广泛应用于航空发动机和地面燃气轮机中的热障涂层具有低热导率和良好的耐温性能，能够降低涡轮叶片表面温度，使高温结构件能在高于其熔点的环境中长时间高效率的服役。热障涂层的性能和寿命受到陶瓷层材料与其结构的直接影响，采用可控原料粉末对陶瓷涂层进行微观结构调节的方法可以减少涂层中的应变-应力失配，具有操作灵活、效果显著、调控范围广等优势。针对传统热障涂层应变容限低，抗热震性能不足等问题，本团队开发了静电喷雾技术结合相分离原理（ESP）制备新型热喷涂微球粉末的造粒理论和实现方法，实现了对粉末形貌结构的精确构筑，可用于制备核壳、均质和层级孔等全体系喷涂微球粉末。与传统的喷涂粉末相比，其中层级孔微球粉末（由特殊的纳米-微米层级跨尺度孔构成）呈现耐烧结、低热导率、高比强度及95%以上的高温波段反射率特点。使用层级孔微球粉末喷涂的热障涂层由于层级孔特征结构的保留，展现出优异的力学性能和隔热性能，热循环寿命提升2倍以上，热导率下降50%以上，且在服役过程中体现出良好的抗烧结性能。ESP造粒技术为新型热障涂层材料从材料设计到工程应用提供了一种快速的涂层性能调控方法，现已成功应用于稀土锆酸盐、稀土钽酸盐和稀土掺杂 YSZ高熵体系等新型热障涂层的制备之中，随着层级孔结构对材料力学、光学、热学的深入研究及其内部拓扑结构的精确控制，未来将会在航空航天、军事国防、荧光测温等领域获得更为广泛的应用。

热塑性复合材料具有较高的韧性与损伤容限以及良好的抗冲击性能。采用增材制造技术成形热塑性复合材料可实现高性能复杂构件的无模具精确成形，在航空航天等领域具有广阔的应用前景。本文介绍短切纤维增强与连续纤维增强热塑性复合材料增材制造技术的研究进展，比较不同树脂/纤维材料的成形工艺与力学性能，含有10%短切碳纤维的增材制造PEEK材料的拉伸强度达到109 MPa，模量为7.4 GPa，相比纯PEEK材料提升了85%。对于连续碳纤维增强ABS复合材料，当纤维含量为10%左右时，拉伸强度达到147 MPa，模量为4.185 GPa，分别是纯ABS材料的5倍与2倍。根据不同的工艺与材料体系，国内外开发的先进热塑性复合材料增材制造设备向大型化、集成化发展。最后，从材料、设备、工艺、应用的角度对连续/短切纤维增强热塑性复材增材制造的发展趋势进行展望与建议。

先进航空发动机高压压气机550～600 ℃环境使用的关键/重要件对600 ℃高温钛合金提出迫切需求。但是，难成形的复杂构件以及梯度/复合结构与功能一体化构件等的制造，采用传统铸造、锻造等工艺技术难以满足需求和研发要求。增材制造是先进制造技术的典型代表，拥有材料设计-制造一体化、复杂设计-定制一体化等独特优势，为600 ℃高温钛合金新材料/新技术研发提供了新的途径。目前国内外已开始关注通过增材制造的方式制备600 ℃高温钛合金，重点研究材料-工艺-组织-性能的关系。本文首先简要回顾600 ℃高温钛合金研究，其次重点介绍不同增材制造工艺下600 ℃高温钛合金沉积态和后处理态的微观组织特点；在综合性能研究方面，列举并分析拉伸性能、蠕变性能、热疲劳性能和抗氧化性能等关键性能；在复杂设计/复合结构章节，论述以600 ℃高温钛合金为基体的复合材料和梯度结构增材制造的研究进展。最后，对增材制造600 ℃高温钛合金材料开发、复合工艺探索、缺陷控制和性能评价标准建立等研究方向进行展望。

增材制造是一种集激光、数字化、材料等学科为一体的新型制造技术，具有降维制造、复杂成型、材料利用率高等优点，是材料加工领域中最具应用前景的技术之一，金属增材制造技术已在航空领域得到广泛研究和应用，国内外学者在航空金属材料增材制造方面的研究不断深入。中国航发增材制造技术创新中心在金属增材制造结构四要素——组织、缺陷、表面、构型方面开展了大量研究并获得一些数据，发现了一些现象和规律，包括组织接续生长特征及其对力学性能的影响；典型材料增材制造常见缺陷（气孔、裂纹、未熔合）特征、形成原因及其对力学性能特别是疲劳性能的影响机制；零件表面粗糙度与成形角度的关系及对疲劳性能的影响；金属增材制造构型的影响因素。在此基础上，总结了金属增材制造发展中存在的问题，对下一步重点提出了建议，并对未来研究工作提出了展望。

