на основе лабораторных ресурсных испытаний натурной конструкции.
Для сохранения П. летательного аппарата при появлении повреждений в 
эксплуатации (трещин, коррозии и т. п.) Нормы прочности предусматривают 
требования обеспечения эксплуатационной живучести авиационных конструкций. Эти 
требования определяют допустимые значения скорости развития трещин в 
конструкции и её остаточной П., что наряду с регламентируемыми регулярными 
осмотрами конструкции в эксплуатации обеспечивает требуемую надёжность. На 
стадии проектирования расчётная оценка эксплуатационной живучести производится 
на основе экспериментальных данных по трещиностойкости материалов (см. Механика 
разрушения) с последующей проверкой при ресурсных испытаниях натурной 
конструкции.
Способность авиационной конструкции противостоять опасным явлениям 
аэроупругости на стадии проектирования обеспечивается расчётом динамической 
устойчивости упругой конструкции в потоке воздуха и при движении по земле 
методами, при которых определяются критические скорости флаттера, дивергенции, 
реверса элеронов и шимми. Для определения критических скоростей производятся 
испытания динамически-подобных моделей в аэродинамических трубах, а также 
испытания шасси на копре с подвижной опорой.
К вопросам П. летательного аппарата относится широкий круг задач, которые 
формировались в тесной связи с развитием авиационной техники. В начальный 
период развития авиации, вплоть до 1920х гг., максимальные скорости 
летательных аппаратов не превышали 100—200 км/ч и удельная нагрузка на крыло 
составляла около 500 Н/м2. Основным конструкционным материалом в этот период 
было дерево, а наиболее распространённым типом самолётов были бипланы. Типичной 
силовой схемой являлась пространственная ферма, образованная плоскостями 
крыльев, стойками и тросовыми расчалками. В большинстве случаев конструкция 
крыла была двухлонжеронной с мягкой обшивкой. В этот период исследования, 
связанные с П. авиационных конструкций, в нашей стране проводились в 
организованном Н. Е. Жуковским Расчётно-испытательном бюро при Московском 
высшем техническом училище, а с 1 декабря 1918 — в Центральном 
аэрогидродинамическом институте под руководством А. Н. Туполева, А. А.
 Архангельского, В. П. Ветчинкина и других советских учёных и конструкторов. 
Ферменная конструкция летательного аппарата позволяла широко использовать 
методы строительной механики. Однако некоторые особенности авиационных 
конструкций вызвали необходимость решения ряда дополнительных задач, которые не 
могли быть ранее решены методами классической строительной механики. К таким 
вопросам относятся: расчёт на П. сжато-изогнутых балок; исследование влияния 
предварительной затяжки тросов на напряжённое состояние фермы и другие. Уже 
тогда была начата разработка отечественных Норм прочности самолётов. В этот же 
период проводятся первые статические испытания авиационных конструкций на П. 
В 20е гг. в конструкциях самолётов начинают использовать металлические детали. 
Максимальная скорость самолётов достигает 200—300 км/ч, а удельная нагрузка на 
крыло — до 1000 Н/м2. Типичной конструкцией самолёта становится моноплан с 
относительно толстым профилем крыла. Крыло такого самолёта имело 
лонжероны-фермы с мощными поясами и гофрированную обшивку, не участвующую в 
восприятии нормальных напряжений при изгибе. Под руководством Ветчинкина и В. Л.
 Александрова заканчивается создание первых отечественных Норм прочности 
самолётов.
В 30е гг. в результате радикального совершенствования аэродинамических свойств 
авиационных конструкций и применения более мощных двигателей максимальная 
скорость самолётов достигла 500—600 км/ч, удельная нагрузка на крыло 
увеличилась до 2000 Н/м2. Типичной конструкцией становится свободнонесущий 
моноплан с гладкой обшивкой и убирающимся шасси. Рост скорости самолётов и 
изменения их конструктивной компоновки потребовали принципиально новых решений 
вопросов П. Так, использование гладкой обшивки, работающей совместно с 
конструкцией на изгиб, привело к созданию моноблочных конструкций. Основными 
силовыми элементами самолёта становятся панели, состоящие из стрингерного 
набора и обшивки. Новый тип силовой авиационной конструкции потребовал 
разработки теории тонкостенных конструкций, составившей раздел прикладной 
теории упругости и строительной механики. Дальнейший рост скоростей выдвинул 
проблему динамической и статической устойчивости элементов конструкции упругого 
самолёта. Было установлено, что при достижении некоторой скорости самолёта, 
называемой критической, при определенных условиях наступает нарушение 
устойчивого равновесия сил, сопровождающееся возникновением интенсивных 
колебаний с возрастающей амплитудой, приводящих, как правило, к разрушению 
конструкции. Это явление получило название флаттера. На базе решения проблемы 
флаттера и других задач устойчивости были заложены основы аэроупругости, 
составляющей особый раздел прикладной механики. Существенный вклад в изучение 
этих проблем внесли советские учёные М. В. Келдыш, Е. П. Гроссман, Я. М.
 Пархомовский, Л. С. Попов и другие. В этот период Нормы прочности из свода 
некоторых Правил с количественными опытными данными превратились в инженерную 
дисциплину.
В начале 40х гг., когда основное внимание было уделено обеспечению П. серийных 
военных самолётов, решался целый ряд частных задач П., в том числе связанных с 
применением смешанных конструкций, состоящих из металлического силового каркаса 
и фанерной обшивки. После окончания Великой Отечественной войны с внедрением 
турбореактивных двигателей произошёл новый качественный скачок в развитии 
авиационной науки. Скорость самолётов достигает 1000 км/ч, а удельная нагрузка 
на крыло — 2500—4500 Н/м2. Появляются стреловидные крылья, что привело к ряду 
изменений и в силовой конструкции. Малые толщины несущих поверхностей и миделей