近年来随着航空航天科技的迅速发展，临近空间领域以其特殊的战略价值受到世界各国的重视，成为各国研究的热点。近空间(near space)，也称临近空间，指距地面20～100km的区域，属于空天过渡区，一般处于20～70km之间的空域称为中层近空间^{[1, 2]}。中层近空间处于飞行高度最高的飞机和轨道最低的卫星之间，运行其间的空天飞行器要长寿命、高可靠、高精度、多用途，这对其所采用的材料性能提出了很高的要求^{[3, 4]}。空天飞行器从运输、起飞、进入航线、返回地面，要经受各种环境的考验，特别是在中层近空间服役期间，要受到高真空、高低温交变、臭氧、空间碎片和紫外辐照等多种极端环境因素作用^{[5, 6]}，在地面存放期间要经历湿热、霉菌以及盐雾等腐蚀性环境的作用^[7]，同时应用于发动机构件的材料还将耐受高温(＞350℃)环境的考验^[8]。在这些环境因素作用下，飞行器受到损伤是造成故障乃至事故的重要原因，严重地影响着飞行器服役的可靠性与寿命^[9]。

高性能树脂基复合材料可使飞行器结构减重 25％～30％，在航空航天领域得到了大量应用，可用于制备机翼、前机身、尾翼、机用雷达天线罩、发动机外涵道机匣、管道等结构件^[10]。这些结构件大多直接裸露于空天环境下，经受各种空天环境因素的综合作用。空天交变温度场一般在-140～140℃范围内变化^[5]。由于增强纤维与基体树脂之间的热膨胀系数相差一个数量级以上，在这种交变温度场的作用下,复合材料内部会产生交变热应力和热应变，导致材料受到损伤。空天飞行器运行环境的气体压力一般小于10^-3Pa。真空环境导致复合材料产生析气效应，使其力学性能降低。高温、低温和湿热环境同样会对聚合物基复合材料的性能产生明显影响。

空天飞行器面临的服役环境比普通飞机更加苛刻，环境损伤与动态载荷进行耦合后，会加剧复合材料构件变形、失效的进程，从而成为制约整机可靠性与寿命的瓶颈。为了提高空天飞行器的可靠性与寿命，世界各国都极为重视深入开展空天环境下材料行为及失效机理研究，这些研究结果大多数利用材料静态力学性能参数来揭示环境损伤效应机理^[11]。目前，随着复合材料动态力学行为研究的迅速发展，同时伴随航空航天领域对复合材料抗疲劳、抗冲击性能的迫切需求，环境因素耦合下的复合材料动态力学行为研究已得到越来越多的重视。因此，深入研究高性能树脂基复合材料在典型空天环境因素作用下的动态力学行为与损伤机理，具有十分重要的工程应用背景及理论研究价值。

树脂基复合材料在高真空环境下会产生析气^[6]。析气的产物主要包括水、吸附的气体、低分子量溶剂和添加剂等。在高真空下析出的可凝挥发物会污染空天飞行器外表面及与其相邻的部分，特别是对光学器件、热控涂层、电路表面和滑动摩擦副等产生不利影响^[12]。同时，复合材料的析气还会使自身性能下降、外形尺寸发生变化，因此会对空天飞行器结构的稳定性造成威胁。树脂基复合材料在真空条件下的析气产物一般通过扩散向材料外表面析出。文献^[13]的研究结果表明，复合材料的真空效应与其他环境效应(热循环效应、带电粒子辐照效应)相结合后，会明显增加综合环境效应对材料的损伤程度。