采用引晶技术制备了大尺寸双联镍基单晶涡轮导向叶片。利用高速凝固法（high rate solidification，HRS）进行单晶叶片定向凝固，并对单晶叶片进行宏观腐蚀，揭示叶片单晶完整性。通过扫描电镜、电子背散射衍射（EBSD）技术及高温持久实验，评估单晶叶片实际性能。同时，利用有限元模拟软件ProCAST对单晶叶片的定向凝固过程进行数值模拟及分析。结果表明：采用引晶技术可有效避免杂晶缺陷的形成，并可成功制备单晶完整性良好的大尺寸双联涡轮导向叶片，但在Vane 1叶片主晶与引入晶体之间仍会形成角度分别为1.5°和2.7°小角度晶界（LABs）缺陷；LABs使得单晶叶片的高温持久性能虽稍有降低（寿命损失小于15%、断后伸长率损失小于7%），但仍可满足叶片的服役性能。根据ProCAST软件对大尺寸双联单晶导向叶片凝固过程的模拟结果得知，设置引晶结构后，叶片的原始凝固路径得到了优化，叶片前缘位置的过冷条件得到了改善，杂晶缺陷的形核概率得到了降低，有效避免了杂晶缺陷的形成。

针对新型国产T800复合材料（carbon fiber reinforced plastic, CFRP）在切削过程中因钻削力及扭矩较大易产生的分层撕裂、纤维损失等缺陷问题，搭建包含立式超声加工中心和测力系统的实验平台，采用硬质合金麻花钻、三尖钻、匕首钻对T800碳纤维复合材料进行制孔质量对比实验。在相同的工艺参数下，对比了三种刀具结构在普通钻削（conventional drilling, CD）下对T800复合材料制孔的切削力、孔出入口表面形貌、孔径偏差及孔表面粗糙度的影响规律。在优选刀具结构的基础上，采用超声振动辅助钻削（ultrasonic vibration assisted drilling, UVAD）方法开展可行性实验。结果表明：硬质合金匕首钻可以有效地抑制T800复合材料制孔时的表面缺陷，然而入口孔径精度较差；超声振动辅助匕首钻可以进一步提升制孔质量，特别是通过提高入钻稳定性显著改善孔径精度。

镍基高温合金具有良好的高温性能，被广泛用于航空发动机与燃气轮机热端部件的制造。增材制造逐点快速熔凝、逐层累积堆叠的工艺特点，不仅可实现高性能复杂结构零件的快速制造，还可用于损伤零件的高效率、高质量修复。目前，增材制造技术已逐渐成为镍基高温合金零件制备及修复的重要技术途径之一。本文综述了增材制造镍基高温合金在显微组织与冶金缺陷研究方面的进展，总结现有文献中GH3536、GH3625和GH4169三种常用镍基高温合金的拉伸性能，介绍增材制造镍基高温合金零件在航空发动机及燃气轮机中的典型应用案例。最后，针对现有研究存在的问题及制约增材制造镍基高温合金零件应用的困难，提出从设计增材制造专用镍基高温合金成分、建立增材制造镍基高温合金专用热处理/热等静压工艺、开发单晶镍基高温合金增材制造技术、发展增材制造实时监测控制技术、创新增材制造零件内表面处理技术等方面，进一步促进增材制造镍基高温合金零件的工程应用。

聚氨酯是一种具有优异的柔韧性、弹性、可控的硬度、较高的拉伸强度、耐磨性、耐化学品性、低温稳定性及热稳定性的聚合物，适合作为气体阻隔功能的主体材料，在燃油蒸汽隔离、食品包装、轮胎修补、热气球和防火隔离等方面都有广泛的应用。聚氨酯主要由柔性链段和刚性链段共聚而成，两种结构之间由于热动力学稳定性差异所引起的相分离会制约对气体的屏蔽能力，调整分子结构和引入纳米材料强化是提高聚氨酯气体阻隔性的有效手段。蒙脱土和石墨烯是研究较为深入的纳米增强相，通过片层堆叠和引入氢键等机理提高聚氨酯对水蒸气、O₂、CO₂等气体的阻隔能力。本文从气体扩散与阻隔机理、本征聚氨酯气阻材料、纳米增强聚氨酯气阻材料等几方面阐述了气体阻隔用聚氨酯材料近年来的研究进展，并基于目前的实验进展及理论认知，对材料未来的研究方向如优化本征聚氨酯材料分子结构、提高对纳米增强相分散程度的深入探索和关注小分子气体阻隔性能等方面进行了展望。

采用表面粗糙度仪、X射线残余应力测试仪和显微硬度计分别对试样表面粗糙度、表面残余应力分布和硬度梯度等表面完整性参数进行表征，研究不同表面完整性状态对K4169合金缺口旋弯试样高温疲劳寿命的影响规律。结果表明：相比未喷丸试样，喷丸试样在632 ℃、450 MPa条件下的中值疲劳寿命提高了10.2~43.9倍；喷丸后疲劳源数量降至单个，疲劳源萌生位置由表面转移至次表层。喷丸试样表面形成了高幅值的表面残余压应力（–941~–1023 MPa），并产生了一定深度的硬化层（0.10~0.32 mm），较大的喷丸强度获得了较大的硬化层深度；喷丸消除了试样表面加工刀痕，并显著降低了表面应力集中系数；喷丸改善了试样表面完整性，是疲劳寿命提升的主要原因。

