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碳/芳纶混杂复合材料蜂窝夹芯板低速冲击及冲击后压缩实验研究  PDF

  • 陈然
  • 张迪
  • 蔡登安 ✉
南京航空航天大学航空航天结构力学及控制全国重点实验室，南京 210016

中图分类号： TB332

最近更新：2025-03-07

DOI：10.16356/j.1005-2615.2025.01.011

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摘要

通过低速冲击和冲击后压缩试验，探讨了不同复合材料面板和Nomex蜂窝组成的夹芯板在不同能量冲击损伤后的压缩承载行为、失效模式及失效机理。通过无损检测C扫描、Micro‑CT和DIC数字测量技术，获得试样的失效模式。试验结果表明，材料损伤模式主要包括面板纤维断裂、基体和纤维界面脱粘、基体开裂、芯材剪切破坏以及芯材压溃。碳/芳纶混杂复合材料夹层结构相较于碳纤维复合材料夹层结构具有更好的层间性能，且层间混杂结构相较于层内混杂结构具有更高的压缩刚度和剩余压缩强度。

复合材料夹层结构因其优越的比强度、能量吸收性能和耐腐蚀性，越来越多地被应用于能源和航空航天等各种领域［

1‑3］。然而，夹层结构容易受到外来物体的低速撞击，在制造、维护和使用期间，工具掉落、冰雹和碎片撞击可能对复合材料结构产生威胁。冲击损伤会显著降低材料性能，尤其是压缩强度，进而导致结构的失效。因此，有必要深入研究复合材料夹层结构在低速冲击下复杂的抗冲击性能和损伤机理［4‑7］。

本文研究的夹层结构由两个较薄的复合材料面板和一个相对较软的Nomex蜂窝芯组成［

8‑9］。近年来，随着材料科学相关领域的发展，Nomex蜂窝因其良好的阻燃性、抗冲击性和低介电性能，被广泛应用于复合材料夹层结构中［10‑12］。低速冲击会在面板、芯材和面板/芯材连接处产生不同的损伤模式。这些损伤行为受多种因素影响，包括冲击能量、材料性能、几何参数和边界条件等。

层压板的典型破坏模式主要包括层内损伤（如纤维断裂、基体开裂）和层间损伤（如分层）［

13‑15］。在冲击作用下，冲击区域经常出现不可逆的局部破碎。同时，夹层结构的整体变形会引起芯材剪切破坏。面板损伤和芯材变形的相互作用使得复合材料夹层结构的损伤机理明显复杂于常规层合板。

Chen等［

16］通过有限元建模和试验研究了复合材料夹芯板的低速冲击响应，发现损伤模式包括面板损伤、芯材破碎以及面板/芯材脱粘。Klaus等［17］对复合材料夹芯板冲击后的剩余强度进行了试验和数值研究，通过四点弯曲测试不同能量冲击后的剩余强度。结果表明，冲击试验引起的损伤和变形对试件的抗弯强度影响显著，且试验与数值模拟结果吻合良好。Leijten等［18］考虑了不同的冲击能量、材料和几何尺寸对低速冲击下复合材料夹层结构压缩行为的影响，发现较厚的芯材破坏多是局部，而较薄的芯材则导致整体破坏，剩余强度主要取决于面板损伤而非芯板损伤。

混杂结构主要分为层间混杂结构和层内混杂结构，成为影响材料力学性能的重要因素［

19］。Gustin等［20］通过低速冲击试验，研究了7种不同设计的碳/芳纶混杂纤维复合材料，结果表明，加入芳纶可以提升复合材料的冲击强度，其中层间混杂结构层合板相比碳纤维层合板，材料吸收的冲击能量最多增加12.5%。Miyasaka等［21］制备一系列的碳纤维与玻璃纤维混杂层合板，开展冲击试验并观察内部损伤，揭示了不同混杂结构对层合板抗冲击性能的影响。张超锋等［22］对碳/芳纶纤维混杂蒙皮的蜂窝夹层结构的抗冲击性能展开研究，发现蜂窝夹层结构的承载能力存在临界值：在此值以下，冲击峰值力随着冲击能的增大而增大；而超过临界值后，冲击峰值力则保持稳定。

本文针对混杂复合材料蜂窝夹层结构在低速冲击后的压缩性能进行了试验研究，探讨了4种不同面板的混杂复合材料蜂窝夹芯板在不同冲击能量冲击后的压缩承载行为、破坏形式和失效机理，为混杂复合材料夹层结构在实际情况中受冲击后的剩余性能评估提供参考。

