机翼大致由蒙皮、翼肋、翼梁和墙、长珩等组成。机翼主体受到气动载荷、惯性载荷以及各连接点传来的集中载荷等类型的载荷。
可以运用Abaqus提供的梁单元、杆单元、壳单元、三维实体单元对机翼进行静力分析、动力响应分析（模态、颤振、抖振等）、失稳分析、损伤容限分析、结构优化设计。
对机翼和机身的连接部件、机翼的固定件还可以运用Abaqus的非线性功能进行塑性和接触等非线性分析。
缝翼滑轨模型装配件分析
飞机的前缘缝翼是民用客机、大型飞机常用的增升活动面，是通过滑轨在滑轮组架中的运动来改变机翼的翼型，以达到增加升力的目的。滑轨在滑轮组架中的运动就是一个典型的接触问题。
滑轮组架内在每根滑轨的安装位置沿滑轨法向和侧向各布置了两组滚轮。当缝翼翼面上的载荷传到滑轨上时，滑轨受力变形，其上下表面就会有滚轮与滑轨表面发生接触，从而限制滑轨的法向运动；其左右两侧也会有滚轮与滑轨腹板表面发生接触，从而限制滑轨的侧向运动。
在结构受载过程中，究竟是哪一个或哪些滚轮与滑轨发生接触，从而为其提供边界约束就是边界非线性有限元分析所要考虑的主要问题。
针对某型机缝翼结构中所遇到的接触问题，应用Abaqus有限元分析软件，对其进行了边界非线性有限元分析。利用Abaqus的接触算法，真实的模拟了缝翼滑轨和滚轮之间的接触关系，进而得到真实的传力路经和应力分布。
首先，将已有的缝翼模型利用FromNastran功能将Nastran输入文件转化为Abaqus输入文件。这样可以有效地利用已有模型和数据，省去重新建模的工作。将模型导入后，就可以在Abaqus/CAE中定义各种非线性行为，如接触等。
Abaqus/CAE有效的支持混合建模，即有限元模型和几何模型可以同时在前处理模块中存在，并方便的施加各种约束条件和载荷。
计算完成后，Abaqus/CAE或Abaqus/Viewer支持各种计算结果的后处理，包括各种非线性因素。
应用Abaqus软件边界非线性有限元分析方法，能够更真实的模拟缝翼滑轨在机翼前缘舱内滑轮架中的支持条件，根据结构的受力状态判断滑轨与滚轮之间的接触状态，从而体现真实的传力路径，得到准确的应力分布。
该方法为某设计单位引进Abaqus软件后首次在结构接触分析中的应用，并得到理想的计算结果。建议在其它类似结构的细节分析中，可优先考虑使用Abaqus软件。它不但降低了对分析人员的经验要求，还可以得到局部结构更准确的受力特性，进而为结构设计和试验提供理论依据。
中外翼对接带板分析
某型飞机的中外翼对接带板属于疲劳薄弱部位，为对该部位的疲劳寿命作出合理的估算，需对该部位的应力分布进行准确的计算。利用Abaqus软件的接触分析功能对中外翼对接带板的细节应力进行了计算，给出了有限元的计算结果。
在进行接触分析时，接触区域的单元应选择一阶减缩积分单元或选择二阶的C3D10M单元，因此对于分析中重点关心的零件1和零件2的接触区（包括连接螺栓）选择的单元类型为C3D8R，其它部位选择的单元为C3D4，共有单元207531个，其中C3D8R单元有26054个，C3D4单元有181477个。
以上模型中包含100多个接触对 ，因此对软件的收敛性和健壮性提出非常高的要求。另外，计算效率也是关心的重点。该模型在P4-3.2G×2CPU，4G内存的计算机上运了12422s，因此Abaqus具有非常高的计算效率。
由于计算的目的是为了摸清疲劳薄弱部位的应力水平，进而能够合理地估算出薄弱部位的疲劳寿命。中外翼对接带板的受力形式是单向拉伸的，由于疲劳破坏的形式基本都是拉伸破坏的，因而只关心有限元计算结果中沿受力方向的拉应力。下图分别给出了外翼带板和中央翼带板的拉应力分布情况。从应力的分布图上可以看出：孔边的拉应力最大，外翼带板处的最大拉应力为449MPa，中央翼带板处的最大拉应力为400MPa。
对于飞机结构来说，其连接件的形式较多，为了能够准确地估算出飞机结构连接件的疲劳寿命，需要准确地计算出连接部位的细节应力。
Abaqus软件具有强大的接触分析功能，对飞机结构的连接件——中外翼对接带板处的应力分布进行了计算分析。从最后的应力分布情况来看，计算结果非常合理，有限元计算的应力水平可用于疲劳寿命分析。而且，Abaqus对于高度飞翔性具有非常高的计算效率和健壮性。
F-16复合材料水平尾翼强度分析
复合材料在航空领域的应用越来越广泛，因此复合材料的分析工具也变得越来越重要。水平尾翼采用复合材料设计方案后，需对结构特性和力学性能重新进行评估。
利用Abaqus软件的复合材料功能，对F-16的水平尾翼建模。前处理直接输入复合材料的各种材料属性。可以为蒙皮、肋和加强杆直接定义复合材料。
操纵载荷在水平尾翼表面产生向下的压力。对复合材料水平尾翼施加气动载荷，扭矩载荷、瞬态压力载荷等，进行静力和动力分析，并完全支持结构的后处理。
计算结果可以直接在后处理中完成，可以显示每层材料的受力状态。可以得到层间剪切应力，用于评估结构分层。并可以将计算结果输出到文本文件，供进一步处理。
静力分析完成之后，还可以对结构的动力学响应做进一步的评估。利用静力分析模型，稍加修改，通过Abaqus/CAE将动力载荷直接施加在结构上。
可以直接得到结构的各种响应值，如应力和位移等。并可以直接在后处理中输出。
战斗机机翼主动控制
Abaqus包含各种连接单元，这些连接单元可以作为感应器，同时也可以作为激励单元，这样为可以实现对构件的主动控制。
下面是NACA对针对飞机机翼的抖动问题对机翼结构进行控制实例。机翼为三级结构。结构外载荷由流体软件计算得出，通过相关接口可施加于结构之上。在机翼连接处通过添加连接单元可以测量机翼的各种形态，通过反馈程序可得出对机翼机型主动控制。
在控制之前，机翼抖动比较大，采用主动控制之后，整个结构变形比较平稳。