随着“双碳”目标的提出，氢作为绿色清洁能源成为未来航空业发展的重要趋势，近年来氢燃料航空发动机备受关注。高温合金是当前燃气涡轮发动机热端部件中应用最广泛的材料，本文综述现有其他领域涉氢环境对合金的影响，为未来氢燃料航空发动机用高温合金研制和应用提供参考。对内/外氢环境的引入、渗（充）氢方法、氢浓度/氢分布特征及氢稳定存在温度的测量、氢对拉伸、蠕变/持久和疲劳性能的影响以及氢脆的断裂机理进行分述，总结不同成分、制备工艺、原始组织状态、合金化程度以及不同应用领域高温合金在涉氢环境下的力学性能退化因素。结果表明，外氢环境下比内氢环境下力学性能下降更快；合金化程度更高的高温合金氢脆更明显，而高温氢环境下合金性能损伤（蠕变/持久、疲劳和拉伸）倾向较室温明显降低。就燃氢涡轮动力用高温合金在涉氢环境下的力学性能评价及适氢环境高温合金的研制进行展望。燃氢涡轮航空发动机可能面临的涉氢工作环境包括：液氢存储的低温氢环境；用于通道冷却的氢环境；经过气体压缩的高温高压氢环境；以及燃烧产物-高温水蒸气（高温潮湿）环境的影响。重点应关注氢在高温合金中的扩散和渗透、高温合金在高压氢环境下的脆性和腐蚀、高温潮湿环境下氧化和腐蚀行为以及上述多重耦合环境下合金和涂层的退化和防护机制。针对燃氢涡轮发动机工作环境，需要搭建近服役条件的高温合金燃氢环境实验装置，开展燃氢环境对高温合金及零部件的影响研究，建立现役叶片和盘件等热端部件关键用材在涉氢环境中的力学性能数据库和相关标准，并在此基础上适时研发适用于燃氢环境使用的高温结构材料，为氢燃料燃气涡轮航空发动机的应用提供支持。

利用拉伸试验机研究不同应变速率对TC17和TC4钛合金锻件力学性能的影响，并利用Vickers硬度计、OM、SEM、EBSD等对两种钛合金的维氏硬度、变形组织以及断口形貌进行研究。结果表明：随着应变速率的增加，两种钛合金的强度升高而伸长率降低，均表现出正流变应力的应变速率敏感性，且应变速率敏感性系数随真应变增加呈现下降趋势；在相同应变速率下，除合金元素的固溶强化外，TC17钛合金网篮组织中板条状α相与残余β相交错排列，导致相界面多，位错容易在相界面塞积且位错运动的平均自由行程较短，合金的强度较高；另外，微孔易在相界面处大量形核，导致断口韧窝尺寸较小且数目较多，合金的塑性较差；TC4钛合金双态组织中等轴初生α相具有较好的协调变形能力，且β转变组织中的次生α相排列较为规则，导致相界面较少，降低了对位错运动的阻碍作用，韧窝尺寸较大且数目较少，合金的强度较低而塑性较好。

SiC_f/SiC陶瓷基复合材料具有低密度、耐高温、高比强度等优异特性，是新一代先进航空发动机热端部件的理想材料。为实现SiC_f/SiC复合材料在服役环境下的可靠应用，亟须开展复合材料力学行为表征研究。与引伸计、应变片等其他测试方法相比，数字图像相关方法（digital image correlation，DIC）具有非接触式、全场测量和可操作性强等优点，能够实现对复杂耦合环境下复合材料损伤断裂等力学行为的原位表征，因而受到广泛关注。本文系统梳理和总结DIC在SiC_f/SiC复合材料室温拉伸、弯曲、爆破等力学测试中的应用进展，介绍DIC在SiC_f/SiC复合材料力学加载过程的高温测量，最后对应用于SiC_f/SiC复合材料的DIC表征技术进行了总结及展望。

金属增材制造技术及产品在航空领域中有广阔应用前景，其中既需要结构尺度上的优化设计也需要材料尺度上的精细控制和高效利用。材料微结构作为金属增材制造的典型特征之一，会对材料带来不可避免的性能影响。研究表明，一方面增材制造材料的均匀性、韧性、疲劳断裂特性常常不如传统材料，而另一方面其强度、硬度、耐磨损性能等又往往较传统材料更高，这是微纳米尺度中的尺度效应对具有微结构的金属材料带来的显著影响。在不同的微观非均匀性的情况下，材料能够在强度与韧性间得到一个更优的平衡，而这些方法和成果同时非常适用于增材制造金属材料。因此，增材制造的工艺特性以及人为设计所引入的非均匀结构有望显著提升金属材料的综合性能，对于航空领域的金属增材制造的应用具有重要的指导价值，但其中的许多问题尚不明晰，与材料的其他性能间的协同和拮抗关系还值得进一步研究。

系统研究大气等离子喷涂不同含量YO_1.5掺杂氧化锆涂层（8YSZ、38YSZ和55YSZ）在1300 ℃下的环境沉积物（CMAS熔盐）腐蚀行为和机制。结果表明：8YSZ涂层会发生严重的CMAS熔盐腐蚀，在基体与CMAS界面处，通过溶解-再析出，生成非保护性、含Ca和较低Y含量的C-ZrO₂，并有明显的晶界腐蚀现象；对于较高含量YO_1.5掺杂的38YSZ和55YSZ涂层，随着反应的进行，除球状C-ZrO₂外，还生成保护性的磷灰石（apatite）和石榴石（garnet）产物，能够有效阻止CMAS熔盐的进一步侵蚀；并且，55YSZ涂层表现出优于38YSZ的抗CMAS熔盐腐蚀能力。从光学碱度而言，YO_1.5含量越高，涂层与CMAS熔盐的反应活性越高，越容易生成在CMAS熔盐中稳定存在的产物；从反应进程来分析，高YO_1.5含量的涂层材料能够促使Y³⁺在CMAS熔盐中的饱和，进而生成更为稳定、连续的物相（如磷灰石、石榴石），避免基体材料进一步与CMAS熔盐接触、反应，从而提高了抗CMAS腐蚀能力。

