纤维增强树脂基复合材料具有比强度高、比刚度大、材料各向异性、可设计性强等优点,被广泛应用于航空航天领域中。在部件级复合材料构件的承载能力评估中,因为结构的尺度大、连接成型的复杂性,导致其失效模式具有多样性,某些局部失效行为会诱发整体结构的早期失效,即造成结构失效的主控因素的具有不确定性,承载能力的数值预测的结果与实验结果的误差很难控制在15%以内。同时在大型复合材料的部件设计流程中逐渐减少结构分析对试验的依赖已是一种行业趋势,因此需要进一步改善大型复杂复合材料构件承载能力的数值预测方法。本文根据大量实验得到的复合材料结构的破坏行为,着眼于有限元数值分析,采取整体等效简化与局部精细分析的相结合的思想,提出基于“模型群”的层次化分析策略,进而提出一种高精度大型复杂复合材料结构承载能力预测的数值计算方法。“模型群”分析首先通过整体等效模型的初步计算获取载荷传递和分配规律、基本强度和刚度信息,提供子模型的应力和位移边界。然后分别建立层合板失效模型、界面失效相关模型等精细子模型,分别对各子模型的边界施加由整体分析得到的相应的力或位移,通过比较各子模型的破坏单元数量、破坏速率以及破坏时间评估得到各个局部的主要失效模式及可能诱发整体失效的主控因素,最终建立一个只重点考虑失效主控因素而忽略次要因素的标准化模型。利用复合材料层合板试验、复合材料薄壁加筋板试验的结果分别修正次级精细分析模型,从而控制各子模型的有效性和计算精度。采取“模型群”分析策略,对飞机尾翼盒段结构进行了整体—局部分析,研究了结构在弯曲载荷下各关键局部细节的破坏特点,探讨了结构失效的主控因素,并分析了结构的弯曲承载能力。在“模型群”分析的基础上,利用正交实验法研究了尾翼盒段关键承载区域对不同分层缺陷的敏感性。研究表明,在分层缺陷的预埋深度、大小和面内位置等因素中,尾翼盒段梁腹板结构对缺陷的深度较为敏感,损伤影响因子随缺陷半径增大而增大,在靠近梁腹板对称轴的区域内,分层扩展对缺陷位置更为敏感。