機翼部段靜力試驗優化設計方法

王彬，鄭建軍，2，*，劉瑋，王孟孟

1.中國飛機強度研究所 強度與結構完整性全國重點實驗室，西安 710065

2.西安交通大學 航天航空學院 機械結構強度與振動國家重點實驗室，西安 710049

現代飛機研發通常采用積木式試驗驗證體系，作為該體系最頂端的全機靜力試驗，是驗證飛機總體傳載、結構靜強度的重要手段［1-3］。全機靜力試驗規模龐大，系統復雜，技術風險較高，在試驗總體規劃時合理通過部段試驗驗證方式可以更高效、更經濟地驗證結構承載能力、結構有限元模型等設計指標［4-6］。

將部段結構從全機結構中分離出來進行單獨試驗，最關鍵的就是模擬部段分離處的邊界條件及部段本體載荷的施加［7-8］。邊界條件模擬包含了結構邊界的支持、連接剛度模擬、自由度的約束和載荷的傳遞［9-12］。模擬部件結構真實邊界條件是結構靜力試驗中最大的難點，關系到試驗考核的有效性，決定了試驗的成敗。

Jebacek［13］研究了一種小型飛機機身靜強度適航驗證方法，在機身各站位上施加彎矩、剪力和扭矩，在垂尾、平尾假件上施加集中載荷模擬機身真實載荷傳遞。Scherban等［14］通過復合材料機翼盒段試驗研究航空用典型增強復合材料性能，試驗件通過專用夾具固定于承力墻上，通過卡板系統施加典型飛機載荷。Shcherban等［15］研究了一種在同一架全尺寸飛機結構上結合進行靜力和疲勞試驗驗證的方案，試驗件包含了機翼、中機身及主起落架，驗證結構有限元模型和極限承載能力；通過機翼盒段穩定性計算分析和試驗驗證確定了機翼上壁板受壓承載能力。Ostergaard等［16］通過虛擬試驗預測飛機結構強度，使用多層級細節非線性分析預測結構失效，詳細描述了A380飛機機翼結構通過虛擬試驗驗證結構有效性過程及分析方法。

薛彩軍等［17-18］研制了一套吊掛部段靜力試驗系統，解決了吊掛支持模擬、加載邊界模擬等關鍵技術，驗證了吊掛結構強度、剛度等設計指標，同時為吊掛有限元模型提供了試驗數據支持。何志全等［19］在某大型民機縫翼試驗中，針對機翼大變形下縫翼姿態、載荷方向、壓心變化，將縫翼安裝于真實機翼上并在機翼上進行配套加載模擬真實變形，模擬縫翼真實約束條件和受載情況。龐寶才等［20］以襟縫翼運動結構為研究對象，通過機翼盒段假件模擬襟縫翼支持剛度條件，采用矢量合成的方法模擬活動翼面隨飛行姿態變化引起的載荷變化，保證載荷大小和方向隨動加載。杜峰［21］將載荷幅值和方向分離，通過活動框架轉動或平動實現襟縫翼隨動加載。張柁等［22］針對某飛機襟縫翼疲勞試驗中空間運動復雜、考核精度要求高，研發了一套空間復雜運動增升裝置隨動加載系統，實現了翼面偏轉、加載點運動位置控制、載荷控制三者協調同步，確保了疲勞試驗中翼面偏轉全過程隨動加載。王海軍等［23］針對某型飛機復合材料平尾結構，根據平尾與機體真實連接情況提出了一種六自由度靜定約束方法，并采用卡板加載方式施加平尾氣動載荷和慣性載荷。機身筒段、翼身組合體試驗中，通常需要在機身分離面（過渡段邊框）處施加約束和傳遞外段機身累積載荷至考核段。劉興科［24］研究了某運輸類飛機翼身組合體支持/加載端蓋設計，在此基礎上實現了飛機六自由度靜定支持和機身對接區大開口載荷施加。郭瓊等［25］研究了超大直徑機身特殊邊界端蓋設計、載荷轉換和撐桿-差動組合靜定約束系統設計。

