简介： 本发明涉及一种复杂弯扭耦合复合材料机翼结构控制方程的求解方法，属于飞机设计技术领域，其包括：第一，确定弯扭耦合复合材料机翼结构分析模型和振动模型的控制方程；第二，将弯扭耦合复合材料机翼结构用N自由度微分求积法离散化，然后根据弯扭耦合复合材料机翼结构的受力和边界支持条件，建立边界离散方程；第三，对于材料不连续的弯扭耦合复合材料机翼结构的控制方程的求解，建立N自由度微分求积单元法并根据材料不同分成n个区域以形成n个单元刚度矩阵，对所述单元刚度矩阵组装后引入边界条件，即可求解。本发明的弯扭耦合复合材料机翼结构控制方程的求解方法提高了设计效率，易于用于弯扭耦合复合材料机翼方案阶段的参数评估和设计。