Los grandes aviones flexibles a menudo están acompañados de grandes deformaciones durante el vuelo, lo que lleva a obvias no linealidades geométricas en la respuesta. Las simulaciones de respuesta dinámica no lineal geométrica basadas en modelos de orden completo a menudo conllevan una carga computacional insoportable. Mientras tanto, las no linealidades geométricas son causadas en la mayoría de los casos por alas grandes y flexibles, y la deformación de los fuselajes es pequeña. Analizar todo el avión como una estructura no lineal aumentará enormemente la complejidad y el costo del análisis. El análisis de estructuras de aeronaves complicadas puede ser más eficiente y simplificado si se pueden dividir y tratar subcomponentes. Este artículo tiene como objetivo desarrollar un método de síntesis de subestructura de interfaz híbrida al expandir el modelo reducido no lineal (ROM) con el enfoque de condensación y expansión implícita (ICE), para estimar la respuesta dinámica transitoria de las estructuras de aeronaves que incluyen no linealidades geométricas. Se utilizan un pequeño número de modos lineales para construir un ROM no lineal para subestructuras con grandes deformaciones, y las subestructuras lineales con pequeñas deformaciones también se pueden ensamblar de manera integral. El método propuesto es compatible con el método de elementos finitos (FEM), lo que permite un análisis realista de modelos de ingeniería. Se calculan ejemplos numéricos con modelos de grandes aviones flexibles para validar la precisión y eficiencia de este método en contraste con el FEM no lineal.