随着材料技术的发展,复合材料在飞行器结构中得到了广泛的使用。传统复合材料,如碳纤维,玻璃纤维等,其轻质高强的特性使得其在设计中被广泛使用。与传统复合材料的结构形式相比,蜂窝夹芯材料凭借其特殊的结构形式,具有更高的比强度与比刚度,在航空航天结构中广泛应用,如飞机雷达罩、进气道、方向舵,火箭的整流罩等部位。因此蜂窝夹芯结构将不可避免地面临振动疲劳问题。目前对于蜂窝夹芯结构的研究静力学性能的研究已很充分,但是对结构疲劳性能的研究则很少,且尚无涉及结构振动疲劳问题的具体研究。对蜂窝夹芯的一般疲劳问题的研究表明结构常见的疲劳失效模式是芯子因剪切疲劳失效后导致结构整体失效和面板在拉压载荷下发生断裂导致结构失效,其中面板在拉压载荷下的疲劳失效研究与一般复合材料层合板的疲劳特性没有本质差异,因此大部分的研究都是集中在对蜂窝芯子的剪切疲劳性能的研究。同时目前对蜂窝夹芯结构疲劳问题的研究多为研究某一具体结构,缺少概括和总结。本文以复合材料蜂窝夹芯结构为研究主体,首先总结蜂窝夹芯结构的研究现状,对研究过程中基础理论进行阐释,包括芯子等效理论与结构整体等效理论;接着对蜂窝夹芯结构动力学特性进行研究,建立结构自由振动控制方程并给出固有频率的求解方法,计算固有频率,研究结构参数变化对固有频率的影响;然后建立蜂窝夹芯结构的随机响应分析模型,研究结构在随机载荷下的响应;最后提出复合材料蜂窝夹芯结构振动疲劳寿命的估算方法,根据结构的随机响应,对结构振动疲劳寿命及失效模式进行预测,并研究结构振动疲劳寿命的影响因素。