碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的阻尼性能對(duì)所應(yīng)用結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)承栽能力、可靠性和安全性有重要影響。復(fù)合材料阻尼機(jī)理復(fù)雜，很難采用理論方法研究。本文基于瞬態(tài)激勵(lì)法原理，設(shè)計(jì)了懸臂梁振動(dòng)試驗(yàn)，利用有理分式多項(xiàng)式法提取試樣的模態(tài)頻率和模態(tài)損耗因子。分別對(duì)603和603A兩種樹脂基體，各三種T300纖維鋪層方向的復(fù)合材料試樣進(jìn)行了振動(dòng)測(cè)試，獲得了材料l kHz以內(nèi)的動(dòng)剮度和阻尼特性。結(jié)果表明，基體材料組分和纖維鋪層方向?qū)μ祭w維增強(qiáng)復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)剛度和阻尼性能有重要影響；603A基體的碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有較603基體材料更好的損耗因子。鋪層方向?qū)Y(jié)構(gòu)阻尼的影響主要是通過(guò)對(duì)結(jié)構(gòu)剛度的影響而體現(xiàn)出來(lái)的，不同纖維鋪層方向的復(fù)合材料試樣剛度差別很大。

      以碳纖維復(fù)合材料為代表的先進(jìn)復(fù)合材料由于比強(qiáng)度、比模量高和可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天飛行器上的應(yīng)用越來(lái)越廣泛。飛行器結(jié)構(gòu)大多受動(dòng)載作用。振動(dòng)過(guò)大會(huì)造成結(jié)構(gòu)疲勞破壞、使控制系統(tǒng)、電子器件、儀器儀表失效，從而嚴(yán)重影響飛行器的可靠性和安全性。因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的阻尼特性研究是一項(xiàng)極為重要的課題。

      研究表明，復(fù)合材料的阻尼機(jī)理與普通金屬或合金材料不同，分別與基體和纖維自身的黏彈性阻尼、纖維／基體界面相阻尼、復(fù)合材料微結(jié)構(gòu)損傷導(dǎo)致的摩擦阻尼、局部應(yīng)力集中的非線性黏彈性阻尼及周期熱流動(dòng)產(chǎn)生的熱彈性阻尼等機(jī)理密切相關(guān)。由于復(fù)合材料阻尼機(jī)理的復(fù)雜性，以微觀力學(xué)理論和應(yīng)變能法為主要依據(jù)的結(jié)構(gòu)阻尼分析方法在應(yīng)用中往往不能滿足實(shí)際需求。因此，以振動(dòng)實(shí)驗(yàn)代表的實(shí)驗(yàn)表征方法仍是當(dāng)前復(fù)合材料結(jié)構(gòu)阻尼測(cè)定和研究的主要手段。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)阻尼的具體振動(dòng)實(shí)驗(yàn)測(cè)試方法按照所采用的激勵(lì)影響可分為穩(wěn)態(tài)正弦激勵(lì)法、隨機(jī)激勵(lì)法、瞬態(tài)激勵(lì)法等。穩(wěn)態(tài)正弦激勵(lì)和隨機(jī)激勵(lì)法利用激振器連續(xù)激勵(lì)結(jié)構(gòu)，經(jīng)過(guò)信號(hào)處理，獲得頻響函數(shù)而得到模態(tài)頻率和阻尼。瞬態(tài)激勵(lì)法利用力錘施加瞬態(tài)脈沖激勵(lì)，采集結(jié)構(gòu)強(qiáng)迫和自由衰減段的響應(yīng)信息，進(jìn)而識(shí)別結(jié)構(gòu)模態(tài)阻尼特性。文獻(xiàn)[5-6]對(duì)該方法都給予了充分肯定，認(rèn)為其快捷，可用于現(xiàn)場(chǎng)在線測(cè)試，分辨率較高。

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