先进复合材料由于高比强度、比刚度,耐疲劳等优点在航空航天领域中得到广泛应用,但复合材料结构在加工和使用中不可避免产生缺陷,其中分层损伤是复合材料的主要失效之一。本文对飞机复合材料结构分层损伤进行研究。本文基于裂纹闭合技术和裂纹尖端单元分析方法,分别建立3D和双板有限元模型计算作为复合材料分层扩展判据的应变能量释放率,比较其预测精确度,在此基础上分析了层压板的铺层顺序对应变能量释放率的影响。介绍基于内聚力模型的界面元复合材料分层形成及扩展分析方法,利用界面元对混合型弯曲分层扩展试验进行模拟并与试验结果对比,预测层合板的层间性能及裂纹尖端网格密度对层压板混合模态下分层扩展的极限载荷影响。本文研究了层压板的极限强度和破坏失效模式,采用基于细观力学的失效准则,逐个单刚度退化,从而对层压板进行渐进失效分析。基于Hashin准则和LaRC03准则以及Chang的材料参数退化模型,利用渐进失效模型对四种铺层含圆孔的层合板的拉伸破坏进行了失效扩展过程的数值仿真分析,预测其破坏模式、损伤起始、损伤扩展以及拉伸极限载荷,并通过4种碳纤维复合材料开孔层合板拉伸强度试验对仿真结果进行验证。基于界面元,运用分层起始和分层扩展准则,对蜂窝夹层内嵌件结构进行脱胶分析,同时基于复合材料渐进失效对蜂窝夹层面板进行失效分析。利用Abaqus软件,通过fortran用户子程序对含内嵌件的蜂窝夹层结构进行整体失效分析,并通过试验验证,证明整体失效分析模型能较好预测含内嵌件蜂窝夹层结构拉脱极限强度和各部分损伤机理,类型以及演化过程。