随着复合材料结构件在航天领域的应用,传统直线铺放成型的构件由于其设计灵活性差及承载效率低等缺点难以满足航天结构件更高的刚度要求。曲线铺放形式与传统直线铺放形式相比,可更好的发挥纤维的方向特性,并在质量一定的范围内提升航天器结构件的等效刚度,故曲线铺放成型的航天结构件拥有优越的设计潜力。本文以航天器主承力结构连续蒙皮蜂窝板及太阳翼主结构网格夹心板为研究对象,以提高结构的一阶模态频率目标,围绕其变刚度设计方法进行研究,为变刚度纤维铺放技术在航天器结构件上的应用奠定一定理论基础。对夹芯板蒙皮进行了变刚度设计,并建立了夹芯板仿真模型。依据复合材料层合板本构方程明确了纤维变角度的意义,并使用模态公式推导出模态基频与纤维角度之间的对应关系。基于非线性定曲率圆弧曲线定义了层合结构的参考路径,采用平移法对连续蒙皮层合板及网格面板进行了铺层规划,并参考直线铺层表达方法定义了适用两种变刚度夹芯板的表达方式。采用等效模型思想及基于参数化编程的ABAQUS二次开发方法建立了两种夹芯板的等效有限元模型。分析对比了四边固支连续蒙皮蜂窝板及面内八点固支的网格夹芯板的变刚度/恒刚度模态,发现:对起始角小于终止角曲线形式的变刚度夹芯板模态基频得到了提升。对正交铺层和对称铺层的网格夹芯板进行分析发现:正交铺层更适用于网格夹芯板。为探究曲线角度组合对两种夹芯板模态基频的影响,基于响应面法对曲线起始角及终止角进行了优化,优化后两种构件的模态基频最大提升百分比分别为12.33%及31.18%。通过对太阳翼基板不同边界条件的模态分析发现,固支点形式和曲线铺设方式共同决定了网格夹芯板的模态基频。另外,基于Tsai-Wu准则对连续蒙皮蜂窝板进行了强度校核,发现纤维变角度技术对连续蒙皮蜂窝板的强度和刚度均有提升。对实验室热塑性铺放机器人设备进行了改进,得到热塑、热固两用的铺放设备。通过对比连续蒙皮蜂窝板及网格夹芯板的模态分析结果,确定了以网格夹芯板等效蒙皮为实验对象的实验件设计流程,并依据仿真模型对变刚度夹芯板蒙皮进行了铺放路径规划及CAM程序编写。通过对铺放速度、铺放压力、铺放温度及曲线曲率半径的曲线铺放实验,总结分析了纤维曲率内侧面内褶皱、纤维曲率外侧面外翘曲及粘接脱落等变角度纤维铺放缺陷的原因。变刚度网格夹芯板等效蒙皮铺放实验结果表明:铺放压力0.5Mpa、铺放温度70℃左右及铺放速度15mm/s时其表面性能最优,并得到了在机器人设备下的曲线铺放极限曲率半径约为700mm的结论。依据最优工艺参数制造了实际蒙皮试件,通过对比仿真模型,一定程度上验证了设计模型的正确性,为未来制造实际样件提供了一定的工艺和实验基础。