背景
隨著航天航空科技的快速發展，先進複合材料以其比重小、比強度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優越等獨特優點在現代航空飛行器結構中獲得廣泛套用，較好地滿足了航空業對高性能低成本製備工藝技術和減重方面的高要求。然而複合材料層合板在製造和使用中受到低速衝擊時，內部會出現大面積的不可視損傷，尤其是受到交變循環載荷作用時，損傷會快速擴展，使得層板結構的承載能力和疲勞性能都大大降低，甚至會突然破壞，造成安全隱患。因此開展複合材料層合板衝擊後的疲勞壽命研究，對於提高複合材料層合板結構的利用率和降低飛行器使用維修成本具有重要的理論意義和工程套用價值。
特殊性
複合材料壽命分散性大，而且一般僅有條件疲勞極限，同時複合材料疲勞性能和其靜強度性能一樣，易受環境、衝擊載荷的影響，尤其是在疲勞壓縮載荷作用下。疲勞方面複合材料和金屬不同，金屬材料對拉伸控制的疲勞載荷是敏感的，而複合材料對拉伸疲勞一般呈現出很好的抗力，可是複合材料對局部損傷是敏感的，局部損傷在壓縮載荷作用下將要擴展，導致其性能嚴重下降。
常用分析模型
疲勞指數低速衝擊後的複合材料層合板內部損傷形式複雜，在交變 疲勞載荷作用下迅速擴展，使得含衝擊損傷複合材料層合板的疲勞壽命大大低於無損層板。由於損傷演化和破壞機理複雜多變，大部分學者都採用巨觀模型對複合材料層合板的疲勞壽命進行理論分析。理論分析處理材料疲勞壽命問題，目前一般採用 S--N曲線經驗法、等壽命曲線法以及以剩餘強度模型、剩餘剛度模型和耗散能模型為基礎的疲勞累積損傷理論方法進行研究。
S--N曲線經驗法
S--N曲線經驗法仍然是處理複合材料疲勞壽命問題最普遍的方法，基於在特定載荷特徵作用下和鋪層方式試件的疲勞損傷擴展規律，預測相同載荷特徵作用下和鋪層方式層板結構的疲勞壽命。通過擬合試驗曲線得到最大載入應力與疲勞載荷循環次數 N之間的函式關係表達式，其中最簡單的公式化方程為
a=c-b*logN，
式中a為最大載入應力，c為複合材料的靜強度，b為由試驗確定的常數， N為載入次數，這種靜強度與疲勞壽命相關性方法，要求模型中的疲勞載荷為單一應力水平。
壽命曲線法
通過建立試件受到典型應力比疲勞載荷作用下的壽命估算公式，來估算試件受到非典型應力比疲勞載荷作用下的疲勞壽命，這種把非典型應力比的循環載荷等效為典型應力比的循環載荷來計算疲勞壽命的方法稱為等壽命曲線法。
剩餘剛度（彈性模量）模型
剩餘剛度（彈性模量）模型—複合材料在交變疲勞載荷作用下，隨著疲勞壽命的增加，材料耐疲勞性能逐漸下降，通過應力-應變關係曲線表明材料的剛度（彈性模量）也隨之降低，因此可建立剩餘剛度模型來預測複合材料的疲勞壽命。
