随着航天技术的飞速发展，弹（箭）体结构设计、尤其是对导弹射程或运载能力影响很大的上面级结构设计的要求越来越高，即要求结构安全可靠、承受多种载荷、具有多种功能、又要求其结构设计在满足各种指标要求的情况下结构质量尽量小。在我国飞行器早期的历史中，弹（箭）体结构均为常规的金属材料结构，随着航天事业的发展，尤其是导弹武器及运载火箭性能需求的不断提高，金属材料的结构设计已经无法满足现代需求，于是，自60年代复合材料兴起后，便以其比强度、比刚度高等优良的性能被用于弹（箭）体结构设计中。　　目前，常用的复合材料结构强度计算方法有工程算法和有限元仿真分析，但由于模型简化、缺陷、初挠度等各种因素的影响，尤其是复合材料结构力学基础和应用均也不及金属材料成熟，两种算法在应用与复合材料结构设计中均存在着一定的误差。　　本论文针对目前航天飞行器上面级结构中的典型的蒙皮、桁条复合材料结构，从以下几个方面开展了工作：　　首先，对上面级结构进行了简单介绍，对复合材料结构力学的相关理论知识和目前国内外现状进行了综述，并就目前中存在的问题进行了分析和阐述，在此基础上引出本文研究方向；　　其次，根据飞行器上面级结构的基本要求，设计了一个具有一定代表性的上面级蒙皮、桁条结构设计方案。　　在此基础上分别利用大型商业软件 MSC.Patran/Nastran和工程算法分别对结构的轴压承载能力进行了仿真分析和计算，分别得到了相应的结果；　　最后，设计了地面静力试验，对结构的承载能力进行摸底。并将试验结果与仿真分析及工程计算结果进行了对比分析和研究，得到了本论文所研究的上述上面级结构的工程计算方法和有限元仿真分析方法的试验修正系数。　　本论文初步探索和研究了工程计算方法和有限元仿真分析方法应用于典型的蒙皮、桁条结构的轴压承载能力的误差，对于论文中描述的典型的上面级结构，研究取得了一定的成果，对于后续类似结构的设计具有一定的借鉴和指导意义。