柔性薄膜因具有轻质、可折叠等特点,被广泛的应用于航天工程领域;利用柔性薄膜材料构成的空间充气结构成为了目前广为关注的一种重要航天工程新型空间结构。局部收到压力后,薄膜易发生屈曲并形成褶皱。航天工程中,充气结构的褶皱被认为是一种失效现象。对这种失效现象进行的力学研究有利于提高空间充气结构的使用性能。本文以此项需求为研究背景,开展以下研究:充气柱轴压失稳现象的散斑实验,以及基于Stein-Hedgepeth褶皱理论和壳-膜模型的充气柱轴压失稳的理论分析。在实验方面,进行聚乙烯充气薄膜柱的轴压失稳实验。利用散斑实验方法得到的薄膜表面变形数据。分析充气柱的褶皱产生与演化、屈曲的发生以及承载极限问题。本实验将充气柱轴压过程划分为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ阶段,即褶皱的产生阶段、褶皱的演化阶段,以及由褶皱引发的临界屈曲阶段。用数字散斑测量研究了充气柱轴压失稳实验的具体过程,为后续理论分析提供实验依据。在理论方面,依据Stein-Hedgepeth褶皱理论以及壳-膜模型,对实验模型进行了对称性处理,建立了轴向压缩充气柱褶皱理论模型。给出了充气柱模型在轴压条件下的褶皱临界问题以及屈曲临界问题的理论解释,对褶皱临界现象与屈曲临界现象的实验结果与理论结果进行了比较分析。依据前人理论经验,本文在认定模型基本正确的前提下,研究模型中由自变量带来的随机不确定对分析结果的影响。通过Sobol全局灵敏度分析确定影响模型结果最重要的因素是充气柱内压。由于实验过程中充气柱样件存在不可避免的漏气泄压现象,结合实验观测结果进行参数反演,利用最大熵准则与优化反问题求解方法,确定了发生泄压后的充气柱内压概率密度函数。通过数学方法解释了理论与实验的误差现象,并展望了后续可能的实验改进方案。