碳纤维编织复合材料以其密度低、强度高、刚度高、热膨胀系数低以及耐腐蚀性等特点广泛应用于航空航天领域中,其中碳纤维增强碳基体复合材料（C/C复合材料）具有优异的高温力学性能,被当作飞行器热结构的理想材料。飞行器结构长期服役于振动、噪声以及冲击等复杂的动力学环境中,其内部的C/C复合材料容易发生动态失效。本文针对该主题,主要开展了以下四个方面的研究工作:首先,针对C/C复合材料销钉剪切强度可靠性问题,基于贝叶斯理论,提出了一种获取复合材料强度分布的新方法,并采用该方法得到了C/C复合材料销钉的剪切强度分布（B-分布）;同时,基于几种传统分布模型（3参数Weibull分布、2参数Weibull分布、对数正态分布和gamma分布）获得了销钉的剪切强度分布;在此基础上,基于K-S检验和最大似然检验方法探讨了几种分布模型的优劣性,并对C/C复合材料销钉剪切强度进行可靠性分析。研究结果表明:本文提出的B-分布模型重构的C/C复合材料销钉剪切强度分布精度最高,但耗时较长,而3参数Weibull分布模型较其他3种传统分布模型精度更高,且耗时较短,是工程中较为理想的复合材料强度分布统计模型;在30°、45°和60°方向上的97.5%可靠性剪切强度相对较高,因此在安装C/C复合材料销钉时,应尽量保证销钉承受剪切载荷的方向在30°到60°之间。其次,针对C/C复合材料销钉动态剪切失效问题,开展了多种加载速率下的销钉动态剪切试验,研究了加载速率对其剪切力学性能的影响规律;并通过SEM分析C/C复合材料销钉在不同加载速率下的失效模式和失效机理。研究结果表明:低剪切加载速率下,C/C复合材料销钉的失效模式表现为纤维束的拉拔破坏为主,应力-应变曲线表现为“伪塑性”失效特征;高剪切加载速率下,C/C复合材料销钉的失效模式表现为沿剪切面的剪切破坏为主,应力-应变曲线在达到极限强度后立即下降,表现为“脆性”失效特征;C/C复合材料销钉在不同剪切加载速率下表现出失效模式的差异性可归因于其材料内部缺陷扩展的应变率效应。然后,针对细编穿刺C/C复合材料动态压缩失效问题,开展了复合材料动态面内压缩和面外压缩试验,分析了应变率对材料压缩力学性能和失效机理的影响规律;将加载曲线分成累积损伤阶段和退化阶段,提出应变率相关分段式压缩本构模型。研究结果表明:细编穿刺C/C复合材料在面内和面外方向上的压缩极限强度和相应的应变均随着加载应变率的提高而增加;准静态面内压缩加载时,失效模式表现为沿着与加载方向呈45°的剪切失效和x方向上纤维束的屈曲失效;高应变率面内压缩加载时,失效模式表现为层间基体的压缩失效和x方向纤维束的渐进压缩失效;准静态面外压缩加载时,纤维束整体性较差,同时失效的“微围压结构”较多,应力-应变曲线表现出突然失效的特征;高应变率面外压缩加载时,纤维束整体性较好,同时失效的“微围压结构”数量较少,应力-应变曲线在达到极限强度后没发生突然失效。新提出的分段式应变率相关压缩本构模型可用于预测细编穿刺C/C复合材料在0.0001/s-1000/s应变率范围内的压缩本构关系。最后,针对细编穿刺C/C复合材料动态剪切失效问题,设计了“帽子形”剪切试验件,并开展了多种应变率下层间剪切和面内剪切试验;基于试验中出现两个损伤阶段的现象提出应变率相关双损伤剪切本构模型;分析了材料在不同应变率下的剪切失效机理。研究结果表明:准静态层间剪切加载时,失效模式表现为层间基体的剪切失效和z向穿刺纤维束沿着加载方向的偏转和拉伸失效;准静态面内剪切加载时,失效模式表现为“微剪切结构”的剪切失效和碳布层内x方向纤维束的偏转和拉伸失效;随着应变率的提高细编穿刺C/C复合材料中纤维和基体结合更加紧密,纤维束表现出更好的整体性,以基体损伤为主的第一损伤阶段和以纤维损伤为主的第二损伤阶段逐渐靠近。新提出的应变率相关双损伤剪切本构模型可用于预测细编穿刺C/C复合材料在0.001/s-1000/s应变率范围内的剪切本构关系。基于复合材料静态力学性能的动响应计算和动强度评估可能会存在较大误差,必须发展基于复合材料动态力学性能的结构动响应计算和动强度评估,其核心在于复合材料的动态力学性能。本文开展了C/C复合材料在动载荷作用下的失效研究,相关研究成果将有助于提高C/C复合材料结构的动响应计算和动强度评估精度。