目前，國內外針對多分離面且分離面剛度弱、大變形部件結構的邊界模擬、約束、加載技術研究還較少。某型飛機為雙梁式桁架機翼，長翼展大變形，為減小試驗規模和復雜性，取其中一段機翼進行部段靜力試驗，研究機翼結構靜強度和剛度特性，并驗證其承載裕度以仿真模型精度。采用分級解耦的設計思路，基于有限元仿真模型開展機翼部段靜力試驗優化設計，提出了多鉸支接頭位移+主動載荷混合邊界模擬，分離面加載假件剛度解耦設計與優化，桁架式機翼載荷優化設計與施加等試驗設計與加載技術。

1 試驗總體方案規劃

某型飛機為聯翼布局，翼展較長由多段機翼組成，各段機翼間通過多組單、雙耳接頭采用螺栓連接。全機穩定俯仰工況，是機翼承載最嚴重，載荷和變形最大，加載點多，實施難度也最大。2#翼段是整個機翼結構中連接最復雜、承載最嚴重的部位，取2#翼段進行單獨部件試驗，可以有效減小試驗規模，驗證關鍵結構部位承載能力及有限元模型，為全機穩定俯仰工況的實施奠定技術基礎，提供數據支撐。2#翼段與內段機翼和外段機翼存在2個分離面，通過4個單耳接頭與1#翼段相連，通過4個雙耳接頭與側立板結構相連，外翼及后翼載荷通過側立板傳遞到2#翼段。如何模擬2#翼段在全機結構中的真實變形狀態，準確施加分離面約束和邊界載荷，設計特殊結構翼面氣動載荷及慣性載荷施加方案，是部件試驗設計的重點和難點。

以有限元模型為基礎，采用分級解耦的設計思想，將試驗設計的各個影響因素逐級剝離，并建立相應的分析對比模型。根據結構響應誤差進行試驗各因素優化設計，評估每一級簡化模擬帶來的誤差。使2#翼段2個分離面的約束支持和載荷模擬、氣動載荷和慣性載荷的處理結果均達到最優狀態。總體方案設計如圖1所示。

圖1 試驗總體方案設計Fig.1 Overall scheme design of experiment

2 部段結構理論態仿真模型建立

為了便于試驗設計過程中對比分析和優化設計，首先需要建立部段理論態仿真模型。部段理論態仿真模型基于全機有限元模型，通過與全機狀態下仿真分析對比驗證理論態仿真模型的準確性。

從全機模型中提取2#翼段有限元模型，與1#翼連接4個單耳接頭處施加強制位移（全機狀態穩定俯仰工況仿真結果中變形提取）作為位移約束，與側立板連接4個雙耳接頭處施加主動力和主動矩（全機狀態穩定俯仰工況仿真結果中載荷提取），氣動載荷與全機穩定俯仰工況中2#翼段有限元節點載荷一致，慣性載荷根據試驗件結構及設備重量通過慣性釋放施加（加速度2.5g）。

對部件理論模型進行仿真分析，并與全機狀態穩定俯仰工況進行結構響應（包含位移、接頭載荷、應變）對比。

2.1 翼面變形對比分析

提取全機狀態下和部件理論態前后梁節點位移響應，繪制成前后梁變形曲線，如圖2所示。

圖2 前后梁垂向變形對比Fig.2 Vertical deformation comparison of fore-beam and rear beam

從圖2中機翼前、后梁垂向變形對比可知，部段理論態變形與全機狀態下變形一致。從變形斜率和全機狀態下機翼整體變形可以看出，2#翼段整體變形中剛體位移占主要部分，需要將剛體位移剔除后獲得結構真實彈性變形。