在镍基单晶高温合金基体上采用化学气相沉积法制备铂铝金属黏结层，并采用电子束物理气相沉积制备氧化钇部分稳定化的氧化锆（YSZ）陶瓷面层。研究了黏结层相组成对热障涂层循环氧化行为的影响，借助扫描电子显微镜（SEM）、X射线能谱分析（EDS）和X-射线衍射分析（XRD）等方法分析涂层的相结构、显微组织和化学成分。结果表明：黏结层主要成分包括Ni、Al、Pt、Co和Cr 元素并由β-（Ni,Pt）Al相和PtAl₂相组成；经热循环测试后，涂层在热生长氧化物（TGO）和黏结层内部及其界面可能出现剥离；随着热暴露时间的延长，TGO层处的残余应力总体上呈现出逐渐减小的演变趋势；控制铂铝黏结层前驱体活性、Pt/Al元素含量、抑制脆性PtAl₂相生成、改善TGO层/黏结层界面韧性和降低TGO层应力应变水平可有效延长铂铝黏结层体系热障涂层的热循环寿命。

稀土硅酸盐环境障涂层（EBCs）是应用于新一代高推重比航空发动机热端部件的重要材料，但在服役过程中，稀土硅酸盐面层易产生纵向裂纹，为腐蚀性介质进入EBCs体系内部提供通道，使硅黏结层发生氧化并产生裂纹，最终导致EBCs失效。二硅化钼（MoSi₂）具有优异的高温性能，有望改善稀土硅酸盐EBCs体系的高温稳定性。本工作采用MoSi₂改性Yb₂SiO₅面层，通过真空等离子喷涂技术（VPS）分别制备了以Yb₂SiO₅、Yb₂SiO₅-5%MoSi₂（体积分数，下同）和Yb₂SiO₅-10%MoSi₂作为面层，以Yb₂Si₂O₇作为中间层，以Si作为黏结层的三种环境障涂层体系，利用场发射扫描电子显微镜表征了涂层在1350 ℃热震前后的形貌变化。结果表明：掺杂MoSi₂不仅能改善涂层的损伤容限，还可消耗氧化性介质，减少其向涂层体系内部的扩散，使黏结层上TGO层厚度分别降低83%和88%，从而有效改善涂层体系的高温稳定性。

采用易于规模化的湿法包覆工艺成功制备了石墨烯纳米片与聚（3,4-亚乙基二氧噻吩）∶聚（苯乙烯磺酸盐）（PEDOT∶PSS）共包覆的LiCoO₂正极材料（GP-LCO），使用X 射线衍射（XRD）、扫描电镜（SEM）和透射电镜（TEM）及电化学测试方法研究包覆前后材料的晶体结构、微观形貌及电化学性质。结果表明∶均匀分散的石墨烯纳米片（1%，质量分数，下同）与PEDOT∶PSS （2%）在LiCoO₂颗粒表面形成均一的包覆层；电化学测试结果表明，石墨烯纳米片与PEDOT:PSS所形成的复合包覆层不仅提升了材料的电化学反应速率，还改善了电化学反应的可逆性；经过表面包覆的GP-LCO添加2% Super P导电剂所制备的电极，在2.5~4.5 V（vs. Li⁺/Li）的电压范围内，0.1 C倍率下首次放电比容量173.9 mAh/g，10 C倍率下仍能表现出118.0 mAh/g的放电容量，循环性能和倍率性能均优于未包覆的LiCoO₂材料（LCO）。

先进材料技术是航空航天高新装备的发展先导，是支撑现代工业的关键基础技术，渗透到国防建设、国民经济和社会生活等方方面面，已成为世界各国争相发展的技术高地和国防重点。本文梳理分析航空航天先进结构材料近年来的技术现状及发展趋势，在高性能高分子材料及其复合材料、高温与特种金属结构材料、轻质高强金属及其复合材料、先进结构陶瓷及其复合材料四方面进行重点阐释，明确我国航空航天结构材料的研发与生产仍面临着跟踪研仿多、自主创新少、技术封锁严重、技术瓶颈亟待突破等困境。同时，本文对航空航天结构材料未来研究和发展提出展望，点明建立“产-学-研-用”完整技术体系的重要性。

聚硼硅氧烷属于超分子材料，材料本身具备物理交联网络结构，具有耐高低温、耐候、电绝缘、自修复等特性，但现有方法制备的聚硼硅氧烷材料力学性能差，限制了其在一些领域的应用。本工作采用高分子量聚甲基乙烯基硅氧烷（VMQ）与硼酸（BA）在高温环境下反应，制备一种含乙烯基的聚硼硅氧烷，通过引入乙烯基结构和气相法白炭黑，经热硫化处理，得到具有表面自粘性的聚硼硅氧烷复合材料。测定聚硼硅氧烷复合材料的结构、动态力学性能、热稳定性、力学性能以及自粘性能，通过红外反射光谱确认B—O—Si结构。结果表明：聚硼硅氧烷复合材料的内部形成了B∶O动态键，材料表面具有一定的自粘性能，自粘形成的剥离强度能达到4 N/cm，拉伸强度可达4.154 MPa，5%热失重温度为394.8 ℃，具有良好的力学性能和热稳定性。

