在有桁梁的機身結構中，多布置4根桁梁和少量的（或沒有）桁條，機身軸向力多由桁梁承受。縱向局部加強件的作用是將集中力分散傳給蒙皮和隔框。它可能由幾根縱向短梁組成，也可能是一個短的盒形梁。普通框是一個環形結構，剖麵尺寸較小，用以維持機身外形並起加強蒙皮的作用。加強框可以是環形結構，也可以是桁架式和板式結構。機身可按其結構元件的受力特點分為幾種型式。
1．梁式機身。由4根桁梁承受機身的全部或大部分彎曲正應力。蒙皮較薄，隻承受扭矩和橫向剪切力。桁條較少，用於支持蒙皮或承受少量軸向力。這種結構型式多用於機身口蓋較多的部位。如殲擊機的前機身有較多的大開口（座艙蓋、前起落架艙蓋、電子設備艙和武器艙口蓋等），蒙皮不可能受力，宜用梁式結構。
2．半硬殼式機身。沒有強的桁梁。密布的桁條與蒙皮一起承受彎曲正應力。這種結構重量較輕，機身上凡是開口較少的部位大多采用這種結構型式。
3．硬殼式機身。沒有桁梁和桁條。為了改善蒙皮的支持情況，沿機身長度方向布置有較密的普通框，有時也稱密框結構。一般用在彎矩很小而又無大開口的部位。
有些輕型飛機為便於製造而采用硬殼式機身。
飛機機身往往要根據不同部位裝載物的特點采用不同的結構型式。
（四）增壓艙現代飛機的巡航飛行高度多在8000米以上。
高空氣壓低，空氣稀薄，難以維持乘員的生命，在駕駛艙和客艙內需要人工增壓，以保持相當於地麵的生活環境。這樣，在高空飛行中，機身增壓艙（又稱氣密艙）就相當於一個高壓氣瓶。在內外壓力差的作用下，機身結構就會受載變形。增壓艙的截麵如為方形，在內壓力作用下隔框將承受巨大的載荷。為了保持截麵形狀，隔框就要做得非常堅固，從而使機身重量增加。如截麵改為圓形，蒙皮便可發揮承載作用，艙壁上的內壓力完全可由蒙皮張力所平衡，隔框基本不受載，因此旅客機機身截麵多用圓形。在增壓艙的兩頭布置有帶腹板的隔框，由於同樣的原因也常做成球麵框。為了提高機身容積的利用率，不少飛機的機身截麵做成由不同圓弧組合成的複雜形狀。
飛機的使用期限比較長（現代旅客機可達15—20年），必須考慮飛機結構在重複受載下的疲勞損壞問題。通常在受拉應力大且存在應力集中的部位，容易產生疲勞裂紋。機身增壓艙蒙皮在內外壓差作用下經常處於受拉伸狀態，同時在座艙門窗和結構連接接頭附近應力集中比較嚴重，是最易產生疲勞裂紋的地方。為使飛機不因結構疲勞而影響飛行安全，在結構設計時要注意使增壓艙蒙皮的張應力不要過高。在細節設計中盡量避免應力集中（例如采用膠接結構可以減少鉚釘連接孔，減小應力集中，且有利於保持增壓艙的密封性）。同時對關鍵部位采用多路傳力設計和阻止裂紋擴展的措施。
三、腹鰭
在飛機機身尾部下麵順氣流方向布置的刀狀翼片。腹鰭相當於垂直尾翼，側滑時起增加飛機航向穩定性的作用。腹鰭還可以抵消一部分垂尾側向力對機身的扭矩，減少機身扭轉變形。超音速飛機在高空大迎角飛行中，垂直尾翼受到機翼和機身的“遮蔽”，航向穩定作用嚴重下降，而腹鰭不受影響，因此超音速殲擊機普遍采用腹鰭。常見的有單腹鰭和雙腹鰭兩種型式。為了避免飛機起飛和著陸時腹鰭碰地，在有的飛機（如米格23殲擊機）上，當起落架放下時腹鰭自動折轉。腹鰭一般為輕金屬結構，當內部布置無線電設備天線時，則用非金屬材料製作。
四、背鰭