為剔除2#翼段隨整個機翼滾轉和俯仰帶來的剛體變形，獲取前、后梁面內真實彈性變形，選取2#翼段結構中剛度最大、相對變形最小的位置建立局部坐標系（假設該區域受載后無相對變形）。在未變形狀態下選取前梁與1#翼段對接上耳片、下耳片以及上耳片與前梁連接中心點建立前梁平面，以下耳片為中心原點，上、下耳片中心點連線為局部坐標系Z軸（垂向），翼展方向為Y軸，面外法向為X軸，建立變形前局部坐標系1。將全機坐標系依次繞X軸、Y軸和Z軸旋轉再平移的方式建立全機坐標系與局部坐標系1轉換矩陣R和平移向量D，將全機坐標系下前梁上各節點坐標（x，y，z）轉化為局部坐標系1下坐標（x1，y1，z1）。根據全機狀態變形后前梁與1#翼段對接上耳片、下耳片及上耳片與前梁連接中心點建立變形后前梁平面，以變形后下耳片為中心原點，變形后上、下耳片中心點連線為局部坐標系Z軸（垂向），翼展方向為Y軸，面外法向為X軸，建立變形后局部坐標系2。提取全機狀態有限元節點三方向變形，得到變形后前梁各節點坐標。使用同樣的方法將全機坐標系下變形后前梁各節點坐標（x′，y′，z′）轉化為局部坐標系2下坐標（x2′，y2′，z2′），如圖3所示。將變形后局部坐標減去變形前局部坐標得到前梁真實變形。

圖3 前梁變形前后局部坐標系Fig.3 Local coordinate system before and after deformation of fore-beam

由于2#翼段翼展較長（10 m），微小的剛體轉動會對位移計算產生較大影響。根據前梁上單耳根部中心點與上單耳中心點連線與前梁上、下單耳中心點連線相對角度變化對前梁垂向位移進行修正。變形后角度增加θ=0.25°，則修正后垂向位移為

得到修正后的前后梁撓度曲線如圖4所示。

圖4 前后梁撓度曲線Fig.4 Deflection curves of fore-beam and rear beam

2.2 約束端接頭載荷對比分析

對比與1#翼段連接4個單耳接頭載荷。全機狀態下，4個接頭單、雙耳間通過螺栓連接（梁單元模擬）。部段理論態模型下，4個接頭施加強制位移作為鉸支約束。

從全機狀態穩定俯仰工況的仿真結果中提取4個接頭節點載荷，得到4個接頭在全機坐標系下3個方向力和矩。將前梁上、下接頭力和矩其轉換到局部坐標系2下（前梁變形后局部坐標系），再將彎矩轉化到前梁上、下接頭上。得到全機狀態下前梁上、下接頭等效載荷。同理，可以得到后梁上、下接頭等效載荷。

從部段理論態分析結果中提取4個接頭節點載荷，并將其轉換到前后梁變形后局部坐標系下。接頭載荷對比結果如表1所示。

表1 前后梁接頭載荷對比Table 1 Comparison of fore-beam and rear beam joint force

從表1可以看出，部段理論態接頭載荷與全機狀態等效接頭載荷一致，部段理論態與全機狀態下結構傳力路徑基本相符。

2.3 前后梁應變對比分析

通過主傳力路徑上應變對比進一步證明部段理論態模型的準確性。分別從全機狀態和部段理論態仿真結果中提取前梁上翼面（壓應變嚴酷部位）、后梁下翼面（拉應變嚴酷部位）部分單元材料方向主應變進行對比，如圖5所示。

圖5 全機狀態與部段理論態應變對比Fig.5 Strain comparison of full scale state and component part theoretical state

