三维编织结构连续碳纤维增强铝基复合材料在减重、耐氧化、抗冲击、疲劳性等方面有着优良的性能,是一种在航空发动机领域中有着巨大应用潜能的新型结构材料。为研制新型三维编织结构连续碳纤维增强铝基复合材料静子叶片,推动我国新一代高稳定性、高推重比且低能耗航空发动机的研发,开展三维编织碳纤维增强铝基复合材料的疲劳性能研究具有重大意义。本文以ZL301为基体合金,M40J碳纤维为增强体材料,采用真空压力浸渗法制备了三维编织碳纤维增强铝基复合材料的试样和T型件,对其进行了宏观和微观多角度的表征和研究,探讨了叠层缝合Cf/Al复合材料试样和三维编织Cf/Al复合材料T型件的振动疲劳性能,对二者的振动疲劳特性和损伤行为进行阐述,分析了振动载荷作用下的失效机理,获得结论如下:通过真空压力浸渗法制备的三维编织结构Cf/Al复合材料平板件和T型件成型质量良好,取样组织无明显缺陷,物相组成中均含有Al、C和Al3Mg2。基体与碳纤维之间界面结合紧密,反应区域有少量短棒状产物Al4C3生成。微焦点DR无损检测结果显示,被检测的平板件和T型件不同位置灰度值和信噪比符合标准要求,复合材料的内部预制体排列规则整齐,保持清晰完整结构,基体合金均匀填充于碳纤维之间,未发现孔洞、夹杂等缺陷。配重块对叠层缝合编织结构Cf/Al复合材料试样的振动幅值和频率有着重要影响。两种情况下试样的振动幅值均随着频率的增加先增大后减小。采用位移振幅对试样的应力进行标定,通过Origin软件对标定结果拟合发现应变随位移振幅的增大而增大,二者表现出较为明显的线性正相关特征。试样的初始频率存在较大差异,相同应力水平下振动疲劳寿命相差较大,推测叠层缝合编织结构Cf/Al复合材料试样的疲劳极限介于70-150MPa之间。在原试样升载条件下,三个阶段试样的频率、当前位移峰峰值和af值与振动疲劳循环次数有着不同的变化关系。对比两种条件下位移振幅和af值对应力标定的结果,发现采用af值进行应力标定所得结果误差更小,可靠性更高。振动疲劳试验后的叠层缝合编织结构Cf/Al复合材料试样表面有开裂的现象,圆弧过渡区域的侧面出现界面脱粘和分层,内部纤维束有多处断裂。断口处的纤维平整分布于同一平面,束内纤维之间存在一定间隙,具有脆性断裂的特征。随着循环次数的继续增加,界面破坏程度加剧,受损纤维数量不断增多,脱粘现象越来越严重,纤维作为承担振动载荷的主要对象,最终试样沿经向拔出失效断裂。比较了T型件在加配重块和不加配重块状态下的幅频曲线,随着频率的增加T型件的幅值变化均表现一致的走势。配重块的存在使T型件共振频率得到大幅降低。通过af值对应变幅2ε进行标定试验,结果相关性较好,可以较为准确的控制振动试验应力大小。对T型件振动疲劳试验数据进行拟合获得了相应S-N曲线和数学模型,疲劳寿命随着应力水平的提高而降低,其振动疲劳极限在100MPa左右。对典型的循环数与频率、当前位移峰峰值和af值与循环次数的关系进行分析讨论,结果表明三者随循环次数的变化各表现出各不同的特征关系。振动疲劳试验后的T型件立板和底座区域表面质量保持完好,碳纤维结构完整无明显破坏,仅在连接处有两条开裂程度不同的裂纹,左右两侧根部碳纤维出现明显的劈裂和脱粘。位于连接处的碳纤维不再连续,结构完整性遭到破坏,底座部位的纱线也出现断裂,部分纤维束呈“波浪状”。T型件断口的纤维均匀整齐,表现为脆性断裂。基体与碳纤维之间存在裂纹,纤维出现断裂。当循环次数较少时,T型件发生弹性变形;随着循环次数的继续增加,基体逐渐失效,达到一定循环次数后基体与碳纤维之间的结合界面遭到破坏产生裂纹。在振动载荷的不断作用下,裂纹进一步扩展,导致碳纤维表面附着的基体出现脱粘。振动载荷的进一步加载,使T型件内部的裂纹扩展和界面脱粘损伤不断积累,最终发生断裂。