随着复合材料在航空、汽车等领域的广泛应用，螺栓连接作为结构设计中的重点，一直以来都是国内外学者研究的热点。螺栓装配预紧力改变了复合材料连接件的孔边受载情况和结构整体的载荷分配，能够对结构的强度与寿命起到增益作用。本工作以螺栓孔的变形量为结构疲劳性能的衡量标准，用液压疲劳机研究装配预紧力对复合材料连接件疲劳性能的影响以及疲劳循环过程中的预紧力退化。结果表明：预紧力的大小与不均匀性较大程度影响了结构的孔变形以及疲劳寿命，在一定范围内，装配预紧力越大，结构抗疲劳性能越强；螺栓的预紧力退化受到初始预紧力大小、垫片类型以及加载频率等多方面因素的影响，初始预紧力越小，结构预紧力退化越严重。

为了开发适用于苛刻工况的长寿命、高可靠的自润滑涂层，选择NiCoCrAlYTa作为黏结相，Ag作为润滑相，Mo作为增强相，采用超音速火焰喷涂（high-velocity oxy-fuel spraying，HVOF）技术在Inconel718高温合金基体上制备复合涂层。考察该复合涂层在室温及800 ℃循环交变条件下的摩擦学行为，研究磨损表面的形貌特征、化学成分、相组成，揭示摩擦过程中元素之间的相互作用以及摩擦表面的物理化学本质，探究其在高低温交变环境下的多循环“自适应”润滑机理。结果表明：复合涂层致密均匀，力学性能良好，主要有γ-Ni，β-NiAl，γ′-Ni₃Al，Ag和Mo等物相；复合涂层表面生成的β-Ag₂MoO₄类层状润滑剂，可大大改善涂层在高温条件下的摩擦磨损性能；在多循环交变条件下，复合涂层后续循环摩擦因数较首次循环而言有所增大，但在室温条件下的磨损率却有所减小；这是涂层在高温条件下生成的β-Ag₂MoO₄类层状尖晶石润滑相与Al₂O₃、MoO₃硬质相氧化物在摩擦剪切力的作用下相互影响而导致的。

2.5D机织碳纤维增强树脂基复合材料以其在力学性能和复杂构件成型两方面的综合优势，在大涵道比商用涡扇发动机风扇叶片方面具有巨大的应用前景。对发动机风扇叶片来说，振动疲劳是一种不可忽视的工况条件，目前2.5D机织复合材料振动疲劳方面的实验与数值预测模型十分有限。本工作针对一种模拟发动机叶片根部的2.5D机织复合材料悬臂梁结构，建立一阶弯曲振动疲劳行为模拟的多尺度模型，并基于固定周期跳跃的疲劳加载模拟方法，结合主导疲劳失效机制的损伤萌生准则和疲劳刚度退化模型，开展2.5D机织复合材料经、纬向试件振动疲劳实验过程的模拟。基于建立的多尺度模型分析试件危险部位单胞内的应力场，预测经、纬向试件振动疲劳实验后的损伤状态。数值模拟结果与实验后的断口形貌观测结果吻合，验证了本工作提出的2.5D机织复合材料振动疲劳多尺度预测模型的有效性。基于提出的振动疲劳多尺度预测模型，对随着疲劳加载次数累积经向试件工作段单胞内的损伤状态进行了仿真，揭示了2.5D机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。

采用化学气相渗透工艺制备SiC纤维增韧Si₃N₄基复合材料（SiC_f/Si₃N₄），通过调节BN界面层厚度对其力学性能进行优化，利用透射电镜和扫描电镜对其微结构进行表征，结合有限元分析阐明力学性能演变规律。结果表明：随着BN界面层厚度从290 nm增加到550 nm，复合材料的弯曲强度从（190±39） MPa提高到（317±28） MPa，断裂韧度从（7.3±1.6） MPa·m^1/2提高到（14.7±0.5） MPa·m^1/2，拉伸强度从（89±3） MPa提高到（176±17） MPa；随着BN界面层厚度的增加，纤维所受到的残余应力快速变小，应力失配得到有效缓解，材料表现出更好的力学性能。

树脂传递模塑成型（resin transfer molding, RTM）工艺是树脂基复合材料制造中主要的一种成型工艺，对该工艺的模拟仿真可在RTM制件的工艺设计优化方面起到关键作用。本工作以实际RTM工艺生产需求为基础，在二维等温RTM工艺仿真程序基础上，突破热流耦合计算等关键技术，采用控制体有限元（CV/FEM）方法，研发三维非等温RTM成型仿真模型。该仿真模型基于Darcy方程、连续性方程、能量守恒方程、固化反应方程以及多个流变固化模型，采用半离散方法和三收敛标准，可有效解决非等温RTM仿真过程的模具预热、树脂非等温充填过程的黏度变化、固化放热等仿真问题，经过平板实验件及机匣件应用验证，可有效预测RTM充填时间、速度及压力等关键结果，结果精度与国际同类产品相当，在核心仿真能力上达到了国外商业仿真模型的同等水平，基本具备了针对实际复杂结构零件开展仿真的能力。

