复合材料已经在军用及民用航空结构中大量使用。在我国商用新型大飞机对复合材料结构亟需运用的当下,为了达到结构安全与重量控制的双重指标,复合材料损伤响应分析具有重要的意义。本文综合运用理论分析、数值仿真及试验验证三种途径,对两种材料体系共九种不同铺层顺序的复合材料构件在四种载荷工况下的力学损伤响应进行了分析。研究对象从复合材料标准件推广到真实的航空结构件,研究领域从典型的缺口拉伸响应推广到复合材料当下的应用热点冲击后压缩响应。本文基于典型损伤胞元RDC,建立了双尺度关联理论。该理论适于分析不同材料体系、不同载荷工况的复合材料结构响应,并实现了载荷场、本征场、响应场及损伤场之间的解耦与重构。以此为理论基础,建立并运算了九种不同的数值试验模型,对十四项力学损伤响应参数进行了预测。通过实施一百余次各类验证试验,在建立具有高可靠度试验数据库的同时,通过试验实测数据与数值预测结果的对比,对所提双尺度关联分析理论进行了合理性验证。通过上述工作,本文针对复合材料在缺口拉伸载荷、（面外）中心冲击载荷、（面内）边缘冲击载荷及冲击后压缩载荷下的力学损伤响应分析,作总结如下:1)在单轴拉伸载荷下,复合材料缺口模型的损伤萌生层容易促发临近层损伤的提前萌生;众多损伤模式中,层内损伤是最先萌生的损伤模式,随着层内损伤的扩展,裂纹会侵入子层界面之中,促发分层损伤及临近层层内损伤的萌生;缺口模型在耦合型损伤的萌生与演化过程中发生最终断裂,这种损伤耦合不仅是损伤模式间的耦合,也是不同损伤区域上的耦合。2)复合材料平板件模型在（面外）中心冲击载荷下,各子层损伤呈现花生状的分布;将整个层板不同纤维角度单层的花生状损伤投影在同一个平面时,各具方向性的花生状损伤会形成类圆形的损伤分布区;在冲击后压缩载荷下,平板件模型最终产生贯穿性的破坏断面,且该贯穿面恰好穿过位于几何中心位置的冲击损伤区域。3)在（面内）边缘冲击载荷下,复合材料长桁结构的腹板边缘发生明显的基体压损缺陷;此外,在长桁各单层之间的层间界面位置,发现了更大范围的半椭圆形分层损伤。该椭圆形损伤的长轴位于长桁腹板顶部边缘,其长度决定了目视可见冲击损伤的尺寸;在冲击后压缩载荷下,包含冲击损伤的腹板横截面出现了贯穿性的层内及层间损伤扩展,并促发了整个长桁发生了最终的压缩破坏。