随着航空航天科技的进步,航天器上对先进树脂基复合材料的需求日益增多,航天器上的复合材料在经历长时间的高温环境,会发生不同程度的老化和损伤,从而影响航天器的安全性和稳定性。本文在200℃高温环境下对多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料进行了长时间暴露处理,测试了其质损率。通过材料万能试验机对多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料进行了静态力学性能测试,并根据拉伸强度确定了疲劳应力水平,测试了高温环境处理前后复合材料的疲劳性能。利用红外光谱分析、动态力学热分析、扫描电镜、宏观目测以及超声C扫描等方法,探寻了高温环境处理前后材料的损伤机理。研究结果如下:随着高温环境处理时间的增加,复合材料的质损率先迅速升高后缓慢升高,质损率的增加主要由于复合材料中水分子的挥发,最终质损率达到1.14%。红外光谱与动态力学性能分析结果表明,AC631双马树脂除了发生了一定程度的后固化和物理老化,还发生了一定程度的化学变化。多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料在经过高温环境暴露处理后,其玻璃化转变温度Tg受到树脂基体、纤维和界面综合作用的影响向高温方向移动,表明了材料发生一定程度的后固化、物理老化、化学老化以及一定程度的界面局部脱粘现象。随着高温环境处理时间的增加,多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料的静态力学性能都有不同程度的下降,其中弯曲强度下降约为38.3%,弯曲模量下降幅度约为52.6%,层间剪切强度下降约为11%,拉伸强度下降约为32%,拉伸模量下降约为13.5%,高温老化对复合材料的损伤影响较大。通过宏观目测、超声C扫描和扫描电镜对经过高温环境处理前后的多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料试样的断口形貌进行了观察,结果表明高温老化对材料内部的损伤明显,复合材料疲劳试样的破坏模式主要是树脂基体和纤维的分层。经过高温环境处理过后的多向铺层CCF800H/AC631双马复合材料的疲劳寿命降低,高温老化损伤明显,在60%和65%应力水平下的刚度退化曲线均呈现出完整的“三阶段”,迟滞回能环轴线斜率和面积减少,表明复合材料出现了明显的高温老化损伤,迟滞回能环轴线的面积是表征复合材料疲劳损伤的有效手段。