在航空航天等工程领域中,受交变载荷作用的工况越来越多,常规材料的疲劳寿命建模和预测方法不能直接应用于复合材料。在不同的载荷组合和铺设结构下,复合材料所呈现的疲劳性能明显不同。采用疲劳试验与理论分析相结合的方法是确定航天航空领域中复合材料结构疲劳寿命的主要方法。对复合材料的疲劳损伤演化、破坏机理以及寿命预测等方面进行研究具有重要的科学价值和实际工程意义。本文基于积木式试验验证方法,对T800碳纤维环氧树脂复合材料的疲劳性能进行试验和数值仿真模型研究,并分析研究了预埋分层损伤试件和复合材料结构件的疲劳性能。首先介绍了碳纤维复合材料疲劳性能的研究进展,总结了疲劳试验研究和疲劳模型的发展现状。对不同疲劳载荷下的复合材料的疲劳性能以及破坏模式进行研究,并总结了疲劳试验过程中的检测手段。重点归纳了复合材料疲劳模型,包括疲劳寿命模型、剩余强度模型、剩余刚度模型以及渐进损伤模型。介绍了积木式设计验证方法的建立与发展,并将此方法应用于复合材料结构的疲劳性能研究。其次,分别对[0]16和[90]16铺层的单向板进行准静态拉伸试验、拉伸-拉伸疲劳试验、准静态压缩试验和压缩-压缩疲劳试验,并对[±45]8层合板进行准静态偏轴拉伸和疲劳试验。分析不同铺层单向板的破坏形式,并比较了准静态和疲劳破坏的差异。通过试验结果拟合得到单向板剩余刚度模型和剩余强度模型,给出了T800碳纤维环氧树脂典型单向板修正的等寿命模型,为后续有限元模拟提供基本疲劳性能参数。对特定铺层的层合板进行准静态拉伸试验以及不同载荷水平下的疲劳试验。基于三维Hashin准则、最大应力准则以及Ye分层准则归纳出适用于碳纤维复合材料层合板的疲劳失效准则,并提出疲劳失效模式下的材料性能突降规则。以此为基础建立了T800层合板的疲劳渐进损伤分析模型,预测了层合板的疲劳寿命和疲劳损伤失效过程,模拟结果与试验相符。复合材料层间性能较弱,并且层间性能直接影响着材料抵抗压缩载荷的能力。因此设计并制造了不同类型的预埋圆形和矩形分层的试件,并对其进行压缩试验和数值模拟研究。建立了含典型预埋分层的T800斜纹织物层合板的压缩渐进损伤模型,揭示了预埋分层层合板的压缩强度随分层面积和位置的变化规律。对未预埋分层和预埋分层试件进行压缩疲劳试验,分析了预埋分层对试件压缩疲劳性能的影响。最后,对T800碳纤维复合材料结构件的疲劳性能进行研究。搭建了T800复合材料工字梁结构的疲劳性能测试系统,获得了该结构的典型损伤失效模式与疲劳寿命。将可见损伤与应变结果进行比较,分析了损伤发生和传播的原因。建立了该结构的疲劳寿命分析模型,寿命计算结果与试验吻合。