变体飞机相较于传统飞机,可以在飞行过程中根据环境适时地、智能地改变其几何外形以达到改变其气动布局的目的,从而获得更高的飞行效率和适应范围。柔性蒙皮是变体飞机的关键技术,在机翼变形时除了要传递和承担气动载荷,还需要能够产生光滑连续的面内变形来跟随机翼做出相应的变形和调整,尤其是对于一些大变形的机翼来说(变展长,变弦长等变形方式),柔性蒙皮必须满足以下几个要求:具有较小的面内刚度、较大的面外刚度、光滑的气动表面以及大变形能力。因此本文基于上述柔性蒙皮的设计需求,将U形蜂窝结构与形状记忆合金(Shape Memory Alloys,SMA)相结合,提出具有大变形能力的柔性蒙皮芯层结构(基于NiTi-SMA的零泊松比U形蜂窝结构),并从理论、数值和实验三方面对该结构的力学性能和变形能力进行分析与研究。研究内容和结果如下:(1)基于小变形理论的NiTi-SMA零泊松比U形蜂窝结构性能分析。在梁模型的基础上,通过能量法从理论方面推导出了零泊松比U形蜂窝结构在线弹性小变形阶段的力—位移关系。在考虑材料非线性的基础上继续用能量法推导出来零泊松比U形蜂窝结构在小变形阶段的力—位移关系。通过有限元法进行数值验证,对比结果表明理论解和有限元解吻合良好。(2)基于非线性大变形理论的NiTi-SMA零泊松比U形蜂窝结构性能分析。为了研究基于U形蜂窝结构在大变形情况下的力学性质,本文基于Euler-Bernoulli梁理论,推导出U形蜂窝结构在考虑几何非线性和材料非线性下的力—位移关系。通过有限元法对大变形下的理论模型进行验证,对比结果表明本文所建立的理论模型预测结果与有限元法的数值计算结果吻合良好。(3)NiTi-SMA的零泊松比U形蜂窝结构的拉伸性能实验验证。为了对U形蜂窝结构的非线性理论模型进行实验验证,并对其大变形能力进行分析和研究,开展拉伸试验研究。对试件进行不同伸长率的拉伸实验并与理论预测的力—位移关系进行对比,结果表明,理论解与实验解吻合良好,U形蜂窝结构具有超过60%的可恢复变形量,此时材料应变仅为4.3%,尚未达到材料许用应变上限6%。