针对航空发动机叶片前缘外物损伤（foregin object damage，FOD）后疲劳性能严重下降的问题，采用激光冲击/机械喷丸复合强化对TC4钛合金薄壁试样进行表面处理。采用X射线衍射测量复合强化前后试样表面残余应力梯度分布；通过硬度计预制不同形状的凹坑在试样表面引入FOD，利用电磁振动台测试处理前后TC4钛合金薄壁试样的高周一阶振动疲劳寿命；通过扫描电镜分析疲劳断口形貌；采用有限元动力学数值仿真模拟FOD前后试样表面残余应力分布演化规律，揭示了复合强化层对FOD缺口疲劳性能的影响机制。结果表明：相比未强化的FOD和无FOD试样，复合强化FOD试样的平均疲劳寿命分别提高了370%和60%；复合强化后试样表层形成的深层残余压应力场（厚度500 μm）是提高FOD试样疲劳寿命的重要原因。

高速切削是实现钛合金等难加工材料高效、高质量加工的有效技术方法。钛合金高速切削加工过程具有高温、高应变和高应变率的热力强耦合非线性动态特征。为了准确描述高速切削时钛合金动态力学行为，对钛合金动态本构模型的研究进行综述。以钛合金Ti-6Al-4V为研究对象，从唯象模型和物理学模型的角度，分析了Johnson-Cook模型、Zerilli-Armstrong模型、Bammann模型的适用条件及优缺点。经综合比较，选取Johnson-Cook模型开展进一步探究，并且基于温度影响和竞争机制影响对Johnson-Cook修正模型进行分类，Johnson-Cook修正模型的预测精度与经典模型的预测精度相比均有所提高；同时提出可将构建唯象-物理学复合本构模型作为探究钛合金动态本构模型的重点方向，采取实验与计算机同步方法得到本构模型参数的最优解，从而提高动态本构模型的预测精度。

采用电子拉伸试验机、金相显微镜、扫描电镜、透射电镜等检测手段，研究不同固溶温度下Fe含量对Al-Mg-Si合金铸棒微观组织和力学性能的影响。结果表明：Fe含量为0.14%（质量分数，下同）时，Al-Mg-Si合金具有最高的强度和断后伸长率，随着固溶温度升高，合金强度不断提高，固溶温度520 ℃以上时合金强度趋于高点，抗拉强度280 MPa，屈服强度259 MPa，断后伸长率13.40%；时效处理后晶界处富Fe相是球形的α-Al₈Fe₂Si，对合金基体割裂作用弱，弥散分布在晶界处起到钉扎晶界的作用；当Fe含量低于0.14%时，晶界处球形的α-Al₈Fe₂Si极少，钉扎晶界弱，在500 ℃以上固溶时，晶粒明显长大，断后伸长率大幅度降低；当Fe含量高于0.14%时，富Fe相多为长条状的β-Al₅FeSi，对界面割裂作用强，随着Fe含量增加，合金强度和断后伸长率不断降低；此外，Fe含量影响βʺ相时效过程的析出转变，Fe含量为0.14%时，βʺ强化相析出的尺寸小、数量多、分布密集，对位错运动阻碍作用最强。

采用激光金属沉积工艺对成分重组设计后的Nb-Mo-Ta-W系难熔高熵合金进行成形制备，利用X射线衍射仪和扫描电子显微镜对（NbMoTa）₉₀W₁₀和（NbMoTaTi）₉₀W₁₀两种高熵合金的相结构、缺陷与微观组织进行了表征分析，并通过多功能力学试验机对两种合金进行室温拉伸性能测试。结果表明：（NbMoTa）₉₀W₁₀和（NbMoTaTi）₉₀W₁₀两种高熵合金均为单相体心立方结构；Ti元素在Nb-Mo-Ta-W系合金中的晶界处形成了“液态薄膜”，可实现对沿晶裂纹的良好抑制；冶金缺陷的减少以及Ti元素引入的晶格畸变效应，（NbMoTaTi）₉₀W₁₀高熵合金的室温力学性能提升，屈服强度达到1156 MPa。

针对固体推进剂所面临的Al粉燃烧不充分和微纳尺度下组分偏聚两大关键问题，采用组分复合技术设计制备一种将氧化剂AP包覆在氟化物改性Al粉表面的含能微单元Al@PFPE@AP核壳型粉体，通过扫描电子显微镜、激光粒度仪、氧弹量热仪、电感耦合等离子发射光谱仪以及X射线衍射仪等对微单元粉体的形貌、粒径、燃烧性能以及燃烧产物进行分析。结果表明：含能微单元Al@PFPE@AP呈现明显的核壳结构，粒径较均一；当PFPE的添加量为5%（质量分数）时，相比于机械混合样品（AP+Al），Al@5%PFPE@AP的燃烧热值提高了63.8%，燃烧产物粒径减小了61.8%，燃烧产物中活性铝含量减少57%以上；PFPE可以与Al粉发生预点火反应，增加Al粉的反应活性，并且Al粉表面对AP分解有催化作用，使AP的高温分解温度和低温分解温度分别降低了12 ℃和10 ℃；核壳型微单元结构对体系燃烧性能的提升有明显的促进作用，能够大幅度提高推进剂主要组分燃烧时的能量水平。

