碳纤维增强复合材料,尤其是三维编织结构碳纤维增强复合材料,拥有优良的结构可设计性、整体稳定性、抗分层、抗剪切性能等特点,在航空航天等工程领域具有极大应用空间。在航空航天领域应用过程中大气环境的老化及高速冲击问题是复合材料设计中需要着重考虑的问题,揭示三维编织复合材料热氧老化效应及结构效应对高速冲击压缩响应及损伤失效机理影响对三维编织复合材料的性能设计和应用前景具有重要意义。本文旨在通过实验表征、理论研究以及有限元仿真,研究拥有不同编织结构的碳纤维增强环氧树脂三维编织复合材料热氧老化前后高速冲击性能、温度及热应力变化规律,揭示不同编织结构不同热氧老化条件下编织复合材料损伤破坏机理,为编织复合材料在大气环境中长期服役提供依据。论文主要工作为:(1)三维编织复合材料及环氧树脂基体热氧老化处理,并通过实验表征老化前后复合材料和环氧树脂性能变化。根据复合材料动态热机械性能测试结果选定三档热氧老化温度:110℃,130℃和150℃,老化时间选定为2、4、8、16天,通过恒温老化箱对复合材料及环氧树脂进行恒温老化;在霍普金森杆(SHPB)系统上测试热氧老化前后复合材料及环氧树脂高速冲击压缩性能并采用高速摄影系统记录损伤失效过程;利用电子扫描显微镜观察复合材料老化前后界面变化;采用全反射傅里叶红外光谱分析环氧树脂老化前后发生化学变化,通过以上实验表征揭示复合材料损伤破坏机理。(2)编织复合材料瞬态热弹响应平面应变分析。基于广义热弹理论,采用非傅里叶热传导模型和分数阶导数模型,研究温度场变化时,不同编织结构编织复合材料内部热应力、应变场及温度场响应,揭示编织结构对复合材料内部热应力影响。(3)通过有限元仿真计算不同老化条件下不同编织结构复合材料高速冲击压缩响应。基于编织复合材料编织纱线真实空间构型,构建细观有限元模型,基于连续介质损伤力学,构建连续介质有限元模型,从编织复合材料冲击过程中应力、损伤失效、能量吸收、温度、热应力及界面损伤方面揭示编织结构及热氧老化对编织复合材料高速冲击性能耦合影响。研究发现:(1)编织结构对编织复合材料冲击压缩响应有显著影响。高速冲击过程中,小编织角复合材料呈现明显剪切损伤,随着编织角增大,复合材料冲击应力增大,抗冲击性能也逐渐增强,当编织角为42°时,复合材料没有出现明显冲击损伤。随着编织角增大,复合材料在冲击过程中塑性变形和温升也逐渐增大,相应地,热应力也越来越大。通过理论计算发现,当温度场发生变化时,冲击方向上42°编织角复合材料的热应力为19°编织角复合材料的至少5倍。热应力对编织复合材料损伤起始、界面损伤都有很大影响,尽管19°编织角复合材料在冲击过程中温升不明显,热应力较小,但是通过构建的的考虑温度效应(WT)和不考虑温度效应(NT)两种材料模型对比发现,考虑热应力的模型损伤起始要更早,界面损伤也更严重,因此热应力对复合材料损伤起着至关重要影响。(2)编织复合材料损伤失效是树脂失效和界面失效共同作用结果,热氧老化后编织复合材料损伤失效机理会发生改变。热氧老化后复合材料和环氧树脂冲击性能出现显著下降并且随着老化温度和老化时间增加,冲击应力逐渐下降。未老化树脂和110℃老化树脂冲击呈现脆性断裂,随着老化温度增加,老化后树脂的脆性降低,韧性增强,130℃和150℃温度下老化的环氧树脂冲击过程中没有出现明显开裂。老化后复合材料的界面性能也出现了下降,随着老化温度升高,界面性能逐渐减弱。老化时间为16天,老化温度为110℃时界面损伤不明显,而对于130℃和150℃老化的复合材料可以明显观察出界面开裂。此外,由于树脂老化后性能降低,老化后复合材料塑性变形和温升都出现了明显下降,从而热应力也会降低。对于未老化复合材料和老化温度较低(110℃)的复合材料,树脂的损伤对纤维束吸能及复合材料损伤起主导作用,而对于在较高温度(130℃和150℃)老化的编织复合材料,由于纤维与树脂间界面出现严重损伤,界面性能对纤维束吸能及复合材料损伤失效起主导作用。(3)随着编织角增大,热氧老化对复合材料性能影响会逐渐降低。对于编织复合材料,热氧老化后复合材料冲击过程中应力、温升、热应变和热应力都会降低,而这些变量会随着编织角增大而增大。增大编织角可有效降低热氧老化的负面影响。当编织角为42°时,老化前后复合材料的应力应变及损伤状态没有明显区别,老化对其冲击性能及损伤失效几乎没有影响,但是老化后其冲击过程中温升、热应变及热应力出现了显著下降。本文以三维编织复合材料高速冲击性能为参考,利用理论分析和有限元仿真的方法深入分析结构效应和热氧老化效应对材料编织复合材料性能影响,并与实验结果验证,揭示编织复合材料高速冲击损伤破坏机理及影响因素,为编织复合材料在热氧环境中长期应用服役、结构设计及工程制造提供理论依据。