飞行器舱段在在飞行过程中除了受到轴向压缩载荷外，还要承受由自身重量引起的惯性载荷。轴向压缩破坏是其主要的破坏形式，当飞行器舱段复合材料圆柱壳体结构所受的压缩载荷达到某一临界值时壳体结构的平衡将会发生改变,导致结构失稳或屈曲,无法保证正常飞行。本项研究针以飞行器舱段结构为例，采用试验研究与数值分析相结合的方法，对四种不同初始缺陷类型的圆柱壳体在轴向压缩载荷作用下的强度和屈曲特性进行了试验研究，采用经典理论对正交铺层的圆柱壳体临界屈曲载荷进行了计算，在此基础上对各类不同铺层的圆柱壳体及经过口盖修复的圆柱壳体的屈曲特性进行了有限元分析，给出了飞行器舱段轴向压缩稳定性的优化设计，为复合材料圆柱壳舱段设计提供了理论依据。研究成果可用于舱段复合材料结构设计，保障了飞行器舱段结构在使用过程中不发生失稳和破坏，具有重要的工程应用价值。主要研究内容包括：一、飞行器舱段为例，研制了全尺寸的四种含有不同初始缺陷的复合材料圆柱壳体试验件，并分别对其进行了轴向压缩破坏试验。采用多通道数据采集器进行试验数据采集和可视化实时监测壳体各部位的应变变化状态。通过试验研究得出了飞行器舱段的压缩失稳破坏载荷及各个测量点的有效试验数据；二、通过对试验结果数据进行数值分析，得出了四种含有不同初始缺陷的复合材料圆柱壳体试验件在轴向压缩载荷作用下的破坏形式，均为压缩屈曲破坏。根据测得的四种复合材料圆柱壳体结构轴向压缩破坏试验结果数据和载荷输入—应变输出关系曲线、时间—应变关系曲线和位移—应变关系曲线，得出以下结论：1、完整复合材料圆柱壳结构的破坏形式为屈曲破坏，破坏时中段的变形比较明显。结构破坏时复合材料层间破坏的情况比较严重。2、含椭圆开孔的圆柱壳体结构在结构受载过程发生了非线性屈曲变形。在136kN时发生局部破坏，但是仍然具有承载能力，当载荷达到144kN时结构完全破坏，失去承载能力。结构破坏主要集中在椭圆形开孔右侧，结构产生断裂，裂痕沿周向延伸至后方，应力集中部位与有限元分析结果相一致。3、含开缝的圆柱壳体结构在受到轴向压缩载荷的状态下出现了较为复杂的屈曲变形，当载荷达到315kN时出现了局部破坏，在320kN和330kN时陆续出现局部破坏，当载荷达到338kN时，结构完全破坏。最终裂痕出现的开缝的中间位置的左侧，破坏形式为内凹。而开缝右侧变形较为复杂，中段偏上部位和偏下部位在结构出现破坏时呈外凸，而中段部位则是内凹破坏，反映了柱壳结构失稳时的复杂变形。4、含低速冲击损伤复合材料圆柱壳体结构破坏载荷为360kN，结构在受轴向压缩载荷过程中并未出现大幅度的非线性屈曲变形，结构破坏形式为压缩断裂破坏。5、在压缩过程中所有圆柱壳体试验件屈曲变形均主要集中在圆柱壳体中部，试验件两端仍然为线弹性变形。其中完整圆柱壳体和含冲击损伤的圆柱壳体两种相对完好的试验件，在轴向受压缩载荷时屈曲变形较小，而开缝和开椭圆形孔的圆柱壳体在轴向受压时的非线性屈曲变形较大，试验结果表明在轴向载荷作用下复合材料圆柱壳体的损伤越大其稳定性越差。三、通过ANSYS有限元软件建立了四种复合材料圆柱壳体的有限元模型，分析其在受到轴向压缩载荷作用下的屈曲特性，从而得到各个复合材料圆柱壳体的1到10阶特征屈曲载荷。与试验结果对比，发现含有不同初始缺陷的复合材料圆柱壳体试验件在轴向压缩载荷作用下，其破坏屈曲载荷数值在第4阶与第5阶特征屈曲载荷之间，进而得出了该复合材料圆柱壳体在轴向压缩载荷作用下的破坏屈曲载荷判断区间。四、基于ANSYS有限元分别计算各圆柱壳体特征屈曲载荷，并计算复合材料圆柱壳体铺层角度的变化对轴向压缩载荷的影响。得出了在四种不同初始损伤的复合材料圆柱壳体屈曲特性；铺层角度与特征屈曲载荷之间的关系曲线。给出了四种复合材料圆柱壳体的最优铺层角度，从而提升了在轴向压缩载荷下的屈曲强度。五、为了对矩形开口的复合材料圆柱壳体进行补强，在壳体上加装复合材料口盖，设计复合材料口盖的铺层角度和铺层厚度，提出了一种在受轴向压缩载荷时，稳定性高而且又经济的口盖设计方案。综合考虑复合材料加强口盖的优化铺层方式、铺层厚度和不含口盖的复合材料圆柱壳结构的优化铺层方式，提出了一种含矩形口盖的复合材料圆柱壳体结构优化设计方法。经过优化设计后的舱段结构的屈曲强度与完整的柱壳结构基本相当，反映出经优化设计后的飞行器舱段得到了有效的修补和增强，满足了等强度设计和维修使用要求。本项研究已经用于飞行器结构设备舱段设计，具有重要的工程意义和实用价值。