Летательный аппарат — самолет, вертолет, дирижабль, ракета или космический корабль — должен воспринимать действующие на него в процессе эксплуатации нагрузки без повреждений и недопустимых изменений формы, т. е. быть достаточно прочным и жестким. Этому требованию, являющемуся необходимым условием безопасной эксплуатации, должно удовлетворять любое инженерное сооружение, а конструкция летательного аппарата должна отличаться еще и минимальной массой. Естественно, что требования минимальной массы находятся в противоречии с требованиями достаточной прочности и жесткости. Разрешение этого противоречия является одной из основных проблем, возникающих при создании летательного аппарата; оно осуществляется в процессе расчета, проектирования и экспериментальной отработки как конструкции в целом, так и отдельных ее элементов и в значительной степени обусловливает эффективность летательного аппарата. Успешное решение проблемы определяется, прежде всего, степенью полноты и достоверности информации, которой располагает конструктор относительно взаимосвязи между геометрическими параметрами конструкции, свойствами материала и допустимым уровнем ее нагружения. Эта взаимосвязь формируется в процессе расчета на прочность летательного аппарата и его элементов, который предусматривает определение расчетных нагрузок, выбор расчетных схем и моделей, адекватно описывающих реальные элементы конструкции, анализ напряженно-деформированного состояния, устойчивости и динамического поведения отдельных моделей и их совокупности, переход от расчетных моделей к реальным объектам и оценку их работоспособности. Наличие широкого класса расчетных схем, моделирующих элементы конструкций самого разнообразного назначения, а также специальных, требующих достаточно сложного математического аппарата, методов, необходимых для решения вопросов о напряженном и деформированном состоянии, устойчивости и динамическом поведении моделей, определило появление специальной научной дисциплины — строительной механики.