图 5-1典型的直升机结构直升机受到的外载荷来自空中（以受紊流影响或在做机动飞行时）和地面（在滑行、起飞、着陆和地面维护时）。
直升机结构必须具备足够的强度，以承受各种载荷，包括在正常飞行时极端条件下的重载荷。结构必须能够承受超出它的重量多倍的力，因此，设计者必须考虑满足适航标准的结构强度要求。
直升机结构要能够承担极限载荷而没有永久变形，另外在极限范围内的受载变形不能影响直升机的安全飞行。对于每一个极端载荷条件下，必须通过静、动态测试或结构分析等方法对结构强度和变形的大小进行测试和验证。
直升机在设计和取证时给出了一个特定飞行时的最大重量，这个重量称为最大起飞重量。直升机的装载必须使起飞重量小于规定的最大起飞重量，否则结构将承担超出其设计能力的载荷，影响直升机的结构安全。

5.1.2直升机结构设计思想
一安全寿命设计思想
航空器结构构件出现可检裂纹被看作是一种破坏，形成这种裂纹所需的时间就是构件的疲劳寿命。安全寿命设计思想最早出现于上世纪五十年代，所谓安全寿命设计是要求直升机结构在一定阶段内不发生疲劳破坏。采用安全寿命设计思想进行航空器结构设计时，通过对航空器结构的各种科学地计算和分析，对航空器结构进行安全寿命估算和评定。这种设计思想是以结构无初始缺陷假设为基础的，事实上，即使在严格的质量控制条件下，在结构中总有可能出现未被发现的初始缺陷或裂纹。如果这些裂纹得不到控制而进一步扩展，就会造成结构失效。因此采用安全寿命设计方法测算的寿命与实际试验和使用寿命相差很大，因而安全寿命设计思想不能确保航空器结构的安全性，结构必须作经常性检查。
在给出安全寿命时，要考虑磨损、疲劳和腐蚀情况的影响。寿命可以用飞行小时、起落或循环等来表达。二破损安全设计思想
由于安全寿命设计思想不能保证安全可靠，六十年代开始提出了破损安全设计概念。破损安全是指结构构件破坏之后，它所承担的载荷可以由其他残余结构继续承担，以防止航空器的破坏，或航空器刚度降低过多而影响航空器的正常使用。因此这种设计思想允许航空器结构有破损，但必须保证航空器的安全。
需要提醒的是，如果某一允许失效件发生故障，残余结构承担负载后，就再没有后备件，应尽可能及早检查出故障，以防止发展到无法挽回的地步。三损伤容限
破损安全与安全寿命相结合的设计思想仍然带有一定的局限性，仍不足以解决安全与寿命问题，而且整架直升机因重复性结构而重量过大。随着科学技术的不断发展，从七十年代开始出现了损伤容限设计思想。
损伤容限的概念是承认结构中存在一定程度的未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤。通过损伤容限特性分析与试验，对可检结构给出检修周期，对不可检结构给出最大允许初始损伤，以保证结构在给定的使用寿命期限内，不会发生因为未被发现的初始缺陷、裂纹或其他损伤扩展而引起灾难性的破坏事故。
损伤容限的概念要求裂纹在日常检查中能被发现并且裂纹的生长率很低，检查周期可以进行调整。确定检查周期的原则是如果一个可检裂纹在一次检查中错过，裂纹发展到下一次检查时仍不失效。最小可检裂纹长度由厂家来给出，并且在直升机取得适航证时得到局方认可。
下面是破损安全和损伤容限概念的图示：

图 5-2破损安全结构示例

图 5-3损伤容限结构示例
四耐久性设计
耐久性的含义是指在规定的时间内，航空器结构抵抗疲劳开裂、磨损、腐蚀及外来物损伤的能力。耐久性设计思想的基本要求是航空器结构应具有大于一个设计使用寿命的经济寿命。所谓经济寿命是指结构出现大范围的裂纹，以至于如果要修理则不经济，不修理又会影响使用功能的结构寿命。在经济寿命时间，结构不会出现功能消弱或失效，例如油箱渗漏。耐久性设计因此成为提高航空器结构耐久性和维修经济性的重要设计方法，它保证航空器结构具有最低的维修费用。