采用金相显微镜、扫描电镜、透射电镜和力学拉伸试验机，研究160 mm 7050-T7651铝合金特厚板不同厚度位置的金相组织、晶粒取向、织构类型、时效纳米析出相分布以及力学性能的差异。结果表明：从板材表层到心部，组织中的第二相粒子含量降低，但尺寸增加；板材表层以小角度晶界亚结构组织为主，小角度晶界比例在79%~85%之间，而板材心部小角度晶界的比例为58%左右，相比于板材表层小角度晶界比例降低了26.6%~31.8%；板材表层以{001}＜110＞剪切织构为主，占比为3.64%，并随厚度增加，变形织构组分含量逐渐增多；板材厚度方向力学性能呈现出沿厚度表层-心部-表层方向先降低后升高的趋势，且力学性能最优位置均为板材表层位置。

研究DD6单晶高温合金在700 ℃、R=0.05条件下的低周疲劳性能，采用扫描电镜观察断口形貌和断裂组织，分析疲劳裂纹萌生、扩展及断裂机制。结果表明：随着应变幅增加，合金的低周疲劳寿命降低，合金在非对称循环载荷条件下具有良好的低周疲劳性能，不存在过渡寿命，低周疲劳过程中弹性应变起主要作用，塑性变形量极小。随着总应变幅的增加，塑性变形损伤增加；疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区和瞬断区三部分组成，所有试样断裂机制均为类解理断裂。疲劳裂纹萌生于试样的表面、亚表面或远离表面的显微孔洞，远离表面起裂断口呈现“鱼眼”特征。裂纹先沿与主应力轴垂直方向扩展，然后沿{111}平面扩展，裂纹扩展区有典型的疲劳条带、解理台阶、河流状花样特征，瞬断区有解理平面、滑移带、撕裂棱特征；断裂组织分析表明远离断口处γ′相仍保持立方状形态，断口附近的γ′相发生了塑性变形，断口附近可见滑移带，二次裂纹沿滑移带形成。

连续SiC纤维增强钛基复合材料（SiC_f/Ti复合材料）具有良好的比强度和综合力学性能，是新一代装备研制备受关注的轻质高温结构材料。SiC_f/Ti复合材料可采用箔压法（FFF）和基体涂层法（MCF）进行制备，为对比两种工艺方法对其界面反应生长的影响，采用FFF和MCF分别制备SiC_f/TC17复合材料。对两种工艺制备的SiC_f/TC17复合材料在高温下（800~900 ℃）进行热暴露处理，通过扫描电镜对其微观结构及界面反应层厚度进行分析，获得界面反应层在高温下的生长速率，并进一步获得不同制备工艺状态下材料的界面反应动力学参数。结果表明：相同温度下MCF法制备的SiC_f/TC17复合材料界面反应速率大于FFF法制备的复合材料，前者的反应速率因子k₀为4.942×10⁻³ m/s^1/2，反应激活能Q为276.3 kJ/mol，后者的界面反应速率因子k₀为8.149×10⁻³ m/s^1/2，反应激活能Q为291.7 kJ/mol。这是由于MCF法制备的钛合金基体具有更微小的相组织，具有较小的反应激活能，在高温下具有更高的元素扩散速率。

研究激光选区熔化（selective laser melting，SLM）技术成形Al-Mg-Sc-Zr合金材料不同取向的显微组织特征、拉伸和损伤容限性能。结果表明：YZ截面为细小的等轴晶和粗大的柱状晶组成的双峰组织，XY截面由细小的等轴晶组成；0°和90°方向屈服强度、抗拉强度均超过500 MPa，各向异性较小，但堆积层间存在的未熔合缺陷使得90°方向断裂伸长率明显低于0°方向；0°和90°CT试样K_IC分别为21.41 MPa·m^1/2和20.89 MPa·m^1/2，在柱状晶区域裂纹扩展阻抗低，导致90°CT试样K_IC稍小；显微组织和缺陷是影响裂纹扩展性能各向异性的主要因素，在近门槛区未熔合缺陷起主导作用，当裂纹面平行于水平方向时裂纹扩展速率更快；在稳态扩展区显微组织的影响起主导作用，当裂纹面平行于水平方向时为穿晶断裂，裂纹扩展阻抗较高，裂纹扩展速率较低。

研究高、低温环境下聚碳酸酯（polycarbonate，PC）力学性能的变化规律。结果表明：PC的拉伸性能和弯曲性能随环境温度升高呈线性降低关系，且线性相关性较好；环境温度从–40 ℃升至130 ℃时，拉伸屈服应力降低近55%，屈服应变降低约63%；环境温度从–70 ℃升至130 ℃时，弯曲强度降低了约66%，弯曲模量降低了约37%；不同温度下的拉伸断裂均起源于表面，断口可见明显的镜面区、雾状区和粗糙区；断裂方式由低温的快速脆性断裂转向高温的塑性断裂；冲击强度随环境温度的升高呈现出先增大后减小再增大的趋势；冲击断裂机理存在较大程度的温度差异性，在整个–40~145 ℃范围内，材料的冲击断口形貌表现出从雾状区到锯齿带再到镜面区，最终软化熔融的一系列变化。