在交变温度场作用下，由于碳纤维与基体树脂之间的热膨胀系数相差一个数量级以上，复合材料内部会产生与温度场相关的交变热应力和热应变，导致材料受到损伤^[14]。宏观上交变的温度场会使复合材料构件产生热变形，从而降低其力学性能。对这种交变的热应力和热应变，现在还没有实验方法能定量分析。应用有限元分析方法进行数值模拟是一个切合实际的定量分析方法^[15]。Kwang等^[16]在模拟低地球轨道热循环和高真空的条件下，对石墨/环氧复合材料力学性能进行了研究。发现除了层剪强度基本保持不变以外，其他力学性能均下降。Zhang等^[17]对碳/环氧复合材料进行了热循环(-55～+120℃)实验，经历50次热循环后T700s/3502内部出现大量微裂纹，其走向沿纤维束的排布方向，而T700s/PR520未发现微裂纹，如图1所示。随微裂纹密度的增加复合材料的强度和刚度减小，数值模拟结果表明微裂纹对复合材料高速撞击行为具有明显的影响。文献^{[18, 19]}表明真空热循环对碳/环氧复合材料的力学性能和热膨胀行为均有十分明显的影响。值得注意的问题是一般高性能树脂的加工工艺性较差，因此高性能树脂用于制备复合材料时更容易产生缺陷。Kobayashi等^[20]发现碳/双马复合材料在制备时就容易在材料(特别是多向铺层材料)内部产生微裂纹，这样在交变温度场作用下制备时产生的微裂纹就会成为裂纹源，进而导致材料受到损伤。

	图1 经历50次热循环之后T700s/3502和T700s/PR520层板内部的微裂纹CT照片 (图中的白色线条是微裂纹)[17] Fig.1 Microcracks in the interior plies for T700s/3502 and T700s/PR520 after 50 thermal cycles (the white lines in the images are the microcracks)[17]
图选项

高温下复合材料结构与性能的研究焦点主要集中在材料热失重、氧化、降解、界面脱粘和老化机理方面^{[21, 22]}。Dinh等^[23]分别在150℃大气和纯氧条件下对复合材料进行了长期老化实验，发现树脂基体出现收缩并且界面出现脱粘，热氧老化降解取决于老化时间和界面脱粘程度。Jacques等^[24]在150℃条件下对碳/环氧复合材料进行了3000h的暴露实验，分析了质损率的变化规律，通过剩余强度的变化证明了热降解效应取决于试样暴露面积的大小。低温下复合材料力学性能的研究主要包括：试验研究、细观结构力学研究、数值仿真研究。Ueki等^[25]研究了使用不同固化剂改性环氧树脂的交联结构与其低温性能间的关系，指出具有三维交联结构的树脂在低温时会变脆。Kim等^[26]认为复合材料层板间的横向微裂纹和层板相互分离的发生与温度有很大关系，层板内的残余应力、横向强度和剪切强度同时随着温度的降低而升高。

相对于高真空、交变温度场、高温、低温等苛刻环境实验，湿热环境比较容易实现，且树脂基复合材料耐湿热性能是其能否应用在飞行器构件上的重要评判指标，因此国内外相关报道较多。一般情况下，湿热环境降低材料的T_g、强度和刚度，界面受到水分破坏产生大量空隙和裂纹，吸湿行为基本满足Fick定律，老化机制主要是吸入水分后基体增塑和树脂、纤维湿应变不一致导致的湿应力对复合材料性能的负面作用^{[7, 27]}。张立鹏等^[28]建议在测试湿态性能中应采用70℃/ RH 85% 环境模拟条件，并指出采用水煮方法过于严酷，将会明显低估复合材料的使用性能。