由材料方向主應變對比可知，主傳力路徑上部段理論態應變趨勢與全機模型應變趨勢一致。綜上所述，部段理論態建模準確，可以代表全機模型穩定俯仰工況下變形狀態。

3 大變形邊界模擬

2#翼段包含2個邊界分離面，分別為與1#翼段連接4個單耳接頭和與側立板連接4個雙耳接頭。靜力試驗中需要對試驗件進行懸空支持，確保試驗過程中試驗件姿態穩定，從而保證試驗加載考核準確。同時約束應設置在結構剛度較大的部位，盡量不干涉試驗件變形。精準模擬2#翼段真實邊界條件，選定約束方案，施加分離面載荷，對結構考核準確至關重要。

提取部段理論態仿真結果中2#翼段分離面接頭位移和載荷。與1#翼段連接4個接頭相對面外變形小（變形后4個接頭仍在一個平面內），接頭載荷大，宜作為約束邊界，與側立板連接4個接頭載荷小，利于進行載荷模擬。因此選定與1#翼段連接端4個接頭作為試驗約束和支持，與側立板連接4個接頭施加主動載荷來模擬2#翼段邊界條件。

3.1 多鉸支點超靜定邊界支持

根據結構真實連接情況（螺栓連接），在與1#翼段連接4個單耳接頭處設置鉸支約束，并固定與支撐立柱上。但由于分離面剛度較弱，各接頭之間存在明顯相對變形，此方法很難模擬各個接頭的支撐剛度和相對變形，導致結構傳力路徑發生變化。

為了準確評估邊界支持簡化對試驗考核的影響并進一步對邊界進行優化，建立鉸支約束下仿真模型，氣動載荷、慣性載荷、與側立板連接分離面載荷施加與部段理論態模型施加完全一致。通過與部段理論態仿真結果對比分析，約束端接頭載荷、翼面變形均相差較大。此種約束方式會引起較大誤差。

3.1.1 多鉸支點邊界支持優化設計

通過對比與1#翼段連接4個單耳接頭相對變形可知，由于分離面支持剛度較弱，4個單耳接頭間的相對變形不可忽略，鉸支約束下傳遞到前、后梁4個接頭上載荷發生變化。因此采用釋放部分接頭約束自由度，對部分接頭施加主動載荷，采用位移+主動載荷的混合模擬方式對約束進行優化設計。

機翼累積彎矩傳遞到約束端后由上、下接頭平衡，因此接頭主要載荷為沿翼展方向載荷，前、后梁上接頭受壓，下接頭受拉，如圖6所示。為了保證傳遞到前、后梁4個接頭翼展方向載荷準確，選取其中一個接頭釋放約束并施加主動載荷。根據理論態接頭載荷，前梁載荷大于后梁，試驗實施過程中施加壓載易損傷試驗件，從載荷施加可靠性與安全性角度考慮，選取后梁下接頭釋放3個方向約束并施加主動載荷。根據理論態接頭變形結果分析，前梁2個接頭和后梁2個接頭間存在較大相對變形（垂向），在前梁和后梁上、下接頭間各只設置一個垂向約束，使垂向相對變形得到釋放。優化設計后的邊界約束如圖7所示。

圖6 機翼彎矩傳力路徑分析Fig.6 Force transmission path analysis of wing bending moment

圖7 優化后邊界約束設置Fig.7 Setting of optimized boundary constraint

在后梁下接頭施加y、z方向主動載荷，為使邊界約束模擬盡可能精確，構造優化模型求解最優主動載荷。首先根據優化后的位移+主動載荷邊界條件建立試驗態有限元仿真模型，其余載荷均按理論載荷施加；選取約束端4個接頭節點力F1、F2、F3、F4及 前、后 梁 材 料 方 向 主 應 變ε1，ε2，···，εn作為優化目標；提取理論態優化目標結構響應作為對比基準；搭建優化模型，以約束端后梁下接頭主動載荷為優化設計變量，對應試驗態有限元模型載荷卡片中節點載荷Fy、Fz，將該載荷卡片從整體模型（bdf文件）中分離，便于優化過程中載荷卡片更新；確定目標函數，將各優化目標響應誤差歸一化并線性加權后得到目標函數（式（5））；設置遺傳算法參數：基因數目N，種群規模NP，迭代次數G，交叉概率Pc，變異概率Pm；利用Matlab遺傳算法工具箱開始載荷迭代：生成載荷種群→更新試驗態有限元模型載荷卡片→提交Nastran進行仿真計算→從f06文件中提取目標響應→與理論態結構響應對比，計算目標函數→通過載荷種群的選擇、交叉、變異生成新的載荷種群，直到設定最大迭代次數，輸出最優載荷。基于遺傳算法響應迭代的具體優化流程如圖8所示。

