碳纤维增强树脂基复合材料因其具有高比强高比模、耐腐蚀以及可设计等特点而广泛应用于各类航空航天结构中，由于复合材料自身层合结构特点，在厚度方向受到冲击时，易产生冲击损伤，主要表现为内部基体开裂、分层以及纤维断裂，这些损伤在材料表面目视困难，却使得构件压缩性能明显下降，这对复合材料构件的使用安全造成巨大威胁。在对飞行器进行结构设计及强度分析时，复合材料抗冲击性能是非常重要的设计依据，合理的设计值是飞行器复合材料结构安全的重要保证。

　　T800级碳纤维作为新一代高强中模碳纤维的代表，国外已越来越多地应用于航空航天领域1四，国内针对新一代航空装备对T800级碳纤维复合材料的需求，开展了国产T800级碳纤维匹配的树脂基体、预浸料制备和复合材料成型工艺研究，国产T800级碳纤维复合材料体系在航空结构上的应用正处于论证及设计阶段，因此，对国产T800级复合材料材料许用值和结构设计许用值的研究很有必要。

　　所用材料为国产T800级碳纤维环氧树脂复合材料。试件包括三种典型铺层[45/0/-45/90]3s,[45/0/-45/90]4s,[45/0/-45/90]5s;编号分别为A,B,C;厚度分别为3.42mm,4.46mm,5.55mm。参照ASTMD7136-2007进行。采用全自动落锤冲击试验机。落锤总质量为（5.5±0.25）kg,冲击头直径为（12.7±0.1）mm。

　　损伤阻抗性能是指抵抗冲击的能力，可用复合材料冲击后压缩实验的冲击能量-凹坑深度曲线表征。将A,B,C三组试件冲击后的凹坑深度与冲击能量作图，A,B,C三组试件的冲击能量-凹坑深度关系曲线均存在拐点，在拐点之前，冲击能量增大，凹坑深度增长缓慢，在拐点之后，随着冲击能量的增加，凹坑深度快速增长，表明复合材料在拐点附近损伤阻抗性能发生了突变。出现这种现象的原因为：在拐点以前，冲击损伤只引起层合板少量的分层，而在出现拐点之后，复合材料中出现纤维断裂的现象，导致复合材料层压板基本失去了继续抵抗冲击的能力，从而出现冲击能量增加，复合材料凹坑深度快速增长的现象。

　　三组试件冲击能量-凹坑深度关系曲线拐点位置为：A组0.70mm,B组0.76mm,C组0.45mm,均小于BVID对应的凹坑深度。同一冲击能量下，产生的凹坑深度为C组<B组<A组，表明相同铺层条件下，层合板厚度越大，抵抗冲击性能越好，即损伤阻抗性能越好。

　　材料许用值中的CAI是按照6.7J/mm能量冲击后得到的冲击后压缩强度，可用CAL6.7J/mm表示。结构设计许用值中CAI是产生目视勉强可见损伤（BVID）时的冲击后压缩强度，即冲击后产生1.3mm凹坑深度时的冲击后压缩强度，可用CAIBVID表示，三组试件均表现为CAIBVID值低于CAI6.7J/mm。随着材料性能的提高，目前国内的T800级复合材料6.7J/mm的冲击能量一般均无法出现BVID,因此，需要在材料许用值研究阶段考虑产生BVID时的冲击能量及剩余压缩强度。

　　将三组试件产生BVID（凹坑深度1.3mm）时所需要的冲击能量作图并进行曲线拟合。材料厚度与其目视勉强可见冲击损伤（1.3mm）所需冲击能量基本成线性关系。目前，在进行新研复合材料冲击后压缩设计许用值实验时，通常的做法是先通过大量的试件去实验得出产生BVID时所需能量值，而本研究给出厚度与产生BVD所需冲击能量关系式后，进行冲击后压缩设计许用值实验时可先根据公式进行初步计算，得出所需的冲击能量，然后通过少量试件进行实验校核，这样就可以避免浪费大量试件，节约成本，提高效率。

　　国产T800级复合材料层合板的损伤阻抗性能（冲击能量-凹坑深度曲线）与其损伤容限性能（凹坑深度剩余压缩强度曲线，凹坑深度-压缩破坏应变曲线）均出现拐点现象，且拐点对应凹坑深度均小于目视勉强可见损伤（BVD）规定的凹坑深度。相同铺层情况下，随着复合材料层合板厚度的增加，复合材料抗冲击性能提高。对于国产T800级复合材料，CAL6.7J/mm值高，而CAIBVID值低，因此在选材时要考虑产生BVID时的剩余压缩强度。

　　阅读延伸：《T800碳纤维复合材料的耐老化性能》