随着航天航空科技的快速发展,先进复合材料以其比重小、比强度比模量高、耐高温性能好、耐疲劳性能优越等独特优点在现代航空飞行器结构中获得广泛应用,较好地满足了航空业对高性能低成本制备工艺技术和减重方面的高要求。然而复合材料层合板在制造和使用中受到低速冲击时,内部会出现大面积的不可视损伤,尤其是受到交变循环载荷作用时,损伤会快速扩展,使得层板结构的承载能力和疲劳性能都大大降低,甚至会突然破坏,造成安全隐患。因此开展复合材料层合板冲击后的疲劳寿命研究,对于提高复合材料层合板结构的利用率和降低飞行器使用维修成本具有重要的理论意义和工程应用价值。本文针对某典型铺层T300/5405双马来酰亚胺复合材料层合板开展了2种能量的低速冲击损伤和冲击后的静压缩试验研究,获得层板冲击后的损伤规律,通过对比无损层板的静压缩强度,讨论了冲击对复合材料层板静压缩强度的影响;对2种能量冲击后的层板在5种应力水平下进行压-压疲劳试验研究,分析了疲劳损伤扩展与疲劳寿命之间的变化规律。研究表明:当垂直于疲劳载荷方向上的损伤宽度超过试件宽度的50%时,试件的剩余疲劳寿命不及总体寿命的1/10;无论是试件表面的可视损伤还是内部不可视损伤,其扩展都经历了稳定扩展和快速扩展两个阶段;与4.45J/mm能量冲击相比较,6.67J/mm能量冲击后,层板损伤扩展的疲劳应力阀值要低一些。根据损伤检测结果,运用开口等效法将层板冲击损伤区域等效为相应孔径的开孔,基于无孔层合板指数函数规律的疲劳模型,采用含孔正交各向异性材料的平均应力破坏准则,提出修正系数,在4.45J/mm能量冲击后层板的疲劳寿命S?lg N曲线的基础上,建立不同能量低速冲击后复合材料层合板在不同应力水平下的剩余疲劳寿命预报模型,并通过6.67J/mm能量冲击后层板的疲劳寿命验证了模型的正确性。最后对含冲击损伤的复合材料层合板进行了数值仿真分析,引入试验中的损伤规律对模型的疲劳寿命进行了预报,同时对损伤扩展过程和疲劳破坏进行了模拟,有限元分析结果与试验结果较好地吻合。