在复合材料的优化设计中,世界各国的航天设计局都面临着一个重大的问题。大多数适用于金属结构的传统设计方法不适用于复合材料结构优化。因此,本文旨在发展新的适用于复合材料飞机结构的优化设计方法,并通过飞机水平尾翼这一飞机主结构来展示这个方法。本文研究的主要问题是在进行设计时应考虑哪些特征,并确保复合材料结构不会超重,以及应采取何种方法进行优化设计。即,优化设计被定义为结构的有效状态,飞机结构重量最小且满足所有强度要求和其他条件。本文通过文献调研,将经典层合板理论、梁理论和有限元方法,用于复合材料水平尾翼的优化设计。采用经典层合板理论和梁理论,可快速确定水平尾翼上剪切流的大小,并计算出所需的复合材料的铺层数量。为应用这些理论方法,本文采用MATLAB编写了相应的计算程序和优化算法以优化复合材料水平尾翼的厚度。此外,本文利用有限元软件ABAQUS建立复合材料水平尾翼的有限元模型,开发了相应的优化计算程序,获得了优化后机翼的厚度。综合应力及相关参数的分析表明,基于经典板理论和梁理论的复合材料构件的设计方法是可行的。水平尾翼在静态载荷作用下的有限元模型显示了与整个结构大致相同的应力。这意味着结构件已达到最佳状态。研究表明,本文提出的设计方法在水平尾翼等飞机部件的设计中具有一定的应用价值。基于经典复合材料板和梁理论法和有限元法各有利弊。第一种方法更计算效率高,对初步设计非常有用,但它过于简化,不能像有限元模型一样给出详细的应力分布。有限元计算精度好,但建立一个有限元模型和实现优化分析非常耗时,它用于详细设计阶段更适合。