圖8 基于遺傳算法的載荷處理步驟Fig.8 Load handling process based on genetic algorithm

3.1.2 誤差評估

使用位移+主動載荷混合模擬2#翼段超靜定連接邊界支持，并構造優化模型對主動載荷進行優化。優化后的試驗態與理論態前后梁垂向位移對比如圖9所示，約束端4個單耳接頭節點載荷對比見表2，前、后梁材料方向主應變對比如圖10所示。

表2 支持優化后前后梁接頭載荷對比Table 2 Comparison of fore-beam and rear beam joint force after support optimization

圖9 支持優化后前后梁彎垂向位移對比Fig.9 Vertical deformation comparison of fore-beam and rear beam after support optimization

圖10 支持優化后試驗態與理論態應變對比Fig.10 Strain comparison of test state and theoretical state after support optimization

通過以上對比分析可知，翼尖處最大位移誤差為-6.66%，由于機翼翼展較長，機翼任意微小偏轉會帶來較大位移誤差；支持端4個接頭載荷誤差最大為-2.31%；材料方向主應變趨勢基本一致。綜上所述，邊界支持優化設計后滿足試驗要求。

3.2 分離面載荷模擬

外翼及后翼載荷通過側立板傳遞到2#翼段，試驗中需要通過與側立板連接4個雙耳接頭模擬側立板分離面載荷。根據全機狀態穩定俯仰工況仿真結果，每個接頭載荷包含3個方向力和矩，如表3所示。工程中很難直接在雙耳接頭上施加多個方向力和矩，因此考慮設計側立板加載假件，在側立板假件上施加載荷傳遞到2#翼段。

表3 側立板分離面載荷Table 3 Separation surface force of side plate

側立板加載假件設計需要遵循以下原則：

1） 主傳力路徑不變，根據表3可知，側立板傳遞到2#翼段主要載荷為機翼彎矩，需要保證假件載荷傳遞到前、后梁的載荷與原始載荷一致；假件設計時將前、后梁假件分離，使前、后梁抗彎剛度解耦，保證前梁假件施加彎矩直接傳遞到2#翼段前梁，后梁假件施加彎矩直接傳遞到2#翼段后梁。前梁剪力和彎矩通過一組垂向加載接頭進行模擬，如圖11中F3_1和F3_2，后梁剪力和彎矩通過一個垂向加載接頭模擬，如圖11中F3_3。

圖11 側立板加載假件設計及載荷施加Fig.11 Replacement part design and load assigning of side plate

2） 保證側立板假件施加載荷和原始載荷傳遞到2#翼段前、后梁總載總矩不變（小載荷可以忽略）。根據前梁、后梁累積彎矩在航向和展向方向分量，確定前、后梁假件設計角度（與梁腹板平面偏角）。

3） 前梁航向載荷在加載假件單耳上施加F1，后梁展向載荷在假件單耳上施加F2。

4） 前、后梁將通過2根桿連接成三角形，保證加載假件整體定位和加載過程中整體穩定性的，只提供側向連接（三角形面內）剛度，而不增加前、后梁抗彎剛度。

5） 假件上預留扣重接頭，可以扣除加載假件自身重量，不對2#翼段產生附加載荷。

3.2.1 載荷優化設計

將側立板前梁載荷分解到前梁加載假件3個單耳接頭上。將側立板后梁載荷分解到后梁加載假件2個單耳接頭上。

為優化側立板加載假件接頭載荷，首先建立一組對比模型，對比模型中約束一致，均不施加慣性載荷和氣動載荷。理論態模型中施加側立板理論載荷（全機模型中提取），試驗態模型根據加載假件幾何形狀建立側立板加載假件有限元模型，并通過梁單元將其與2#翼段連接，在側立板假件接頭上施加假件接頭初始載荷。

