随着航天科技的飞速进步,空间薄膜结构正面临着许多新的技术需求与挑战,表现出了多层化、大尺度化的发展趋势。然而,工程实际中的空间薄膜结构在应用复杂、高效的折叠方法时,往往容易在薄膜中引入严重的变形,多层的大尺度薄膜必然进一步加剧这样的影响。因此,本文从考虑厚度的曲线折痕设计出发,对可运用于多层薄膜结构的复杂折叠方法进行了设计,并根据相应的折叠工装机构,采用ANSYS/LS-DYNA 18.0完成了卷绕折叠过程的仿真模拟,验证了在复杂折叠方法中应用曲线折痕可以有效地减小薄膜的变形。本文基于微分学的理论和几何学的对应方法,推导出了两套适用于Z折-卷绕折叠过程的曲线折痕设计方法。折痕的设计结果表明,两套方法可以得出基本相同的曲线折痕,互相验证了彼此在计算方法上的合理性。根据两种设计方法的核心思想,本文为两套曲线折痕设计方法拟定的检验指标表明,基于数值求解的微分方程法可以得到更加符合预期的曲线折痕。本文通过分析平面薄膜在折叠收纳前后的始、末状态,为现有研究中的多种曲线折痕设计方法拟定了一个通用的数值评价指标。对比结果表明,根据本文方法设计的曲线折痕在不同的薄膜厚度条件下均具有更为优越的Z折-卷绕性能。这也说明,由本文给出的曲线折痕设计方法的核心思想与实际的Z折-卷绕过程贴近,是合理且有效的。同时,本文以Z折-卷绕曲线折痕的设计方法为基础,将其进一步拓展至空间薄膜结构中常用的MIURA-卷绕折叠方法,并以纸质的实物模型验证了曲线折痕图案的有效性。最后,本文对Z折薄膜的卷绕工装机构进行了简要的方案设计,并根据该工装机构设置的约束条件及驱动方法,成功进行了单层薄膜及多层薄膜Z折构型的卷绕过程仿真模拟。结果表明,该工装机构方案是可行的、有效的,并进一步验证了在薄膜中应用曲线折痕能够有效地减小其在折叠收纳过程中的变形。此外,与总厚度相同的单层薄膜相比,多层薄膜在折叠收纳的末状态具有更低的应变能。