1 试样制备与测试

1.1　材料选择

本文中的复合材料面板增强材料为碳纤维平纹织物、芳纶纤维平纹织物及碳/芳纶纤维混编平纹织物，均为南京玻璃纤维研究设计院生产，织物参数如表1所示。碳纤维牌号为T300‑3K，芳纶纤维牌号为Kevlar29。与E51环氧树脂复合后的单层板力学性能如表2所示。

表1  织物的材料参数
Table 1  Material parameters of fabrics
材料密度/（g·cm-³）克重/（g·m-²）线密度（Tex）纤维层厚度/（mm·层-1）幅宽/mm
碳纤维平纹织物 1.76 210 159 0.17 1 000
芳纶纤维平纹织物 1.44 200 166 0.18 1 000
碳/芳纶纤维平纹织物 1.60 206 0.18 1 000
表2  平纹织物单层板力学性能参数
Table 2  Mechanical properties of plain fabric lamina
材料参数碳纤维平纹织物单层板芳纶纤维平纹织物单层板碳/芳纶纤维平纹织物单层板
纵向拉伸模量E1T/GPa 66.28 21.65 51.24
横向拉伸模量E2T/GPa 61.80 18.56 19.74
纵向压缩模量E1C/GPa 53.70 16.16 47.94
横向压缩模量E2C/GPa 51.64 14.96 20.11
面内剪切模量G12/GPa 4.52 1.47 2.64
泊松比υ12 0.057 0.093 0.091
泊松比υ21 0.053 0.091 0.050
纵向拉伸强度XT/MPa 696.69 511.97 536.34
横向拉伸强度YT/MPa 635.06 420.78 460.21
纵向压缩强度XC/MPa 453.10 101.58 171.58
横向压缩强度YC/MPa 435.94 92.36 125.79
面内剪切强度S12/MPa 119.19 54.27 73.23

1.2　混杂面板设计

蜂窝夹芯结构试件由两侧薄而硬的平纹编织面板和Nomex纸蜂窝芯组成。试件尺寸如图1所示。Nomex纸蜂窝芯的芯格为正六边形，边长a=2.75 mm，纵向高度h=5 mm，公差范围±0.2 mm，芳纶纸壁厚c=0.15 mm，角度θ=60°，如图1（d）所示。蜂窝芯主要力学参数如表3所示。单侧平纹编织面板由四层单层板构成，总厚度约为1 mm。碳/芳纶混编平纹织物复合材料的结构如图2所示。混编平纹织物的经纱为碳纤维，纬纱为芳纶纤维。碳纤维平纹织物和芳纶纤维平纹织物与碳/芳纶纤维混编平纹织物的机织结构相同，但结构中的经、纬纱为相同类型的纤维。本试验设计4种不同试件分别命名为A、B、C、D，其中试件A与试件B面板为碳/芳纶纤维混编平纹织物，即层内混杂结构试件A长度方向为纬纱芳纶纤维，而试件B长度方向为经纱碳纤维。试件C的面板由碳纤维平纹织物与芳纶纤维平纹织物交错铺设而成，试件D面板均为碳纤维平纹织物，铺层角度均为0°。

图1  蜂窝夹芯结构尺寸示意图

Fig.1  Honeycomb sandwich structure size

表3  Nomex蜂窝芯力学性能参数
Table 3  Mechanical properties of Nomex honeycomb cores ( MPa )
性能参数数值
夹芯结构压缩模量ETT 140
面板剪切模量L向GLT 40
面板剪切模量W向GWT 25
夹芯结构压缩强度XTT 2.4
面板剪切强度L向SLT 1.2
面板剪切强度W向SWT 0.7

图2  单层碳/芳纶纤维混编平纹机织复合材料结构示意图

Fig.2  Schematic diagram of structure of a single-layer carbon/aramid fiber blended plain weave composites

1.3　试样制备

本文研究所用的基体材料为E51环氧树脂，固化剂为苯二甲胺，塑化剂为邻苯二甲胺二丁酯。试件具体成形制备工艺如下［

23］：

（1） 模具清理，涂覆脱模剂。

（2） 将环氧树脂、固化剂和塑化剂按10∶2∶1的比例混合均匀。

（3） 按照铺层顺序铺设纤维布，使用刷子沿垂直纤维布的方向点蘸胶液，使胶液浸透每层纤维布，铺设完毕后，再铺设隔离膜和吸胶毡，最后用真空袋配合3M胶进行密封。如图3所示，通过真空袋表面预设的可锁紧真空嘴连接真空机进行抽真空处理，施加压力为0.1 MPa，保持5 min，检查其气密性。