在小型軍用飛機的機身上從凸起的座艙罩後麵一直向後延伸到垂直尾翼根部的突出部分。背鰭可以改善座艙罩後部的流線型，減小飛機阻力，還可增加機身後部側向投影麵積，使側力中心後移，從而改善飛機的航向穩定性。背鰭內的空間經常用來布置飛機操縱係統、電纜和其他管路係統或安裝小型設備。背鰭橫斷麵大體呈半橢圓形，采用可拆卸的結構，以便於設備和係統的安裝和維修。
五、機翼
飛機上用來產生升力的主要部件。一般分為左右兩個翼麵，對稱地布置在機身兩邊。機翼的一些部位（主要是前緣和後緣）可以活動。駕駛員操縱這些部分可以改變機翼的形狀，控製機翼升力或阻力的分布，以達到增加升力或改變飛機姿態的目的。機翼上常用的活動翼麵有各種前後緣增升裝置、副翼、擾流片、減速板升降副翼等。機翼內部經常用來放置燃油。在機翼厚度允許的情況下，飛機主起落架也經常是全部或部分地收在機翼內。此外，許多飛機的發動機或是直接固定在機翼上，或是吊掛在機翼下麵。
（一）機翼外形描述機翼外形的主要幾何參數有翼展、翼麵積（機翼俯仰投影麵積）、後掠角（主要有前緣後掠角、1／4弦後掠角等）、上反角、翼剖麵形狀（翼型）等。常用基本翼型有低速翼型、尖峰翼型、超臨界翼型和前緣較尖銳的超音速翼型。此外還有以下一些重要的相對參數：①展弦比：機翼翼展與平均弦長之比；②梢根比：機翼翼梢弦長與翼根弦長之比；③翼型相對厚度：翼型最大厚度與弦長之比。機翼這些參數對機翼的空氣動力特性、機翼受載和結構重量都有重要影響。
飛機的機翼按照俯視平麵形狀的不同，可劃分為三種基本機翼。
（二）平直翼機翼的1／4弦線後掠角大約在20°以下。平直翼多用在亞音速飛機和部分超音速殲擊機上。在亞音速飛機上，展弦比為8～12左右，相對厚度為0．15～0．18。
在超音速飛機上，展弦比為3～4，相對厚度為0．03～0．04左右。
（三）後掠翼機翼1／4弦線後掠角多在25°以上。用於高亞音速飛機和超音速飛機。高亞音速飛機後掠翼的常用參數範圍是：後掠角30°～35°，展弦比6～8，相對厚度約0．10，梢根比0．25～0．3。對於超音速飛機，後掠角超過35°，展弦比3～4，相對厚度0．06～0．08，梢根比小於0．3。
（四）三角翼機翼前緣後掠角約60°，後緣基本無後掠，俯視投影呈三角形狀。展弦比約為2，相對厚度0．03～0．05。多用於超音速飛機，尤以無尾飛機采用最多。
（五）改善機翼氣動特性的措施超音速飛機常用的後掠和三角形薄機翼存在低速大迎角特性不好的缺點。在機翼設計中，除適當選擇外形參數外，還經常采用以下附加措施。
（六）翼刀在機翼上表麵順氣流方向設置的具有一定高度的垂直薄片。翼刀主要裝在後掠機翼上，它可以阻止機翼表麵低能量氣流（附麵層）向翼梢聚集，同時也改變機翼升力沿展向的分布，因而能夠避免在大迎角時翼梢先開始失速的缺點。後掠機翼的翼梢部分在飛機重心之後，大迎角時翼梢先失速不僅會引起飛機傾斜（實際飛行中左右翼不大可能同時失速），而且還會引起飛機抬頭，使飛機更進一步失速而失去控製，所以需要盡力避免。翼刀的高度、長度和數量，以及沿展向、弦向的位置需要通過試驗來確定。
（七）扭轉各翼剖麵翼弦不在同一平麵內的機翼叫扭轉機翼。在後掠機翼上，通常是將翼梢剖麵相對根部剖麵向下扭轉，使翼梢剖麵迎角減小（負扭轉）。這樣，使翼梢部分升力降低，可防止翼梢先開始失速，稱為幾何扭轉。在有的機翼上，雖然各剖麵翼弦在同一平麵上（無幾何扭轉），但是沿展向采用了不同彎度的非對稱翼型。