El fuselaje sirve como el componente principal de las aeronaves comerciales. La fiabilidad de la resistencia de los paneles del fuselaje es, por lo tanto, crucial para las aeronaves comerciales. En el presente estudio, se ha desarrollado un enfoque de modelado basado en elementos finitos (EF) para predecir el comportamiento post-pandeo de los paneles curvados del fuselaje bajo cargas de compresión axial combinadas y cargas de corte en el plano a diferentes relaciones de corte a compresión. El daño intra-laminar se replicó utilizando un modelo de daño progresivo impulsado por los criterios de fallo de Hashin, mientras que el deslaminado del revestimiento y los refuerzos se modeló utilizando el modelo de zona cohesiva. Se realizaron pruebas de fallo utilizando un sistema de prueba de paneles de fuselaje a medida (FPTS), lo que permitió la comparación entre experimentos y simulaciones. Las cargas de pandeo predichas y las cargas de fallo último están en buena concordancia con las obtenidas de los experimentos, lo que verifica la capacidad predictiva del modelo de EF. Se encontró que la carga de fallo de los paneles era al menos un 30% mayor que las cargas de pandeo iniciales para todos los casos de carga, lo que indica una capacidad de carga post-pandeo significativa. Bajo estas cuatro condiciones de carga estudiadas, se examinaron los mecanismos de transferencia de carga de los paneles curvados. Todos los especímenes experimentaron pandeo local de la piel y posterior pandeo global, lo que resultó en deslaminado del revestimiento y los refuerzos seguido de la fractura de los refuerzos, que fue el mecanismo de fallo dominante para el panel estudiado.