對試驗態進行仿真分析，計算目標響應對假件接頭載荷的靈敏度系數，組裝靈敏度矩陣。提取初始分載結果下試驗態目標響應，與理論態目標響應作差得到誤差向量。

構建優化模型，以假件接頭載荷增量為設計變量，以結構目標響應（前、后梁材料方向主應變、與1#翼段4個連接單耳節點載荷）為優化目標，根據靈敏度矩陣和誤差矩陣構造二次規劃方程求解加載節點載荷增量，疊加初始載荷后得到最優假件接頭載荷。

靈敏度矩陣為

二次規劃目標函數為

式中：

3.2.2 誤差評估

為了評估分離面載荷模擬的準確性，對優化后的試驗態與理論態進行對比分析。假件優化設計后前后梁垂向位移對比如圖12所示，約束端4個單耳接頭節點載荷對比如表4所示前后梁材料方向主應變對比如圖13所示。

表4 假件優化設計后前后梁接頭載荷對比Table 4 Comparison of fore-beam and rear beam joint force after optimization design of replacement part

圖12 假件優化設計后前后梁彎曲變形對比Fig.12 Vertical deformation comparison of fore-beam and rear beam after optimization design of replacement part

圖13 假件優化設計后試驗態與理論態應變對比Fig.13 Strain comparison of test state and theoretical state after optimization design of replacement part

由以上對比分析可知，位移趨勢完全一致；支持端4個接頭載荷誤差最大為-3.38%；材料方向主應變趨勢完全一致。綜上所述，側立板分離面假件優化設計后載荷施加精度滿足試驗要求。

4 氣動載荷及慣性載荷優化設計

4.1 氣動載荷及慣性載荷處理

穩定俯仰工況下理論態氣動載荷為均布在整個2#翼面上有限元節點載荷，慣性載荷為結構和設備重力的2.5倍。將氣動載荷和結構分布慣性載荷按照載荷等效原則和就近分配原則處理到前、后梁加載節點上，保證處理前后總載總矩不變［26-27］。發動機集中慣性載荷在發動機假件接頭上（真實發動機結構重心處）施加。

為優化機翼加載節點載荷，首先建立試驗態仿真模型，以理論態模型為基礎，在翼面前、后梁加載節點處建立柔性單元，施加試驗態加載節點載荷，約束方式和側立板分離面載荷施加均與理論態模型保持一致。確定優化目標，提取理論態目標響應作為對比基準。隨機生成一組加載節點向量并對其進行試驗態數值仿真，提取目標響應后建立目標響應-載荷矩陣，根據線彈性分析疊加原理，后續載荷迭代過程中可以通過矩陣運算獲取結構響應，無需更新試驗態有限元模型進行仿真分析，提高了優化效率。

以機翼加載節點載荷為設計變量，以總載總矩不變為等式約束條件，以結構目標響應（前、后梁材料方向主應變）為優化目標，構造優化模型。使用遺傳算法對加載節點載荷進行迭代，使目標響應收斂，得到最優機翼加載節點載荷。具體實現步驟如下：

