正文
動強度研究是飛行器結構強度學科中形成較早的，又稱結構動力研究，包括動強度分析和動強度試驗（又分別稱為動力分析和動力試驗）。飛行器結構在通常動載荷條件下的強度校核計算是通過動力分析求出結構中的應力後按靜強度準則或疲勞與斷裂準則進行的。飛行器結構在飛行或地（水）面運動中大量遇到的是動力問題，結構的振動總是有害的。早在第一次世界大戰期間，尾翼抖振、機翼顫振、前輪擺振、液壓伺服系統抖振等曾是飛機發展中的障礙。增加靜強度並不能解決這類問題，於是發展了動力分析方法。飛行器不斷向大型和高速發展，結構在動載荷下的變形往往顯著地影響氣動載荷的大小和分布，甚至影響飛行器的操縱穩定特性，這對於飛行器的總體設計布局和結構型式的選擇都有很大影響。
動力問題的分類 飛行器結構的動力問題很多，性質不一，分析方法和解決途徑也不相同。
強迫振動 飛行器上引起結構強迫振動的干擾源有發動機、螺旋槳、電機、泵等的不平衡旋轉。干擾力呈正弦或餘弦（簡諧）規律。這種現象與一般工程機械相同，克服的途徑是消除振源，避免共振，採取隔振、減振措施。
動力回響 結構在瞬態載荷或隨機載荷作用下產生的應力與變形歷程。引起飛行器結構動力回響的情況有地面運輸、地（水）面運行、起飛、發射、著陸(水)衝擊、劇烈的機動飛行、陣風載荷、分離氣流的激勵、武器發射的反衝、外掛物的突然投放等。動力回響的給定條件可以是外載荷變化過程，也可以是著陸衝擊速度、跑道不平度等運動邊界條件。飛行中的動力回響問題大多需要考慮結構變形和空氣動力的互動作用，屬於氣動彈性力學問題。
尾翼抖振是由機翼分離的氣流激起的尾翼振動，這是一個重要的動力回響問題。飛機設計中解決的途徑是：改善氣動外形以避免、減弱或延緩氣流的分離；選擇合適的尾翼位置以避開分離氣流；採取人工阻尼器等減振措施。在飛行器結構其他部位也可能發生這類抖振。
自激振動 運動不穩定的結構即使在微小的擾動作用下也會發生自激振動。自激振動往往發展迅速，會立刻導致結構破壞或嚴重影響正常工作。防止自激振動的途徑主要是改變結構參數，現代也採用伺服系統主動控制技術。飛行器結構的自激振動主要有：①機翼、彈翼、尾翼、操縱面、旋翼、槳葉、壁板、蒙皮等的顫振；②前輪擺振；③直升機地面共振；④伺服控制系統抖振。
動力問題的模態分析技術 結構在自由振動時呈現的特徵形狀稱為固有模態（振型），相應的振動頻率稱為固有頻率，相當的阻尼和質量稱為廣義阻尼和廣義質量。固有模態、固有頻率、廣義阻尼、廣義質量是動力分析中的重要基本數據，稱為結構動力特性，可以通過分析或試驗求得。飛行器結構具有大量模態。分析和試驗證明，結構的運動主要是由少數固有頻率最低的主要模態組成的，在動力分析中可以只取少數幾個主要模態作為廣義的參考坐標，這稱為模態分析技術。
70年代以來，現代結構分析系統中設有模態分析程式，模態測試技術的發展更為迅速，除了傳統的簡諧激振法外，又發展出瞬態激振法和隨機激振法，並與電子計算機數據處理技術結合起來用於時（間）域分析處理或頻（率）域分析處理。
耐振性和耐衝擊性 對於在振動衝擊環境下的飛行器結構的重要部件、殼體、油箱、設備、附屬檔案、模擬乘員，需校核耐振性和耐衝擊性。本質上，這是一個動力環境下的疲勞強度或斷裂強度問題，主要靠振動衝擊環境試驗來驗證。強度規範中對各類飛行器的各種部位的振動環境條件、飛行中的鳥撞擊條件和發動機噪聲源條件等，均有相應的規定。
