随着航空结构设计对材料轻量化需求的不断提高,复合材料蜂窝夹芯结构因其比强度高、耐疲劳、抗冲击等优越性能,被广泛应用于航空航天等领域中。Nomex蜂窝结构的离散非均匀性,无疑给夹芯结构的力学分析带来了困难;为了简化分析,将蜂窝结构等效成均质的正交各向异性材料,因此相关等效参数的研究就显得十分重要。Nomex蜂窝复合材料夹芯结构面板的铺层厚度、蜂窝芯层的高度等对夹芯结构的损伤路径和失效模式影响显著。结构可能出现面板断裂、蜂窝结构的压溃、皱折等损伤模式,常有两种或两种以上损伤同时发生,失效机理复杂,导致Nomex蜂窝复合材料夹芯结构的损伤失效过程难以评估。同时这些损伤不仅会引起局部的刚度与强度的下降,还对整体结构的承载能力与稳定性产生较大影响。因此,有必要对不同尺寸的Nomex蜂窝复合材料蜂窝夹芯结构在特定载荷作用下的承载及损伤特性进行系统、深入的研究。为提高有限元法用于Nomex蜂窝夹芯结构损伤扩展及失效分析的计算效率,对Nomex蜂窝结构进行了等效理论研究。基于Kelsey模型,考虑Nomex蜂窝双壁厚的影响,给出蜂窝精确的面外等效剪切模量Gyz的简化公式;应用欧拉梁理论,对含双壁厚的Nomex蜂窝结构给出面内等效弹性参数公式;采用刚性折叠模型,对蜂窝的面外压缩过程进行分析,给出Nomex蜂窝结构的极限强度与蜂窝相对密度关系的解析表达式。通过与试验结果对比验证模型的有效性,为蜂窝结构精确有限元分析奠定基础。将蜂窝结构的细观损伤引入到宏观的等效模型中,通过Nomex蜂窝结构的力学性能试验研究,获取Nomex蜂窝结构在面外压缩方向和面外剪切方向上的材料等效本构。基于连续介质损伤力学模型（continuum damage mechanics,CDM）,建立了三维的Nomex蜂窝复合材料夹芯结构渐进损伤模型,该模型考虑了面板的层内纤维损伤、基体损伤和蜂窝芯层材料的面外压缩和面外剪切损伤。通过与面外压缩试验对比分析,评估有限元蜂窝结构的精细模型和等效模型的效率和精确性,为后续蜂窝夹芯结构在复杂受力情况下的试验和仿真分析提供依据。开展了Nomex蜂窝夹芯结构的三点弯曲试验研究,考察结构在弯剪联合作用下的承载及损伤特性,建立了Nomex蜂窝夹芯结构在弯剪联合作用下的三维CDM渐进损伤模型,通过试验验证了模型的准确性。应用弯曲梁理论分析了蜂窝夹芯结构中芯层和面板各自所承受的剪力,给出了面板和芯层的剪力简化公式。通过试验结果评估面板的铺层厚度和蜂窝的方向对结构极限载荷的影响,揭示了增加面板的厚度和改变蜂窝的方向均可提升整体结构的极限载荷,蜂窝结构局部的压溃和剪溃损伤是导致结构整体失效的根本原因。应用结构受力状态理论,构建Nomex蜂窝夹芯结构轴压载荷下的结构受力模型,采用Mann-Kendall状态突变准则判定结构的初始临界屈曲载荷,提出适用于Nomex蜂窝复合材料夹芯结构的初始临界屈曲载荷值判定的分析方法。开展了Nomex蜂窝夹芯结构面内压缩载荷试验,考察了大尺寸结构的屈曲承载及后屈曲损伤特性。建立Nomex蜂窝夹芯结构在面内压缩载荷下的渐进损伤模型,对结构的损伤扩展过程进行数值模拟。进而,通过试验评估四类夹芯结构屈曲载荷及后屈曲承载能力,揭示上下面板的铺层厚度和芯层高度的差异导致蜂窝夹芯结构出现不同的失效模式,以及对结构后屈曲承载能力影响程度。最后,为探究大尺寸Nomex蜂窝夹芯结构在面内剪切作用下的屈曲承载特性,采用试验法和有限元法对结构的屈曲及后屈曲承载能力进行分析。对Nomex蜂窝夹芯结构开展了面内剪切试验,对试验数据进行受力建模分析,采用MannKendall准则判定蜂窝夹芯结构的面内剪切屈曲载荷。构建Nomex蜂窝夹芯结构基于壳单元的的有限元等效模型,计算临界屈曲载荷,验证Mann-Kendall准则判定的屈曲载荷。进而,试验验证了受力状态分析所揭示的面内剪切承载特性,即提高面板的铺层厚度比提高芯层高度更为有效。