复合材料层合板因其优越的力学性能已被广泛应用于航空航天飞行器领域，在实际复合材料结构件的设计过程中不可避免的需要通过开孔来满足观察孔或通管路等需求。航空复合材料部件在工作状态下一般承受较复杂的多轴载荷，但开孔复合材料层合板在复杂多轴载荷作用下的静力学及疲劳性能研究还偏少，因此对含孔层合板进行多轴静强度及疲劳寿命预测研究具有非常重要的实际意义。本文主要研究工作和结论如下：
　　（1）开展了含孔层合板拉-拉双轴试验研究，针对铺层形式为[45/0/-45/90]2s的长方型及十字型试件，分别开展加载比0和1下的双轴拉伸静强度试验研究，获得不同双轴加载比下各轴的拉伸力学性能；开展加载比为0和1时的比例疲劳试验和加载比为1，相位角为45°和90°的非比例疲劳试验研究，对比分析不同加载比及不同相位角对含孔层合板双轴拉-拉疲劳寿命的影响规律。
　　（2）基于经典层合板理论和虚位移原理，推导了复合材料结构承受双轴静载荷作用后的逐渐损伤应力、应变分析列式，建立一种复合材料层合板在双轴拉伸载荷作用下的逐渐损伤分析方法；推广能量型疲劳损伤参量到十字型层合板拉-拉多轴疲劳问题中，建立疲劳参量与寿命之间的模型公式。基于所建立的分析方法在ANSYS有限元分析平台开发出合理的程序。
　　（3）针对含孔十字型层合板双轴拉伸强度预测问题，仿真模拟含孔层合板在单轴（双轴加载比为 0）及双轴拉伸载荷作用下的损伤逐渐扩展过程，并预测各轴向的拉伸静强度值，与试验强度值作对比，结果表明：单轴拉伸时X轴向的静强度预测误差最大为-5.05%；双轴拉伸时X 轴向强度预测误差最大为-4.50%，Y 轴向强度预测误差最大为-5.48%；预测精度较高，证明本文所使用逐渐损伤分析方法的有效性。
　　（4）针对含孔十字型层合板双轴拉-拉疲劳寿命预测问题，分别研究比例加载下疲劳参量沿孔周的分布变化规律和非比例加载工况下一个周期内疲劳参量随时间的变化规律。基于双轴加载比为1、相位角为0°时的疲劳试验数据，拟合得到了双轴疲劳寿命预测模型公式，并利用含孔层合板在不同加载路径下的双轴疲劳试验数据验证了所建立模型的准确性。