일반적인 항공기의 날개 스킨은 가변적 곡률을 가지므로 좌굴 특성을 해석적으로 계산하는 것이 어렵다. 본 논문에서는 가변적 곡률을 갖는 항공기 날개의 스킨을 일정한 반지름을 갖는 원통형 패널로 가정하고 좌굴 해석을 위한 형상함수를 정의하였다. 그리고 리츠 법과 에너지 법을 이용하여 복합재료 원통형 패널의 좌굴 해석을 위한 근사기법을 정의하였다. 또한 이 근사 기법을 검증하기 위하여 유한요소해석 결과와 비교하였다. 따라서 정의된 근사 기법을 통해 복합재료 항공기 날개 스킨의 좌굴 특성을 계산함에 있어 효율적으로 결과를 도출할 수 있다.