实现航天器的低成本、小型化及轻质化是21世纪航天技术的战略目标之一,就是把航天器的成本、体积以及质量在当前水平的基础上再降低一个数量级,使我国的航天技术水平有质的提升。多功能结构技术将多个功能相结合,可以大大降低整个系统的质量和体积。在航空航天领域,质量和体积对任务的成本有决定性作用。因此,多功能结构技术特别适用于航空航天领域。多功能结构是具备两种及两种以上功能的结构,即改变结构仅具有承载这一单一功能的现状,增加结构的新功能,充分挖掘结构的潜力。目前,大多数多功能结构的设计都是在蜂窝夹芯结构的基础上完成的。而现在仍有许多有关蜂窝夹芯结构的力学问题还没有得到解决,尤其是含芯格缺陷蜂窝结构的耐久性、力学响应和疲劳特性等性能尚未弄清楚,这些都是新型多功能蜂窝夹芯结构在工程应用中亟待解决的困难和隐患。本文以完整及含缺陷的铝蜂窝夹芯结构为研究对象,首先,利用全自动电子万能材料试验机对其进行常温下的拉伸、压缩、三点弯曲的力学性能实验,并通过比较实验结果,研究了芯格缺陷对铝蜂窝夹芯结构静力学特性的影响。然后,将拉伸、压缩、三点弯曲力学性能实验结果与ANSYS中相对应的仿真结果进行比较,修正了二者的有限元模型。之后,利用ANSYS软件,分别对完整蜂窝结构和含芯格缺陷的蜂窝结构进行了拉伸、压缩、三点弯曲三种工况下的疲劳特性仿真,得到不同载荷比下的疲劳寿命数据,并拟合出两种结构载荷水平与疲劳寿命间的关系曲线,得出两种结构疲劳寿命的一般规律。进而通过对比,分析研究了芯格缺陷对铝蜂窝夹芯结构疲劳特性的影响。并在此基础上,完成了多功能铝蜂窝夹芯结构的设计及其疲劳仿真研究。本文针对完整铝蜂窝结构及含缺陷铝蜂窝结构,提出了一种新的疲劳特性研究方法,即先对结构进行静力学实验,然后利用有限元软件对其进行相应的静力学仿真,并根据实验结果修正相应的有限元模型,最后在此基础上对结构进行疲劳仿真分析,获得其疲劳特性,具有一定的工程意义。论文最后对未来多功能结构的相关研究内容做了充分的展望。