复合材料具有比强度大、比刚度高等优点,广泛应用于航空航天结构。复合材料结构的强度设计主要依靠有限元技术实现,但实际中由于有限元模型与实际模型的差异性导致有限元方法计算结果与实际值不符。模型修正技术的基本思想是通过结构试验获得的响应数据对有限元模型进行修正,对于复合材料结构来说,需根据复合材料特点解决软件实现、试验条件、目标响应选择、复合材料修正参数选择等问题。本文首先联合位移、应变、内力等静响应数据建立复合材料有限元模型修正目标函数,并根据复合材料特点,提出针对正交各向异性材料修正参数选择方法及损伤识别参数确定方法。同时,将优化方法作为模型修正基本算法。本文建立了更具开放性、适用性的模型修正软件平台,提出两种模型参数化方法,解决了软件实现和复合材料结构模型参数化问题。通过C++程序编写了有限元软件与优化软件接口程序,实现有限元模型评价程序、模型参数读写程序、计算响应读取程序、有限元前后处理程序、优化程序的无缝集成,并提出NASTRAN卡片参数化和PCL建模参数化两种模型参数化方法,基准算例验证了本软件平台可精确进行复合材料结构有限元模型修正。本文验证了联合位移、应变、内力等响应的静力模型修正方法可以更便捷、精确地进行参数识别,解决了复合材料结构有限元模型修正试验条件问题和目标响应选择问题。航天器太阳翼复合材料组件算例比较了基于动力、静力响应信息的损伤参数识别效果,验证了联合应变、位移等静响应数据可有效进行损伤识别。飞机复合材料方向舵算例介绍了静强度试验方法,并基于静强度试验结果对根部约束参数进行识别,比较了基于位移的不同目标函数和约束条件对修正效果的影响,最后通过联合位移、内力、应变响应信息进一步修正了根部约束参数。本文扩展了有限元模型修正技术的应用,将其应用于基于响应数据的复合材料结构设计中。泡沫夹层梁算例将航空结构常用的金属梁结构采用复合材料泡沫夹层结构进行设计替换,设计中以刚度要求作为修正目标,并引入复合材料强度准则和稳定性要求作为约束条件,最终得到最优的泡沫夹层结构的几何、材料参数。某型飞机复合材料平尾强度试验夹具算例中通过修正夹具的梁厚度、蒙皮厚度、肋厚度等参数,以及调整夹具结构形式,最终得到满足中央翼盒两端关键点剪力互等要求的结构,极大提高了设计和分析效率。