新性能材料复合材料具有比刚度大、比强度高、材料性能可设计、一体成型、易剪裁、热稳定性好、耐腐蚀、抗疲劳和抗震性能好等优良的力学性能。基于上述优良特性,复合材料在航空航天、水路陆路等交通运输领域获得认可与青睐。并且历经较长时间的技术研发,高损伤容限复合材料结构的设计、制造和应用等关键技术取得突破性进展,再加上航空用复合材料成本大幅降低,因此复合材料及其相关技术在航空航天领域取得广泛应用,不仅实现了复合材料比重的增加,而且复合材料也从受力较小的构件向机身和机翼等主承力结构应用。飞机在飞行和着陆过程中,机身要承受剪力、弯矩和扭矩,所以机身结构必须具有足够的强度和刚度。机翼在飞行中各截面要承受剪力、弯矩和扭矩。机翼和尾翼结构在外部载荷作用下要产生弯曲和扭转变形。因此要保证机身和机翼等主承力结构在弯曲和扭转等载荷作用下不发生失稳和破坏。由于复合材料盒段结构整体化程度高、承载能力强、具有良好的抗弯曲和抗扭转性能,对飞机上的大型复合材料结构承受弯曲和扭转载荷下的力学性能的研究有利于提高承载能力、增强飞行稳定性、减轻结构重量,对在飞机结构中推广复合材料至关重要。但从国内外对大型复杂复合材料在弯曲和扭转等载荷下的力学性能评估可以看出,对承受弯矩作用的承载性能研究占大多数,且对扭转力学性能的研究很多是针对线弹性阶段,对盒段结构在扭转后屈曲阶段的研究较少,对飞机上主承力结构进行扭转载荷下的承载力学性能分析是非常必要的。飞机上的大型复合材料结构的结构复杂,制造成型过程中易产生缺陷,失效机理非常复杂。采用有限元方法建立逐层定义复合材料层合板各铺层角度并考虑破坏的精细有限元模型,能够较准确得到大型复合材料结构的力学性能,但其有限元模型规模庞大、建模过程繁琐,可能出现的失效模式非常丰富,采用前述方法同时考虑所有的失效模式,将导致分析消耗大量计算成本,计算还可能因不收敛而中断。因此本文提出了一种改进的局部二次分析方法来对大型复合材料结构受载的力学性能进行分析。本文主要通过数值仿真与试验相结合的方式对某飞机复合材料垂尾盒段结构进行给定扭转载荷形式下的静强度分析,获得相应的扭转力学性能。对尾翼盒段结构进行扭转试验,获得盒段各部件的位移和应变等变形信息。通过Matlab语言实现基于子层刚度法的层合板等效弹性参数获取,对整体等效简化结构进行分析确定局部分析模型的选取和划分。将局部精细分析得到的变形、应变与试验结果对比,验证该方法的有效性。并分析了结构在扭转极限承载时各类局部模型的破坏特点,评估出结构失效的主控因素。建立标准化模型评估了盒段结构在扭转载荷下的极限载荷、破坏模式和失效部位,验证结构中的薄弱环节,便于深入开展失效机理分析,为之后的结构设计和改进提供了一定的参考作用。