图3  成形与无损检测设备

Fig.3  Molding and non‑destructive testing equipment

（4） 将试验件放入环境箱中固化，固化初始阶段对试验件施加0.02 MPa压力，此阶段内树脂处于流动态，黏性随温度升高而降低。施加压力有助于将层间气泡挤出，消除手糊时造成的树脂富集区，使得树脂分布更加均匀。同时，较小的压力避免树脂被完全挤出，有助于控制纤维体积分数。在80 ℃保温1 h后，压力增加0.09 MPa，此时树脂处于橡胶态，主要发生化学交联反应产生收缩应力，较大的压力有助于其内部固化应力的均匀分布。随后试验件在80 ℃下固化5 h后取出。

（5） 按试验件尺寸对复合材料蜂窝夹芯板进行水切割，并使用超声C扫设备对待测样件进行检测，以确保试件在制备和裁切过程中未产生损伤。

1.4　冲击试验方法

根据ASTM D7136［

24］标准，通过使用Instron Ceast 9350落锤冲击试验机进行低速冲击试验，如图4所示。本次试验选用冲头质量为2.277 kg，冲头形状16 mm±0.1 mm的钢制半球形。通过试验件自带的传感器和数据采集系统记录试验过程中的冲击速度、冲击载荷和位移，同时使用防反弹装置以避免二次冲击。工程中常见的以工具掉落为主的外来物冲击的冲击能量为3~24.9 J［25］。不同水平的冲击能量导致了蜂窝夹层复合材料4种典型的损伤形式，通过预试验进行冲击能量标定，获得了蜂窝夹层复合材料的4种典型损伤形式对应的能量，即：在5 J冲击能量下，试样的上表面出现基体损伤；在10 J冲击能量下，试样上面板开裂；在15 J冲击能量下，上面板完全穿透；在20 J冲击能量下，整个试样被冲头完全穿透。因此，选择这4种冲击能量水平进行试验，以研究不同的冲击损伤形式对结构剩余压缩性能和失效机理的影响。

图4  低速冲击试验配置

Fig.4  Low‑speed impact testing configuration

1.5　压缩试验方法

试样承受冲击载荷后，根据ASTM D7137［

26］标准进行压缩试验（Compression after impact， CAI），以确定试样在不同能量冲击后的剩余强度。冲击后压缩试验在MTSE45微机控制的电子万能试验机上进行，如图5（a）所示。为了实现准静态加载，采用位移控制加载模式，加载速率为0.5 mm/min。试验期间，使用冲击后压缩夹具固定试样。该夹具在侧面、顶部和底部使用侧边支撑，以防止整体屈曲。当压缩过程中负载下降20%时，压缩加载过程自动停止。同时，采用数字图像相关（DIC）技术测量压缩载荷下试样冲击表面的平面外位移，图像采集频率为1 Hz，以获取准确的位移数据。

图5  冲击后压缩试验设置

Fig.5  Compression testing setup after impact

2 结果分析与讨论

2.1　冲击响应

图6所示为混杂复合材料蜂窝夹芯结构在5、10、15和20 J能量冲击下的冲击力‑位移试验曲线对比，所选曲线为重复试验中最接近均值的曲线。当冲击能量较小时（5或10 J），冲头与蜂窝夹芯复合材料的上面板接触，冲击载荷随时间近似线性增长至第一峰值载荷。随后出现面板基体开裂和部分纤维断裂，载荷峰值迅速下降。此后，随着连接上、下面板的蜂窝芯材受冲头挤压失效，上面板裂纹扩展，试样显示出不同的波动响应。图6（a， b）所示5和10 J冲击过程中，冲头对上面板造成损伤后回弹，因此载荷时间曲线中仅有一个峰值。在15和20 J冲击过程中，载荷‑时间曲线有两个峰值，如图6（c， d）所示。第一个峰值表明冲头穿透了蜂窝夹芯复合材料的上面板。此后，上、下面板之间的芯材接着受到冲击和破坏，随着冲头继续冲击下面板，载荷‑时间曲线中出现第二个峰值，其冲击响应与上面板相似。比较图6（c， d）可以看出，在15 J冲击能量下，C型板载荷‑位移曲线的第二个峰值略低于第一个峰值，这表明下面板在冲击区也出现基体损伤，但面板内纤维未受到影响。在20 J冲击能量下，曲线上的两个峰值载荷相当。第二个峰值载荷之后，冲头完全穿透上面板并在下面板上穿孔，与冲头接触的所有纤维束均失效。峰值载荷是衡量复合材料承载能力的重要指标，代表层板在遭受严重破坏前所能承载的最大力，并与材料的初始刚度有关。在相同能量冲击下，C、D型板峰值载荷相当，且明显高于A、B型板，其初始刚度较大。

