大型柔性飞艇是临近空间“长驻空”重要平台，具有重大的国防及民用价值，是近年来浮空器结构工程领域研究热点之一。主气囊是柔性飞艇核心结构部件，准确掌握其结构体系静动力特性可为柔性飞艇结构体系的设计提供技术支撑。本文以柔性飞艇主气囊为研究对象，基于薄膜褶皱分析理论、势流体原理考虑空气附加质量数值方法和显式有限元原理，对其稳定构型状态及不稳定构型状态力学特征进行分析，形成了有效数值模拟方法并进行了模型试验验证。　　第二章首先基于薄膜分歧屈曲理论，建立了充气管褶皱数值模拟方法，对充气管模拟单元和初始几何缺陷进行了分析；基于Stein-Hedgepeth理论迭代薄膜性能法，采用褶皱混合判定准则，利用Abaqus用户材料模型接口，用Fortran语言编制了 UMAT子程序，建立薄膜褶皱非线性数值模拟方法；最后，给出了充气管临界褶皱和极限承载力解析式，并进行了ETFE充气管模型试验、分析与验证。　　第三章基于工程梁理论推导出柔性飞艇主气囊临界褶皱和极限承载力理论公式。利用第二章提出的薄膜褶皱的数值模拟方法，以柔性飞艇主气囊简化模型为对象，重点对主气囊褶皱后的力学行为进行数值模拟和参数分析。　　第四章首先利用薄膜结构对比了降温法和在零应力态基础上直接赋予初应力的两种薄膜预应力导入方法的效果。给出了基于势流体原理和附加质量法分析空气对薄膜结构模态影响的数值模拟方法。以空间薄膜结构及充气管结构为对象，对预应力导入方法及考虑空气对模态影响的数值方法进行了分析和试验验证。在此基础上，以25m平流层验证飞艇主气囊为基本分析对象，对影响其自振特性的因素进行研究。　　第五章对含悬挂屏飞艇结构体系力学性能进行了研究。以“致远”一号验证飞艇为分析对象，给出了数值模型建立的策略，对仅考虑内外压差自平衡体系和浮力、重力共同作用下的平衡体系结构性能进行了数值分析。对含悬挂屏飞艇主气囊结构体系静力及自振特性进行研究。分析了悬挂屏对主气囊结构自振特性影响；研究了悬挂屏在两种平衡结构体系下对主气囊横断面的外形的影响。主气囊出现褶皱后，分析了褶皱对柔性飞艇主气囊应力分布的影响。　　第六章对柔性飞艇主气囊可变构型的状态下的力学特征进行了研究。在分析柔性飞艇主气囊可变构型的受力特点基础上，给出了主气囊可变构型状态基于显式有限元的数值模拟方法。以正方形气枕为对象验证了可变构型结构数值模拟方法的有效性。在此基础上，以柔性飞艇主气囊简化模型为对象，对不同约束状态下的柔性飞艇主气囊力学特征进行了研究。　　第七章首先采用ETFE薄膜哑铃形试件，进行单调拉伸试验，得到了屈服强度、屈服应变、切线模量和割线模量。提出应用应变能等效的方法计算ETFE薄膜等效模量。研制了一种薄膜双向张拉试验装置，并利用其进行了系列ETFE薄膜双向拉伸试验。基于正交异性薄膜理论推导出薄膜双向解耦的独立弹性常数计算公式并借助ETFE薄膜双向拉伸试验数据得到了ETFE薄膜解耦模量。分析了薄膜弹性常数对薄膜结构变形的影响，探讨了薄膜弹性模量合理取值方法。　　最后对本文的研究成果进行了总结，并指出了今后的研究方向。