結構鋪層校核對葉片結構設計來說也必不可少。前在校核方面，大多用通用商業有限元軟件，比如ANSYS、NASTRAN、ABAQUS等。對葉片進行校核時，考慮單層的極限強度、自振頻率和葉尖撓度^[6]，分析模型有殼模型和梁模型等，并且能夠做到這兩種模型的相互轉換^[7]，如圖2,3所示。與其他葉片結構相比，目前大型葉片的中空夾芯結構具有很高的抗屈曲失穩能力，較高的自振頻率，這樣設計出來的葉片相對較輕。有限元法可用于設計,但更多用于模擬分析而不是設計，設計與模擬必須交叉進行，在每一步設計完成后，必須更新分析模型，重新得到鋪層中的應力和應變數據，再返回設計，更改鋪層方案，再分析應力和變形等，直到滿足設計標準為止，如圖4所示。因為復合材料正交各向異性的特殊性，葉片各鋪層內的應力并不連續，而應變則相對連續，所以葉片結構校核的失效準則有時候完全采用應變失效準則。

 
2.3材料選擇
    葉片發展初期，由于葉片較小，有木葉片、布蒙皮葉片、鋼梁玻璃纖維蒙皮葉片、鋁合金葉片等等，隨著葉片向大型化方向發展，復合材料逐漸取代其他材料幾乎成為大型葉片的唯一可選材料。復合材料具有其它單一材料無法比擬的優勢之一就是其可設計性，通過調整單層的方向，可以獲得該方向上所需要的強度和剛度。更重要的是可利用材料的各向異性，使結構不同變形形式之間發生耦合。比如由于彎扭耦合，使得結構在只受到彎矩作用時發生扭轉。在過去，葉片橫截面耦合效應是一個讓設計人員頭疼的難題，設計工程想方設法消除耦合現象。但在航空領域人們開始利用復合材料的彎扭耦合，拉剪耦合效應，提高機翼的性能^[8]。在葉片上，引人彎扭耦合設計概念，控制葉片的氣彈變形，這就是氣彈剪裁。通過氣彈剪裁，降低葉片的疲勞載荷，并優化功率輸出^[9]。