图6  4种冲击能量下的冲击力-时间曲线对比

Fig.6  Comparison of impact force‑time curves under four impact energies

图7为3种蜂窝夹芯复合材料吸收能量‑时间曲线对比图。在初始阶段，吸收能量速度相对较低。因为在瞬时冲击载荷下，锤头刚接触到试样时，吸收能量主要以产生凹坑和厚度方向的变形为主。进入第二阶段，吸收能量随时间先迅速增加后缓慢增加并且达到最大值，这主要是由于冲头与试样的接触面积迅速增加导致吸收能量迅速增加。当变形位移达到最大值时，冲头开始回弹，蜂窝夹芯板释放储存的弹性势能，则吸收能量随时间而缓慢增加，此时的主要吸能方式为层板内部的不可逆损伤。在第三阶段，曲线基本保持平直，表明材料的能量吸收过程趋于稳定。

图7  不同冲击能量下的能量吸收-时间曲线对比

Fig.7  Comparison of energy absorption‑time curves under different impact energies

2.2　冲击损伤形貌

蜂窝夹芯复合材料受低速冲击过程中吸收的能量与试样的损伤程度显示出很强的相关性。通过超声C扫描技术对受冲击试样进行损伤检测，得到蜂窝夹芯复合材料的永久凹坑面积，如图8至图11所示。如表4所示，试样的冲击损伤面积随着冲击能量的增加而增加。损伤区域仅略大于冲头直径，D型板在远离冲击点的周围区域能够检测到损伤，而其余3种结构未检测到明显损伤，这表明混杂复合材料蜂窝夹芯结构受冲击后损伤不易大面积扩展。相比之下，纯碳纤维面板的夹芯板受到冲击的损伤面积要远大于混杂面板的夹芯板。此外，层间混杂蜂窝夹芯复合材料在受到高能量冲击时相较于层内混杂蜂窝夹芯复合材料表现出更大面积的损伤，表明其层间性能较差，更易出现分层和脱粘情况。

图8  A型蜂窝夹芯复合材料在5、10、15和20 J这4种能量冲击后C扫描图像

Fig.8  C‑scan images of type A honeycomb sandwich composites after four energy impacts of 5, 10, 15, and 20 J

图9  B型蜂窝夹芯复合材料在5、10、15和20 J这4种能量冲击后C扫描图像

Fig.9  C‑scan images of type B honeycomb sandwich composites after four energy impacts of 5, 10, 15, and 20 J

图10  C型蜂窝夹芯复合材料在5、10、15和20 J这4种能量冲击后C扫描图像

Fig.10  C‑scan images of type C honeycomb sandwich composites after four energy impacts of 5, 10, 15, and 20 J

图11  D型蜂窝夹芯复合材料在5、10、15和20 J这4种能量冲击后C扫描图像

Fig.11  C‑scan images of type D honeycomb sandwich composites after four energy impacts of 5, 10, 15, and 20 J

表4  不同能量冲击损伤面积
Table 4  Impact damage area of different energies
试件损伤面积/mm2
5 J10 J15 J20 J
A型 80.5 151.2 204.8 226.0
B型 98.4 181.6 220.1 230.0
C型 89.8 128.1 220.5 330.7
D型 56.3 172.8 385.1 640.1

在不切割实际样品的情况下，Micro‑CT可以检测样品中的内部缺陷，并根据图像显示试样的每个横截面。图12至15显示了分别受到5和15 J能量冲击的试样CT图像，可以清楚地看到蜂窝夹芯复合材料上面板的冲击损伤区域。在蜂窝夹芯复合材料中，构成芯材的蜂窝夹芯的主要功能是连接上、下面板并传递载荷。在上面板受到冲击时，面板中的经纱和纬纱以及蜂窝夹芯吸收了大部分冲击能量，因此在低冲击能量（5 J）下不会损坏下面板。然而，当上面板受到更高的冲击能量（15 J）时，冲击损伤区域近似圆形，且面积略大于冲头横截面积，沿冲头边缘存在环形的基体裂纹。同时芯材在上面板冲破后被完全压碎。这些结果表明了冲击能量对蜂窝夹芯复合材料损伤模式的显著影响。

