杨正伟，赵志彬，李胤，宋远佳，寇光杰，李磊，程鹏飞

1.火箭军工程大学 导弹工程学院，西安 710038

2.西安交通大学 机械工程学院，西安 710049

3.中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000

4.中国飞机强度研究所，西安 710065

碳纤维增强型复合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer，CFRP)具有高比强度、高比模量、突出的减振性、抗疲劳、耐高温和较好的可设计性等优点，在航空航天等领域得到了广泛的应用，目前新一代大型民用飞机波音B787和空客A350飞机上的复合材料结构重量占比分别高达50%和53%[1-2]。但复合材料对冲击载荷非常敏感，即使是轻微的冲击也可能会引发基体开裂、分层和纤维断裂等冲击损伤[3-6]。在损伤演化设计理念下，受到冲击后的CFRP结构在交变载荷作用下内部损伤会逐渐扩展，严重影响结构的疲劳性能，因此，开展对冲击后CFRP的损伤演化规律研究具有重要的工程应用价值。

红外热成像通常用来检测动态过程中的损伤或监测设备运行过程中的状态，而疲劳过程中的能量耗散会改变物体表面的温度场，这为利用红外热成像技术检测CFRP冲击损伤提供了条件[7]。从21世纪初开始，国内外研究人员基于红外热成像技术开展了一系列CFRP层合板损伤演化规律方面的研究。Ravikiran等[8]对比分析了超声C扫描和红外热成像技术在CFRP损伤演化规律研究中的优越性，指出红外热成像是一种可用于研究损伤演化规律的有效监测技术，并具有快速、在线监测等优势；Toubal等[9]以表面温度作为损伤变量，利用红外热成像技术研究了含初始预制孔的CFRP在拉-拉疲劳载荷下的损伤演化规律，结果表明疲劳过程中预制孔边缘的温度最高，且损伤呈三阶段演化规律；……