步驟1根據結構承載能力和受載狀態設置加載節點載荷上、下限制，建立總載總矩（氣動+慣性）平衡方程。

步驟2設置遺傳算法參數，包括基因數目N、種群規模NP，迭代次數G，交叉概率Pc和變異概率Pm。由于加載節點數量較多，為避免陷入局部最優解，將種群規模設置為50。

步驟3初始化載荷種群，計算目標函數，保證各結構響應相對誤差絕對值線性加權和最小。根據目標函數對種群排序后映射成適應度函數（0～1區間內）。

步驟4基于“輪盤賭”選擇法進行選擇，基于概率進行交叉和變異，產生新一代群體。

步驟5判斷是否到達最大迭代次數，如否，則轉步驟3，若是，將種群中最優染色體輸出，得到最優機翼加載節點載荷。

其適應度進化曲線如圖14所示。

圖14 遺傳算法適應度進化曲線Fig.14 Fitness evolution curve of genetic algorithm

4.2 誤差評估

為了評估氣動載荷和慣性載荷處理結果，對優化后試驗態與理論態結構響應進行對比分析。位移對比如圖15所示，約束端4個單耳接頭節點載荷對比如表5所示，前、后梁材料方向主應變對比如圖16所示。

表5 載荷優化后前后梁接頭載荷對比Table 5 Comparison of fore-beam and rear beam joint force after load optimization

圖15 載荷優化后前后梁彎曲變形對比Fig.15 Vertical deformation comparison of fore-beam and rear beam after load optimization

圖16 載荷優化后試驗態與理論態應變對比Fig.16 Strain comparison of test state and theoretical state after load optimization

由以上對比分析可知，位移趨勢完全一致；支持端4個接頭載荷誤差最大為3.43%；材料方向主應變趨勢完全一致。綜上所述，氣動+慣性載荷優化設計后載荷施加精度滿足試驗要求。

4.3 載荷施加方式

由于機翼為桁架式布局且無表面蒙皮，傳統的膠布帶/拉壓墊加載方式無法實施。根據機翼結構形式，在前、后梁下放布置加載墊塊，如圖17所示。通過柔性繩索將加載塊與杠桿系統連接，組合成加載點。

圖17 機翼加載塊設計Fig.17 Design of wing loading block

5 結 論

研究了某飛機機翼部段靜力試驗優化設計方法，包含邊界支持模擬，邊界載荷優化，氣動+慣性載荷優化設計與特殊機翼結構載荷施加方法。使用逐級解耦的設計思想，結合有限元仿真分析開展試驗優化設計，具體包含如下內容：

1） 針對機翼2#翼段結構連接形式及載荷形式，規劃部段靜力試驗總體設計方案，以有限元數值仿真分析為基礎，對各設計因素逐級解耦。

2） 根據全機有限元模型與全機狀態仿真分析結果建立部段理論態有限元模型；通過與全機狀態下結構響應對比分析，對理論態仿真模型進行評估，以此作為后續試驗優化設計對比基礎。

3） 開展了分離面多鉸支點超靜定邊界支持研究，提出位移+主動載荷混合模擬的邊界支持方法，釋放部分位移約束并施加主動載荷，根據新的邊界條件，建立了試驗態有限元模型；搭建遺傳算法優化模型，使用基于考核目標等效+模型迭代的方法對邊界載荷進行優化，保證傳遞到各接頭載荷與全機狀態下盡量一致，邊界模擬不影響結構變形和傳力路徑，使試驗考核更加真實有效。

4） 開展了分離面復雜載荷簡化及高精度模擬研究，加載假件剛度解耦設計模擬分離面載荷；根據加載假件建立試驗態模型，構造靈敏度矩陣及誤差矩陣；搭建二次規劃優化模型，基于結構目標響應等效（前后梁應變及支持端接頭載荷）進行載荷優化設計與誤差評估。

5） 開展了機翼氣動載荷及慣性載荷優化設計，根據機翼加載節點建立試驗態有限元模型，進行數值仿真分析并構造響應-載荷矩陣；搭建遺傳算法優化模型，基于結構目標響應等效對機翼結構慣性載荷和氣動載荷進行優化設計與誤差評估；并針對桁架式機翼設計了專用加載工裝。