图12  A型试样在5和15 J冲击后CT图像

Fig.12  CT images of type A specimens after impact at 5 and 15 J

图13  B型试样在5和15 J冲击后CT图像

Fig.13  CT images of type B specimens after impact at 5 and 15 J

图14  C型试样在5和15 J冲击后CT图像

Fig.14  CT images of type C specimens after impact at 5 and 15 J

图15  D型试样在5和15 J冲击后CT图像

Fig.15  CT images of type D specimens after impact at 5 and 15 J

通过CT截面图像可以观察到几种损伤模式，包括面板纤维断裂、基体和纤维界面脱粘、基体开裂、芯材剪切破坏以及芯材压溃。当冲击能量为5 J时，A、B型板的面板发生轻微的纤维断裂以及分层破坏，而C、D型板面板几乎未发现明显损伤。在冲击区域周围，4种夹芯板均发生了芯材剪切破坏。当冲击能量为15 J时，A、B、D型板面板发生了严重的纤维断裂以及纤维基体脱粘现象，C型板面板并未受到严重损伤，主要破坏形式表现为芯材的剪切破坏和压溃。D型板在受到冲击后，远离冲击区域依然能够检测出芯材损伤，而其他结构在冲击损伤区域外没有可见的损伤或结构变形。这表明D型板的损伤扩展性较强，反映出其特有的结构特性。

2.3　冲击后剩余压缩强度

在冲击后压缩过程中，4种蜂窝夹芯复合材料的载荷‑位移曲线如图16所示。在压缩起始阶段增长缓慢，夹具压实后所有试样均呈现出线性响应，试验件面内弹性承载，未见明显的面外变形和低速冲击凹坑扩展。随后，当载荷增加到凹坑失稳载荷时，面板凹坑处失效，面板凹坑边沿出现褶皱。由于冲击损伤区的局部屈曲，载荷‑位移曲线呈现非线性增长趋势。当达到峰值载荷时，面板中心冲击损伤出现横向裂纹扩展，载荷下降，并开始沿横向急速扩展至面板两侧边。当出现贯穿横向的整体裂纹时，试样完全失去承载能力。由此可见，在压缩载荷作用下，含低速冲击损伤的复合材料蜂窝夹层结构的破坏是含低速冲击损伤面板凹坑区域失效导致的面板整体失效。如图16（b）所示，B型蜂窝夹芯复合材料在压缩过程中表现出高于A型的压缩刚度和压缩强度，这是由于压缩方向上碳纤维比芳纶纤维具有更高的模量与强度。并且，4类试样的压缩刚度和剩余压缩强度也直接受到冲击损伤面积的影响。随着冲击能量的增加，冲击损伤面积增大，试样的剩余压缩强度则随之减小。

图16  蜂窝夹芯复合材料冲击后压缩载荷-位移曲线对比

Fig.16  Comparison of compressive load‑displacement curves of honeycomb sandwich composites after impact

在引入能量为5、10、15和20 J的冲击损伤后，各类试样的失效载荷及剩余压缩强度分别如表5、6所示。A试样的强度较无损伤状态分别下降7.9%、26.2%、29.4%和37.3%，B试样的强度较无损伤状态分别降低了13.2%、27.5%、29.7%和39.0%，C试样的强度较无损伤状态分别降低了15.2%、27.2%、34.3%和46.2%，D试样的强度较无损伤状态分别降低了24.4%、55.6%、72.0%和77.8%。如图17所示，通过比较可以看出，D蜂窝夹芯复合材料的剩余压缩强度下降速度明显快于A、B、C试样，表明纯碳纤维复合材料更容易受到冲击能量的影响。D试样在受到冲击载荷后内部分层、脱粘现象更为显著。而A试样压缩方向为芳纶纤维，芳纶纤维断裂伸长率高，提高了层板的韧性，其受到冲击损伤后剩余强度下降最慢。