镍基高温合金是涡轮发动机和燃气轮机中的重要结构材料，然而其制件传统加工过程复杂、成本高昂且原材料利用率不高。电子束粉末床熔融（electron beam powder bed fusion，EBPBF）技术能够实现复杂结构制件近净成形，是一种高温合金成形的新方案。EBPBF技术实现了以Inconel 718、Inconel 625为代表的高温合金材料构件的成形，并且发展至能够成形无裂纹的高比例γ′相难焊镍基高温合金，甚至直接制备单晶体镍基高温合金构件，材料的性能达到了传统铸锻件的水平。本文回顾近年来以EBPBF镍基高温合金作为研究对象的相关文献，从工艺过程、组织调控、力学性能等角度对EBPBF制备镍基高温合金构件研究现状进行分析总结，并对未来的研究工作提出了展望。

在主轴转速250～350 r/min、横向移动速度50～150 mm/min工艺参数下进行2219-T87铝合金搅拌摩擦沉积增材（additive friction stir deposition，AFSD）实验，探究工艺参数与多层热循环对沉积层宏观成形、微观组织和力学性能的影响。结果表明：在主轴转速250 r/min，移动速度100 mm/min工艺参数下可获得成形良好的单道16层增材试样。增材区晶粒尺寸发生显著细化，在4～6 μm之间，细小等轴晶组织取代沉积棒料粗大的无规则晶粒组织。增材试样发生剧烈的动态再结晶，整体再结晶晶粒在80%以上，试样底部（第1层）受到多次热循环影响，再结晶晶粒达到91.8%。增材区域织构基本由Cube、Copper、P和RtB四种再结晶织构以及S、T和Brass织构构成。增材试样的硬度和抗拉强度相比于沉积棒料都明显降低，其中，第16层沉积层硬度最大为80HV，约为沉积棒料母材的55.6%；第1～8层沉积层硬度均匀在60HV。增材区水平（longitudinal direction，LD）方向第9～16层和1～8层的平均抗拉强度分别为243.0 MPa和219.3 MPa，约为母材的60.0%和52.9%；平均伸长率为19.4%和24.5%，分别约为母材的181.1%和229.0%。增材试样LD方向断裂模式均为韧性断裂。

研究国产三维五向M55JC_f/Al复合材料的显微组织和致密度以及在室温和350 ℃下的弯曲性能。结果表明：国产三维五向M55JC_f/Al复合材料的致密度为98%，显微组织无明显缺陷，仅存在少量的纤维团聚现象和浸渗微孔缺陷；在室温和350 ℃的弯曲强度分别为505 MPa和335 MPa，弯曲模量分别为158 GPa和138 GPa，表现出优良的室温、高温弯曲性能。

GH3536和GH4169镍基高温合金常用来制造航空发动机等热端部件。采用激光选区熔化（selective laser melting，SLM）最优工艺参数制备GH3536和GH4169合金试样，研究不同均匀化温度和保温时间对两种合金组织演变、平均晶粒尺寸和性能的影响，利用OM、SEM、EDS等方法表征其缺陷特征和微观组织，利用维氏硬度仪测试合金的显微硬度。结果表明：成形态GH3536合金中存在更多缺陷，包括气孔、裂纹和未熔合；成形态GH4169合金中只存在气孔。均匀化处理使合金熔池消失，使晶粒长大成为等轴晶。GH3536合金晶界和晶内有M₂₃C₆析出，GH4169合金晶界和晶内有NbC析出，随着均匀化温度升高，析出物明显减少。GH3536合金的平均晶粒尺寸从1130 ℃，1 h的48.5 μm增大到1250 ℃，4 h的100.9 μm，增大了106.8%；GH4169的平均晶粒尺寸从1080 ℃，1 h时的57 μm增大到1200 ℃，4 h时的87.4 μm，增加了53.3%。GH3536合金经过均匀化处理后显微硬度下降明显，由原来262HV下降到180～190HV；与之相反，GH4169合金经过均匀化处理后硬度提高，显微硬度均保持在430～450HV之间，明显高于成形态试样的313HV。

为了明确超高速激光熔化沉积Al-Mg-Sc高强铝合金的沉积态组织及力学性能特征，以7075铝合金为基体，采用自主开发的LDF3000-40型激光熔化沉积设备制备Al-Mg-Sc高强铝合金，探究激光扫描速度对材料微观组织与室温拉伸性能的影响。结果表明：超高速激光熔化沉积样品均无明显裂纹，但含有少量小尺寸气孔。沉积态组织由细小的α-Al等轴晶及弥散分布的Al₃（Sc，Zr）颗粒构成。利用数值模拟进一步研究扫描速度对力学性能的影响，发现在0.1～1 m/s范围内，较高的激光扫描速度能减少粉末材料的堆积，降低沉积层表面的孔隙率，因此可以提高力学性能。沉积态样品最大抗拉强度为303 MPa，断裂伸长率为22.5%。

将新兴高熵合金材料引入激光增材修复的先进智能制造之中，有望推动新一代材料与制造技术的深度融合发展，大幅提高原材料和能量的利用率，具有广泛的应用领域和极好的发展前景。本文介绍了高熵合金在激光增材修复中的应用现状，指出强度塑性有待提高、调控工艺有待优化、强化机理有待明确是高熵合金在激光增材修复中拓展应用解决的关键科学问题。探究高熵合金熔覆涂层金属强韧化机制，明确熔覆涂层的材料、工艺、组织结构和宏观性能之间基本对应关系，获取完整有效的高熵合金成分预测方法，创新合金体系设计、优化调整控制工艺，获得适用于极端服役环境且成本低廉的高性能熔覆涂层是未来的主要研究热点和发展趋势。