先进复合材料因其出色的材料力学性能在航空航天飞行器结构中的应用日益增多。复合材料层合板在制造和使用的过程中，不可避免地会受到外物的低速低能冲击，而在冲击载荷的作用下，复合材料层合板内部很容易产生损伤，这些内部的损伤很难直接观察到，并且会严重削弱层合板的强度。飞行器各部件经常工作在不同的热环境下，而高温环境下，树脂基复合材料的材料力学性能会有不同程度的降低。因此，对含冲击损伤的复合材料层合板在高温环境下的剩余强度进行研究具有重要的理论意义和工程价值。本文的主要研究内容如下：1.根据增量形式的虚功原理和单层板理论，建立了考虑温度影响的复合材料层合板强度预测模型，将层合板在冲击载荷作用下的损伤结果作为高温环境下剩余强度预测的初始状态，结合逐渐损伤分析理论，发展了适用于室温冲击及高温下含冲击损伤复合材料层合板剩余强度问题的全程分析方法。2.基于ANSYS有限元分析软件，采用APDL参数化设计语言开发编写了含初始冲击损伤的复合材料层合板在高温环境下的剩余强度预测分析程序，该程序可以预测任意冲击载荷作用后的复合材料层合板在任意温度环境下的损伤扩展规律及其剩余强度。3.对两种不同尺寸的T300/BMP350复合材料层合板进行冲击损伤试验研究，分析几何尺寸对冲击损伤的影响；对冲击后的层合板进行室温和300℃下的剩余强度试验研究，分析温度和冲击能量对含损伤复合材料层合板剩余强度的影响规律。4.采用本文提出的全程分析方法，研究了冲击能量和温度对含损伤复合材料层合板拉伸、压缩剩余强度的影响规律。试验和数值模拟结果表明，同一温度下，层合板的剩余强度随着冲击能量的增加而不断减小；同一能量冲击后层合板在300℃下的压缩剩余强度始终小于室温下的压缩剩余强度。