始從現象上認識到結構剛度的重要性。到瞭20年代人們才認識到結構變形與空氣動力的交互作用，剛度不足會引起變形發散現象（見氣動彈性力學）而造成失事。從此對結構剛度才提出瞭明確的要求。
顫振 在第一次世界大戰期間，為瞭提高飛機的飛行速度，采用阻力小的單翼機。當時雖然註意瞭剛度要求，仍屢次發生尾翼顫振和機翼顫振現象。尤其是30～40年代英國“蛾”號飛機和“鴿”號飛機的顫振失事，促使人們研究結構變形與空氣動力的交互作用，認識到顫振是一種翼面氣動彈性動不穩定現象，並創立瞭一門新的邊緣學科──氣動彈性力學。
疲勞 飛行器不斷向大型、高速、長壽命、全天候使用等方向發展，使結構所受的載荷增大而作用次數增多；另一方面，為瞭提高結構效率，采用瞭高強度材料和高的應力水平，這就使疲勞問題變得突出。1954年英國“彗星“號噴氣旅客機連續發生氣密座艙爆裂，轟動瞭世界，經過對殘骸斷口的仔細檢查，發現爆裂是由疲勞裂紋擴展引起的。事後世界各航空發達國傢都開始重視疲勞分析和試驗，促進瞭疲勞研究的發展。
斷裂 1969年美國 F-111戰鬥機發生機翼脫落而墜毀的嚴重事故，經檢查發現是機翼變後掠樞軸中存在的初始缺陷經裂紋擴展而造成的。這是一種未能預計到的意外初始缺陷，在傳統的疲勞設計中沒有考慮。於是突破瞭原來基於不使結構中存在裂紋或盡量延遲裂紋形成的設計思想，假定結構中不可避免地存在意外初始損傷，重點轉向帶裂紋結構的分析，提出瞭以斷裂力學學科為基礎的飛行器損傷容限設計思想。
熱強度 現代高超音速飛機因高速氣流摩擦引起的氣動加熱，表面溫度可達200～800°C，引起嚴重的熱強度問題，技術上稱為熱障。在分析和解決高溫環境下的強度、剛度、顫振、疲勞、斷裂、振動、沖擊等問題的實踐過程中，逐步形成瞭熱強度學科。
航天器和火箭結構的某些部位還承受特殊的復雜環境條件，例如多級火箭級間分離的爆炸沖擊環境；宇宙空間中太陽強烈輻射的熱真空環境；航天飛機和導彈彈頭重返稠密大氣層時氣動加熱產生的極高溫度環境和硬式回收的高速撞擊環境；以及火箭發動機燃燒室和藥柱的高溫、高壓環境，這些多屬於強度問題。
結構型式的演變 在強度學科中，飛行器構造中用於支持和傳遞外載荷的部分稱為結構。結構進一步分為承受總體性載荷和承受局部空氣動力載荷以維持外形的兩部分。30年代以前，飛機空氣動力性能很低，對外形沒有嚴格的要求，總體承力結構往往與維持外形的結構分開，主要靠桿系骨架承受總體性載荷，並在骨架上覆蓋蒙佈或薄蒙皮以維持空氣動力所要求的外形。飛行速度提高後，一方面空氣動力加大，為瞭保證空氣動力性能，要求有維持正確外形的殼體結構；另一方面，為瞭減小氣動阻力而采用厚度小的機翼，為瞭提高結構效率，又要增加總體承力結構的剖面有效高度。因此，總體承力結構與維持外形的結構自然地合為一體。承受分佈壓力的氣密座艙或整體油箱也參加總體承力。在采用新材料、新工藝後，又出現瞭一系列新的飛行器結構型式，其中除薄壁結構外，主要有整體結構、夾層結構、蜂窩結構、復合材料結構等，而這些新結構型式的采用，又引起結構強度分析方法的革新。
飛行器結構通常都設計成固定的、幾何形狀不能隨意變動的形式。由於現代自動控制理論和實踐的發展，出現瞭主動控制技術，使結構與控制系統結合。當結構載荷或變形增大時即發出信號，通過控制系統改變結構的外形或參數以減小空氣動力載荷或動力響應，從而降低對結構本身強度、剛度的要求，提高結構效率。航天器和火箭的部分結構，為適應復雜環境條件需要采取特殊的結構型式（見火箭結構分析、航天器結構分析）。
學科基本內容和分類 飛行器結構強度學科在發展中已成為一門涉及面很廣的綜合性應用學科，各個方面的研究對象和方法也不盡相同，但大體上包括4個方面：①研究結構的載荷和環境條件；②研究結構的簡化方法，建立力學的計算模型，討論結構的合理性；③用分析或試驗的方法確定結構對載荷和環境條件的響應，包括應力、變形、穩定性、壽命等；④進行廣義的強度分析，保證結構的安全可靠。
學科內容習慣上依載荷和環境條件的不同分為靜強度分析、動強度分析、疲勞與斷裂、熱強度分析、復雜環境問題。對於不同類型的飛行器，所要考慮的側重面不同。
飛行器結構強度分析的力學基礎學科有飛機結構力學、氣動彈性力學、疲勞強度學、斷裂力學，結構熱強度分析等。現代結構分析方面的新學科有有限元素法、最優化方法、結構分析系統、復合材料力學、氣動伺服彈性力學等。氣動伺服彈性力學研究結構、空氣氣流、控制系統間的交互作用。
強度設計 隨著飛行器的發展，強度設計在飛行器設計中已成為一個重要方面。
傳統的強度設計是先作設計後作強度校核，設計的依據是強度規范。在強度規范中明確規定瞭結構的載荷和某些環境條件。當缺乏明確規定時，則根據飛行器的各種計算和試驗結果制定相應的載荷和環境條件。按照這些條件，應用結構分析和結構試驗方法對所設計的結構進行校核和驗證。隨著各種強度問題的提出，強度規范的內容逐漸充實，除瞭靜強度、動強度、疲勞、熱強度和復雜環境等條件外，還規定瞭飛行器結構設計程序，直至使用維護的內容。
在現代電子計算機技術發展的基礎上，結構強度設計正在突破先設計後校核的傳統方法，出現瞭計算機輔助一體化設計的方法，使結構設計與總體設計、氣動設計、工藝設計緊密結合，互相協調，設計結果與生產過程又通過電子計算機直接接口。通過計算機輔助設計（見計算機輔助設計和制造），結構易於達到優化設計的目標，獲得更高的設計質量，減輕人的勞動，減少試驗工作量。
參考書目
E.F.Bruhn，Analysis and Design of FlightVehicle Structures，Tri-State Offset，Cincinnati，1965.
D.J.Peery and J.J.Azar，Aircraft Structures，2nd ed.，McGraw-Hill，New York，1982.