нагружения. Например, случаю A (D) соответствует максимальное (минимальное) 
эксплуатационное значение манёвренной перегрузки nэmax(a) (nэmin(a)) и 
максимальное (минимальное) значение коэффициентов нормальной аэродинамической 
силы Cy max (Cy min). Случаю A' (D') соответствует максимальная (минимальная) 
эксплуатационная манёвренная перегрузка и предельно допустимая скорость полёта 
летательного аппарата — Vmax max'
Статическая прочность конструкции летательного аппарата проверяется на 
максимальные расчётные нагрузки Pр, получаемые умножением максимальной 
эксплуатационной нагрузки Pэ на коэффициент безопасности f, также задаваемый в 
Н. п.: Pр  =  fPэ. Коэффициент безопасности (обычно f  =  1,5) обеспечивает 
практическое отсутствие разрушений конструкции в процессе эксплуатации и 
отсутствие остаточных деформаций после действия максимальной эксплуатационной 
нагрузки.
Принципиальной основой безопасности полёта по условиям усталостной прочности 
конструкции является обеспечение практического отсутствия повреждений, 
непосредственно приводящих к катастрофической ситуации, под воздействием 
повторяющихся при эксплуатации нагрузок в течение назначенного ресурса 
авиационной конструкции, который не должен превышать допустимую наработку, 
определяемую либо выносливостью конструкции, либо её эксплуатационной 
живучестью. При назначении ресурса используется система коэффициентов 
надёжности, учитывающих возможные разбросы характеристик выносливости, 
надёжность обнаружения усталостных повреждений, достоверность данных о 
повторяемости нагрузок и степень соответствия программы испытаний конструкции 
на выносливость реальным нагрузкам в процессе эксплуатации.
Н. п. содержат также требования к обеспечению безопасности летательного 
аппарата по условиям аэроупругости (флаттера, дивергенции, реверса, аэроупругих 
колебаний системы «летательный аппарат — система автоматического управления», 
шимми, «земного резонанса» вертолёта). Как правило, достаточно обеспечить не 
менее чем 20%-ный запас до критической скорости флаттера и других явлений 
аэроупругости.
Для проверки соответствия конструкции летательного аппарата требованиям Н. п. 
предусмотрено проведение статических испытаний, испытаний по определению 
массовых, жёсткостных и частотных характеристик, по проверке безопасности от 
флаттера и других явлений аэроупругости, испытаний на выносливость и живучесть, 
динамических испытаний шасси на копре (см. Копровые испытания), лётных 
испытаний на предельных по условиям прочности режимах и по измерению нагрузок 
на основные элементы конструкции.
Работы по созданию отечественных Н. п. начались в 1916 под руководством Н. Е.
 Жуковского, когда комиссия по прочности при Авиационно расчётно-испытательном 
бюро (МВТУ) установила некоторые условия для определения прочности самолёта. 
«Нормы прочности самолетов при статических испытаниях» были опубликованы в 
«Трудах Центрального аэрогидродинамического института» в 1926.
В 1930—1940х гг. в Н. п. вводятся понятия эксплуатационной нагрузки и 
коэффициента безопасности, рассматриваются случаи нагружения летательного 
аппарата при несимметричном манёвре и полёте в неспокойном воздухе, при взлёте 
и посадке, вводится зависимость эксплуатационой перегрузки не только от 
назначения самолёта, но и от его массы и максимальной скорости, устанавливаются 
требования по флаттеру и реверсу, а также приводятся распределения 
аэродинамической нагрузки по составным частям самолёта. В этот период 
характерно использование в Н. п. метода условных нагрузок, то есть статических 
нагрузок, которые по воздействию на конструкцию эквивалентны нагрузкам, 
действующим при эксплуатации. Начиная с 40х гг., работы по Н. п. проводились 
под руководством А. И. Макаревского. В Н. п. уточняются нагрузки на части 
самолётов и гидросамолётов, учитывается влияние сжимаемости воздуха на 
нагружение самолёта, а также динамическая реакция от внешних воздействий на 
самолёт как упругую конструкцию. Начаты систематические статистические 
исследования повторяемости нагрузок на серийных самолётах, результаты которых 
использовались при разработке нормативных требований по обеспечению ресурса 
авиационных конструкций. В 50е гг. созданы первые Н. п. вертолётов, основанные 
на результатах исследовании особенностей обеспечения прочности вертолётных 
конструкций, в том числе усталостной прочности. Наряду с методом условных 
нагрузок в Н. п. получил широкое распространение метод анализа и 
воспроизведения нагрузок на основе расчётов и испытаний.
В 70е гг. в результате исследований влияния на прочность конструкции сверх- и 
гиперзвуковых скоростей полёта и аэродинамического нагревания разработаны 
расчётные условия прочности сверхзвуковых летательных аппаратов. Дальнейшему 
совершенствованию в Н. п. подвергалась система обеспечения ресурса: введён 
принцип эксплуатационной живучести и требования к отработке ресурса на стадии 
проектирования. Эти вопросы нашли наиболее полное отражение в НЛГ гражданских 
самолётов и вертолётов. На этом этапе для Н. п. характерен переход к заданию 
расчётных условий прочности вместо случаев нагружения, а также широкое 
применение в решении задач по нормированию прочности и назначению ресурса 
конструкций вероятностно-статистических методов, позволяющих количественно 
оценивать уровень надёжности авиационных конструкций.
Лит.: Теоретические и экспериментальные основы норм прочности самолетов, М., 
1969; Прочность самолета. Методы нормирования расчетных условий прочности 
самолета, М., 1975; Макаревский А. И., Чижов В. М., Основы прочности и 
аэроупругости летательных аппаратов, М., 1982.
В. В. Бажуков, Э. В. Токарев.
Различные случаи нагружения для тяжёлого самолёта.