结构轻量化一直以来都是航空航天、高端装备等领域亟需解决的技术问题之一。碳纤增强复合材料具有高比强、高比模量、高阻尼、抗疲劳等优异的力学性能,近年来在火箭发射筒、整流罩、固体火箭发动机壳体等领域得到愈来愈广泛的应用。与传统的碳纤增强格栅加筋结构相比,碳纤增强夹芯结构在保证总体质量不变的前提下大大提高了结构的整体抗弯刚度。褶皱夹芯结构作为一种新型夹芯结构因其优异的力学性能及开放的内部通道,引起了科学家们的广泛关注。本文以新型重载火箭主承力结构为应用背景,开展了碳纤增强褶皱夹芯板壳的结构设计、制备工艺、静/动态力学性能研究工作。主要包括以下内容:采用热压折叠和二次胶接工艺设计并成功制备出面内压缩和振动试验所需碳纤增强褶皱夹芯板的典型试件。推导了碳纤增强褶皱夹芯板在面内压缩载荷作用下可能发生的五种典型失效模式的临界失效载荷理论预报公式,并绘制相关失效机制图。基于哈密顿变分原理推导出不同边界条件下碳纤增强褶皱夹芯板的自由振动控制方程,采用能量法推导出碳纤增强褶皱芯子的等效剪切模量理论预报公式。分别通过面内压缩试验、模态试验和数值模拟的方法验证了理论预报模型的正确性。讨论了结构参数对夹芯板面内压缩失效模式和临界失效载荷、振动固有频率的影响规律。结果表明,碳纤增强褶皱夹芯板相比于波纹夹芯板抵抗面板局部屈曲的能力更强,具有更高的振动固有频率。由此可知,平面褶皱芯子的拓扑构型设计能够显著提升夹芯板的综合力学性能。根据顶点坐标计算法计算并设计出曲面褶皱芯子三维几何构型,得到了各几何参数变量间的函数关系。将热压折叠和二次胶接工艺拓展至碳纤增强褶皱夹芯曲面壳,通过机加工工艺设计出一套用于制备碳纤增强褶皱夹芯曲面壳的组合模具,成功制备出弯曲试验所需典型试件。推导出碳纤增强褶皱夹芯曲面壳在弯曲载荷作用下的中心点挠度和不同失效模式所对应的临界失效载荷理论预报公式。通过三点弯曲试验和数值模拟研究了面板厚度对曲面壳失效模式的影响,验证了理论模型和数值模拟的准确性。研究了曲面褶皱芯子的相对密度和几何构型对曲面壳中心点挠度、弯曲强度及失效模式的影响规律。结果表明,曲面褶皱芯子丰富的几何参数满足曲面壳结构高度可设计性的需求。相比于波纹夹芯曲面壳,碳纤增强褶皱夹芯曲面壳在弯曲载荷作用下具有更高的弯曲刚度和强度以及抵抗面板局部屈曲的能力。针对目前关于碳纤增强褶皱夹芯圆柱壳制备工艺难度大的问题,提出了制备该结构的热压折叠和拼接组装工艺。在曲面壳模具的基础上,额外设计出一套便于碳纤增强褶皱夹芯圆柱壳内外面板和圆形褶皱芯子装配固化的组合模具,成功制备出轴压和振动试验所需典型试件。推导了碳纤增强褶皱夹芯圆柱壳在轴压载荷作用下可能发生的四种典型失效模式的临界失效载荷理论预报公式,并绘制相关失效机制图。基于一阶剪切变形理论推导出碳纤增强褶皱夹芯圆柱壳在上下两端自由-自由边界条件下的自由振动控制方程,采用能量法推导出碳纤增强圆形褶皱芯子的等效剪切模量理论预报公式。分别通过轴压试验、模态试验和有限元数值模拟验证了理论预报模型的准确性。考察了纤维铺层角度、圆形褶皱芯子几何构型、圆柱壳外形尺寸（长径比和厚径比）对圆柱壳轴压和振动性能的影响规律并揭示其机理。结果表明,尽管碳纤增强褶皱夹芯圆柱壳相比于轴向波纹夹芯圆柱壳损失了一部分轴向承载能力,但圆形褶皱芯子的拓扑构型设计大大提高了圆柱壳环向刚度和强度以及抵抗面板局部屈曲的能力。实现了降低波纹夹芯圆柱壳各向异性的目的,提高了结构的综合力学性能。