随着我国新一代载人、登月及重型运载火箭的前期论证和预研的深入开展,大型复合材料夹层结构的设计理念进一步向高刚度、轻质化、功能化的集成式结构设计制造理念转变。如运载火箭结构系统为了实现内部空间的高效利用,需要在夹层结构中设计大量的安装孔位,传统的复合材料夹层结构安装形式很难兼顾承载能力、可设计性能强等综合方面的技术要求,因此本文通过提出复合材料夹层结构中后装碳纤维承力衬套的结构设计,并对碳纤维承力衬套以及复合材料夹层结构进行工艺研究,实现夹层结构后装承力衬套的承载能力大、可设计性强的后装工艺验证方法,用以满足未来重要型号结构减重和灵活设计的技术需求。本文主要从以下三个方面进行研究。(1)通过对碳纤维承力衬套的结构设计,研究复合材料夹层结构中的安装形式,确定承力衬套的两种基本形式,对承力衬套使用减重情况的对比。另外从原材料选择、铺层设计、工装设计、成型工艺多方面进行细化,最终确定碳纤维承力衬套的工艺研究方案。最终选用热收缩袋成型工艺,获得的碳纤维承力衬套具有工艺成本低,表面质量平整等特点;研究从纤维体积含量和压缩性能对比,实现制备性能优异的碳纤维承力衬套。(2)开展对碳面板铝蜂窝和铝面板铝蜂窝两种夹层结构的成型工艺研究,通过对碳面板的铺层设计以及无损检测、拉、压、弯、剪性能测试,铝蜂窝高质量拉伸工艺,并对两种夹层结构制定合理的工艺流程,采用平压和剪切测试,确定了两种夹层结构的性能满足后装试验要求,实现了复合材料夹层结构的高质量成型。(3)基于碳纤维承力衬套和复合材料夹层结构的成型研究,通过开发蜂窝夹层结构中的后装承力衬套的安装方法,验证了从材料选取、结构设计和定位工装、金属螺纹件、胶黏剂选型和后装成型的可行性,后装工艺验证从多角度分析,首先从不同结构胶粘剂使用性能分析,进而对两种夹层结构在不同金属螺纹孔状态下的拉脱性能测试,最后对安装完成的通孔和盲孔形式进行抗压性能研究。通过碳纤维承力衬套的安装保证了拉脱承载能力,并且两种蜂窝结构的后装形式增强了抗压性能,同时减重分析也实现了轻量化的研究目标。为航天复合材料夹层结构部件研制任务打下坚实的基础。