飞行器先进复合材料夹芯结构往往由两块薄而强的纤维复合材料层压板面板，以及面板间比重较轻、尺寸较厚、承载能力相对较弱的芯体材料(蜂窝或泡沫)组成。由于采用了极佳的材料分布形式，复合材料夹芯结构具有很高的抗弯比刚度：在弯曲载荷作用下，薄而强的复合材料面板承担面内载荷;轻而弱的芯体传递沿厚度方向的剪切载荷。但与此同时，飞行器复合材料夹芯结构具有很差的抗冲击能力，其对于低速冲击要比金属材料敏感得多。在飞行器服役环境下，小的冲击事件，如：飞机起飞和着陆时扬起的泥土、碎石对飞机结构的撞击;地面维护时维修工具滑落，撞到飞机结构;服务车辆对结构的接触;冰雹等对飞机结构的撞击等，都会在复合材料夹芯结构上造成低速冲击损伤。对飞机日常飞行安全来说，这种低速冲击损伤特别危险：从表面上看，复合材料夹芯结构受撞击部位往往没有明显的损伤迹象，而实际结构内部已经出现了较严重的结构和材料损伤，直接导致在日常飞机维护检测时很可能由于这种不易察觉的“暗伤”未能被及时发现而给飞行安全留下致命的隐患。资料显示，低速冲击后整个复合材料夹芯结构的压缩强度会降低30％-40％。多年以来，如何准确评估和预测飞行器复合材料夹芯结构低速冲击损伤后的残余强度及其冲击损伤扩展特性一直是飞行器复合材料结构领域内的难题。论文主要介绍作者近年来在该领域内开展的理论分析与实验研究工作，重点介绍了研究开发的解析解分析模型。该模型首次成功模拟了低速冲击损伤后的复合材料夹芯结构在面内压载作用下的损伤扩展特性，并较准确地预测了受损结构残余面内承压强度。论文还提出了一个新的复合材料夹芯结构损伤容限设计准则-(冲击)损伤扩展准则(Damage Propagation Criterion，DPC)。基于该准则，提出了一套可行的航空航天复合材料夹芯结构损伤容限设计和结构安全性能评估的工程技术方法。