夹芯结构具有较高的比弯曲模量及强度,已经广泛用于各航天器结构当中。目前主要应用在次承力(二级)结构中,如现代军用民用飞机的整流罩、机翼结构中所采用的蜂窝、泡沫等夹芯结构。然而,封闭的芯子结构抗冲击能力较低,并且在服役过程中易于积聚冷凝水,导致其力学性能下降,从而影响了飞行器在使用上的安全性与寿命。近期,针对日本学者Miura提出的褶皱结构的研究已经引起了工程师及学者们的高度关注。该结构可通过二维平面材料按照设计的折线折叠形成三维立体材料结构,其所围成的内部流体通道可有效解决冷凝水积聚问题,使其在飞机机身中的使用成为可能。此外,褶皱结构所具有的负泊松比效应,使其在吸能方面独具优势,可有效降低机舱内的噪音。本文针对褶皱夹芯壳结构的参数设计,制备以及轴向压缩载荷作用下的力学响应及其吸能特性开展了深入的研究。首先,本文对圆柱壳褶皱芯子进行了有限元建模,利用MATLAB中计算出的顶点坐标引入至ANSYS软件中进行芯子单胞各壁面的建立,然后导入到ABAQUS中进行复合材料的铺层,赋予材料属性与划分网格。通过对结构参数的分析,得到各独立变量对结构几何形态的影响,并编写程序使芯子结构在圆周方向上的单胞数量为整数。研究并确定了褶皱夹芯壳结构的制备工艺。芯子由均等四部分构成并分别制备,内外壁板由均等两个部分构成并分别制备。圆柱壳褶皱芯子与内外壁板都采用真空热压方法制备,然后采用一次固化的方法将各部分进行粘接,接缝处使用加强片补强。针对上述两个制备过程分别设计、研制出了芯子与壁板的热压成型模具,以及固化时提供内支撑与外部约束的固化模具。采用能量原理推导了圆柱壳褶皱芯子结构在轴向压缩载荷作用下,轴向的等效模量、极限应力与芯子单胞壁面材料参数之间的理论关系式。选取三种铺层厚度的碳纤维增强复合材料进行有限元模拟,利用数值结果验证了理论公式的正确性。利用铝箔材料折叠成的芯子开展了吸能特性的实验研究,观察并记录了在轴压载荷作用下该结构从开始到完全致密化的全过程,并与有限元模拟结果(力-位移曲线)进行对比,验证了有限元建模方式的合理性。同时,利用同样的数值模拟方法,对比分析了与本文所提出结构具有相似几何参数的轴向波纹圆柱壳芯子结构在轴向压缩载荷作用下的吸能特性。最后,研究了褶皱夹芯壳结构受轴向压缩载荷作用下的屈曲极限载荷,推导了不同失效模式所对应极限载荷的理论公式,并绘制了失效机制图。然后,开展了碳纤维复合材料褶皱夹芯壳的轴向压缩实验,分析了其失效模式以及极限载荷,并对典型位置进行了失效过程的应变分析。本文基于对褶皱夹芯壳结构的研究与探索,为其在实际工程中的应用提供了有价值的参考。