和金属材料相比，树脂基复合材料在疲劳载荷作用下的疲劳破坏机制及破坏特征有显著的不同，这主要源于复合材料的各向异性、脆性、非均匀性,以及层间性能远低于层内性能等因素。疲劳性能对飞行器的可靠性和安全性起着决定性影响，因此从20世纪70年代末开始，国内外研究人员开展了一系列关于复合材料疲劳方面的研究，取得了大量的研究成果。复合材料疲劳性能主要包括循环应力-应变曲线、S-N曲线、剩余强度和剩余刚度等。复合材料的应力-应变曲线几乎为直线，一般不考虑其循环硬化/软化，但蠕变/松弛现象明显^[29]。复合材料的S-N曲线与金属材料相似，所以描述S-N曲线的表达式大多沿用金属材料的表达式。吴富强等^[30]给出了一个描述复合材料在静强度破坏区、疲劳极限区和疲劳扩展区的S-N曲线表达式。Broutman等^[31]对玻璃纤维复合材料剩余强度进行了分析，发现随加载次数增加剩余强度线性衰减。但其他复合材料的剩余强度疲劳试验结果表明，随加载次数增加，材料的剩余强度并不随其线性递减。因此诸多非线性模型^{[32, 33, 34]}被提出，它们均试图对该规律做出更为合适的描述。Yao等^[35]认为复合材料在受拉伸疲劳载荷和受压缩疲劳载荷作用时，其剩余强度按不同非线性规律衰减。Yang等^[36]认为复合材料剩余强度的衰减速率跟加载次数、应力水平相关，并结合材料的寿命曲线模型提出一个模型对它们间的相互关系进行了描述。研究发现，在疲劳载荷作用下，复合材料的应力应变曲线发生变化，随疲劳循环次数的增加刚度特性出现非常有规律的3阶段连续下降，这就为研究复合材料的疲劳损伤并预测寿命提供了一个分析的基础^[37]。复合材料的剩余刚度受应力水平、铺层方式、材料性能、损伤状态等诸多因素影响，它是复合材料内在疲劳损伤的宏观表现。很多研究者从试验结果出发，提出诸多宏观唯象模型对复合材料剩余刚度衰减规律进行描述。为了得到疲劳试验过程中试件刚度变化规律，试验中设定疲劳试验机在预定循环数时自动对施加载荷值及夹头位移值进行采样并纪录。载荷差值和位移差值之比可以反映材料刚度变化。徐建新等^[38]对多种复合材料进行了刚度退化试验研究，随载荷循环次数增加复合材料剩余刚度呈明显下降趋势，准各向同性板的刚度衰减规律最为明显。较高的应力水平作用下，刚度退化不明显，并且临界刚度较大，疲劳破坏呈脆性破坏特征。

鉴于复合材料疲劳问题的复杂性，环境效应作用下复合材料疲劳方面的研究较少。孙崇强等^[39]对T300/QY8911含中心孔层压板在紫外辐射、潮湿等环境因素作用下的拉伸疲劳寿命进行了正交试验研究。紫外辐射后复合材料表面发生了明显的颜色变化。C 扫描发现复合材料内部损伤随着拉-拉疲劳循环次数的增加而扩展。紫外与潮湿的交互作用对复合材料孔板的疲劳寿命影响显著。Patel等^[40]对经历吸湿、高温环境前后碳/环氧复合材料的疲劳性能和剩余强度进行了研究，通过表面损伤、水分扩散和材料性能的改变揭示了材料老化行为，高温比吸湿对材料动态刚度和剩余强度的衰减更为显著。张阿盈等^[41]研究了经历吸湿(室温)/干燥前后T300/914复合材料的弯曲疲劳性能。随吸湿量的增加，试样的厚度增加，弯曲疲劳寿命逐渐降低，经干燥处理后剩余弯曲强度增加。在疲劳循环载荷作用下吸湿老化试样受到的损伤比原始态和干燥后的更加严重。

