复合材料与金属相比有很高的比强度与比模量，因此复合材料整体结构设计与生产技术是减轻结构重量、降低生产成本的一种有效途径，同时也是目前国际上飞机复合材料结构设计与制造领域重点发展的关键技术之一。本文针对直升机复合材料水平尾翼中央翼结构进行了强度分析与设计改进，对复合材料水平尾翼中央翼结构设计中的问题进行了探索，为复合材料水平尾翼中央翼的工程化运用奠定了基础。本文主要进行了以下方面研究：　　（1）简要介绍了飞行器水平尾翼的相关概念、研究背景以及目前复合材料水平尾翼中央翼结构设计的研究情况。并对本文所研究的复合材料水平尾翼结构进行了简要介绍，包括对主要部件的几何构型、铺层细节以及主要连接形式等进行了介绍。　　（2）基于大型商用有限元软件ABAQUS对水平尾翼结构进行建模，并对其在设计要求的各载荷条件下的应变水平进行分析。采用Fastener单元对机械连接区的整体钉载大小及方向进行计算，分析了紧固件的强度。采用整体-局部法对危险连接区进行细节结构强度分析，包括连接件挤压强度及T型接头的胶接强度。基于粘聚区模型（Cohesivezone model）建立了考虑界面损伤的有限元模型，并分析中央翼各界面在设计要求的各载荷条件下的界面损伤情况。　　（3）采用线性特征值屈曲分析方法对直升机水平尾翼结构进行研究，确定结构的屈曲载荷及屈曲模态。对整体模型进行模态分析，确定其振动特性，获得结构的自然频率、振型、振型的参与系数与有效质量等，以此使结构设计避免共振或以特定频率进行振动。　　（4）简述试验过程与结果，通过与有限元结果的对比分析，证明设计方法及有限元建模的可行性与准确性。针对不满足设计要求的区域，对结构进行设计改进。