表5  蜂窝夹芯复合材料冲击后压缩失效载荷
Table 5  Compressive failure load of honeycomb sandwich composites after impact
试样失效载荷/kN
0 J5 J10 J15 J20 J
A型 12.6 11.6 9.4 8.9 7.9
B型 18.2 15.8 13.2 12.8 12.7
C型 21.0 17.8 15.3 13.8 11.3
D型 22.5 17.0 10.0 6.3 5.0
表6  蜂窝夹芯复合材料冲击后剩余压缩强度
Table 6  Residual compressive strength of honeycomb sandwich composites after impact
试样剩余压缩强度/MPa
0 J5 J10 J15 J20 J
A型 17.1 15.7 12.7 12.1 10.7
B型 25.3 22.0 18.3 17.8 17.6
C型 29.9 25.4 21.8 19.7 16.1
D型 33.7 25.5 15.0 9.4 7.5

图17  蜂窝夹芯复合材料冲击后压缩失效载荷对比

Fig.17  Comparison of compressive failure loads of honeycomb sandwich composites after impact

2.4　冲击后压缩损伤形貌

图18至图21展示了4类试验件在15 J能量冲击后，通过DIC技术观测的试样面外位移分布。压缩失效之前，4类试验件面板冲击损伤区域出现局部屈曲。冲击孔周的面板由于失去了芯材的连接与支撑产生了更大的面外位移，承力面板的刚度变化导致其载荷‑位移曲线呈非线性增长，最终在中部冲击损伤区域发生裂纹扩展。芯材部分的蜂窝受到压缩载荷而压溃，试件出现横向整体断裂，失去承载能力。A、B、C、D这4种试样在受15 J能量冲击后压缩过程中最大面外位移分别为3.318、3.362、2.264和4.545 mm。对比发现，A、D试件面板冲击损伤区域会出现更严重的局部屈曲，而C试件抵抗屈曲的能力最强。图22显示了引入5和15 J冲击损伤的蜂窝夹层结构冲击后压缩宏观破坏模式。从图中可以看出，所有试样的宏观破坏模式均为冲击损伤区域的横向整体断裂，少部分试样在压缩试验夹具夹持端出现裂纹。

图18  冲击后压缩试验中通过DIC获得的A试验件15 J冲击后试样面外位移分布

Fig.18  Distribution of out-of-plane displacement of 15 J specimens of specimen A obtained by DIC in post-impact compression test

图19  冲击后压缩试验中通过DIC获得的B试验件15 J冲击后试样面外位移分布

Fig.19  Distribution of out-of-plane displacement of 15 J specimens of specimen B obtained by DIC in post-impact compression test

图20  冲击后压缩试验中通过DIC获得的C试验件15 J冲击后试样面外位移分布

Fig.20  Distribution of out-of-plane displacement of 15 J specimens of specimens C obtained by DIC in post-impact compression test

图21  冲击后压缩试验中通过DIC获得的D试验件15 J冲击后试样面外位移分布

Fig.21  Distribution of out-of-plane displacement of 15 J specimens of specimen D obtained by DIC in post-impact compression test

图22  混杂复合材料夹芯结构冲击后压缩失效模式

Fig.22  Compressive failure mode of hybrid composite sandwich structure after impact

3 结 论

本文对复合材料蜂窝夹芯结构进行低速冲击以及冲击后压缩性能试验研究，对不同混杂方式面板的复合材料蜂窝夹芯板的损伤和失效进行了详细的分析，根据试验结果可以得出以下结论：

（1） 冲击试验结果表明，复合材料夹层结构主要通过破坏上、下面板和芯材来吸收能量，在不同冲击能量下，4类试样的冲击损伤面积随冲击能量的增加而增加，且碳纤维复合材料夹层结构的增长速度远快于碳/芳纶混杂复合材料夹层结构试样。

（2） 冲击试验后Micro‑CT检测结果表明，在冲击损伤区域观察到的材料损伤模式主要包括面板纤维断裂、基体和纤维界面脱粘、基体开裂、芯材剪切破坏以及芯材压溃。混杂试样受冲击载荷作用后损伤仅存在于冲击附近区域，未向四周扩展，说明混杂复合材料夹层结构在局部损伤控制方面的优越性。

（3） 冲击后压缩试验表明，在引入不同能量的冲击损伤后，4类试样的剩余强度随着冲击能量的增大而减小，且碳纤维复合材料夹层结构的剩余强度减少速度远快于碳/芳纶混杂复合材料夹层结构。而层间混杂结构相较于层内混杂结构具有更高的压缩刚度和剩余压缩强度，碳纤维蜂窝夹芯结构初始压缩强度最大，但更容易受到低速冲击损伤的影响。

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