冲击作用对复合材料的影响不容轻视，当受到一定能量的冲击后在其内部通常会产生损伤。高能量的冲击/撞击会使材料表面产生凹坑、破损甚至穿透，低能量冲击后材料表面的损伤不明显，有时目视观察难以发现，但在复合材料内部和冲击背面却可能会发生如基体开裂和挤压破坏、分层及纤维断裂等损伤^[42]。冲击/撞击造成的内部损伤将会降低复合材料的力学性能，使其强度、刚度等指标明显下降，从而明显降低复合材料的承载能力和抗冲击能力，形成严重的安全隐患。许多国内外学者针对层合板材质与铺层、冲击能量、冲击锤头尺寸及形状、接触力等因素对复合材料冲击损伤的影响做了大量试验研究，同时对复合材料受冲击后所造成的内部损伤以及剩余强度、模量等进行了较为深入的试验研究和理论分析^[43]。沈真等^{[44, 45]}通过大量复合材料冲击试验研究，对低能量冲击和高能量冲击进行了定义说明，归纳出四种冲击损伤状态，并发现了拐点现象。徐颖等^[46]利用X光无损检测发现试样的冲击损伤一般呈椭圆形，针对铺层和尺寸不同的试样归纳了冲击能量对冲击损伤面积和凹坑深度的影响。Baucom等^[47]发现复合材料内部产生的损伤以横向裂纹扩展和界面分层为主，并且二者相互促进。分层损伤会从层合板的受冲击面沿纵向朝冲击的背面进行扩展，损伤形状一般呈花生壳状。材料高速撞击方面的研究大多集中在金属材料领域，随着防护结构的发展，树脂基复合材料得到应用^[48]。王洋^[49]利用二级轻气炮对M55J/AG-80复合材料的高速撞击性能进行了初步研究，复合材料依靠其自身的结构破坏吸收弹丸部分动能，纤维破坏和脱粘是吸收能量的主要方式。

目前，研究冲击损伤特征的方法主要包括目视观察、X 射线、C 扫描、声发射、红外热分析、SEM、光学显微镜、热揭层和光纤光栅等。传统的复合材料抗冲击性能评定方法主要是CAI(冲击后压缩强度)，国内外测试CAI的试验方法很多，其中使用最多的方法包括SACMA/Boeing标准、NASA标准和GB/T21239-2007标准，但是至今尚没有一个像ASTM标准一类的试验方法为大家普遍接受^[50]。CAI试样尺寸大，成本高，并且近年来众多学者的研究结果表明CAI只适用于对损伤阻抗的评价，而不能对损伤容限进行合理评价，目前准静态压痕试验方法得到了很好的发展^{[51, 52, 53, 54]}。Qi等^[55]对湿热前后碳/环氧复合材料冲击损伤效应进行了分析，利用半经验模型模拟了冲击损伤裂纹宽度及裂纹前端应力分布，湿热环境会导致冲击损伤进一步加剧。Aoki等^[56]研究了湿热对碳/环氧复合材料CAI的影响，试样经71℃水中浸泡10000h后分别于-54，22，82，121，149℃和177℃条件下测试了其CAI数值。吸湿试样的分层区域和横向裂纹数量比干态试样要少，22，82，121℃条件下吸湿试样的CAI数值比干态试样高，但在149℃和177℃条件下由于T_g下降导致吸湿试样的CAI数值比干态试样略有减少。Zhang等^[57]研究了孔隙率、湿热和冲击能量对碳/环氧复合材料冲击阻抗和损伤容限的影响。损伤面积靠目测和C扫描来确定，利用热揭层方法评价了损伤行为。吸湿量随吸湿时间增加，吸湿曲线在初期符合Fick定律，但在后期不符合Fick定律。冲击阻抗和损伤容限在9J冲击能量时出现拐点，热揭层试验的结果也表明冲击损伤机制于9J时出现转变。Mokhtar等^[58]利用C扫描对70℃/RH85%条件下老化2100h的碳/环氧复合材料冲击损伤进行了研究。不同铺层材料的吸湿规律相同，湿热老化对冲击损伤的影响不是很明显，但对复合材料内部冲击损伤形貌的影响却很大。由以上研究结果可以看出，湿热环境对复合材料冲击性能的影响还处于初步探索阶段，部分研究结果相互矛盾，因此关于环境效应作用下复合材料冲击性能的研究有待进一步深入。

典型空天环境对高性能树脂基复合材料的力学性能、质损率和热膨胀系数均会产生明显的影响，但目前针对复合材料动态力学行为所开展的相关研究工作有限。为满足研制新型空天飞行器的需要，必须对其主要的环境因素-真空、高低温交变、湿热与树脂基复合材料的交互作用进行深入研究，探寻复合材料动态力学性能演化规律及损伤机理，为设计选材提供依据及指导，同时为建立我国的空天材料性能数据库提供支撑。