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采用X射线衍射（XRD）、透射电子显微镜（TEM）、光学显微镜（OM）等对新型超高强韧TB17钛合金次生α相转变动力学进行研究。实验结果表明, 该合金经β相区固溶, 520℃不同保温时间时效后, 片层次生α相在β相基体上析出、形核、长大, 并且与基体具有柏氏共格关系。短时时效后次生α相呈针状, 随着保温时间延长, 次生α相粗化呈短棒状。析出相含量对TB17钛合金强化具有重要影响, TB17钛合金在完全析出过程中, 次生α相含量增加, 时效硬化作用增加。TB17钛合金次生α相等温相变动力学采用JMAK方程进行描述。
采用分离式霍普金森压杆技术对TC32钛合金片层组织、双态组织、网篮组织试样进行了动态剪切实验, 通过光学显微镜、扫描电镜研究了TC32钛合金不同组织的损伤特点。结果表明：片层组织、双态组织、网篮组织的临界应变率分别为2400 s-1, 2700 s-1与2600 s-1, 与网篮组织和片层组织相比, 双态组织具有最优的综合动态力学性能。三种组织均观察到了绝热剪切带, 并且绝热剪切破坏都要经过微孔洞的形核、长大与相互联结的过程, 微孔洞的萌生与长大优先沿着绝热剪切带与基体的界面位置。片层组织绝热剪切带与基体的界面塑性流变特征不明显, 并且在该区域观察到了呈快速扩展特征的长裂纹。双态组织绝热剪切带及与基体界面呈纤维状, 周围组织在剧烈剪切力的作用下呈明显的塑性流变特征, 等轴状或者椭圆型的初生α相被严重拉长变形, 微孔洞也容易在α/β转变基体的界面处形核。网篮组织与双态组织的损伤特点类似, 但与片层组织和双态组织不同的是, 当网篮组织中具有规则排列的针状α相与绝热剪切带垂直时, 微孔洞也容易在该处萌生。绝热剪切带内部组织主要是由细小的等轴晶粒组成, 形成机制尚无统一定论。
基于楔形试样等温锻造试验, 采用Deform-3D模拟软件, 模拟确定了楔形试样中不同位置的变形量, 研究了不同变形温度和不同变形量对挤压态FGH96合金晶粒异常长大的影响。结果表明：在压下速率0.04 mm/s的平模镦粗试验条件下, 挤压态FGH96合金出晶粒异常长大的临界变形温度为1100℃, 临界变形量为2%；1000~1070℃锻造变形时, 合金不易发生晶粒异常长大, 但也有"临界变形量"特征, 变形量5%~10%区域晶粒平均直径最大；选择15%及以上的变形量, 可以避免晶粒异常长大, 并获得均匀细小的晶粒组织。
通过室温拉伸、腐蚀试验、TEM等手段, 研究人工时效前预拉伸处理对2A97铝锂合金组织和性能的影响。结果表明：在相同时效工艺下, 经3%的预拉伸变形后, 2A97合金的强度和耐蚀性能都有较大提高, 其中抗拉强度提高了32 MPa, 晶间腐蚀等级变为点蚀等级；预拉伸处理促进了时效过程中T1相在晶内的均匀弥散析出, 降低了δ'相的含量, 抑制了晶界平衡相的析出, 从而改善了合金的强度和耐蚀性能。
建立动态模糊径向基神经网络RBF（Radial Basis Function, RBF）焊接接头力学性能预测模型, 克服静态RBF和模糊神经网络（Fuzzy Neural Network, FNN）在结构辨识、动态样本训练及学习算法的不足。该模型的结构参数不再提前预设, 在训练过程中动态自适应调整, 适用动态样本数据学习, 学习算法引入分级学习和模糊规则修剪策略, 加速训练并使模型结构更加紧凑。利用三种厚度、不同工艺TC4钛合金TIG焊接试验数据对该模型进行仿真。结果表明：模型具有较高的预测精度, 适用于预测焊接接头力学性能, 为焊接过程在线控制开辟了新的途径。
采用疲劳试验、透射电镜、扫描电镜及X射线衍射仪等方法研究了2124-T851铝合金厚板不同参数孔挤压强化后疲劳寿命与显微组织的变化。结果表明：孔挤压强化后试样的疲劳寿命先随挤压量的增大而升高, 随后又迅速降低, 挤压量为0.4 mm时疲劳寿命达到峰值, 较未强化增加12.66倍；组织观察结果表明孔挤压强化后, 在孔壁强化层内形成了位错胞状结构和残余压应力, 并且随挤压量增大先迅速增加然后趋于平缓, 强化层的形成可以有效延缓疲劳裂纹的扩展速率；同时, 适当的孔挤压强化可改善表面粗糙度, 降低裂纹萌生几率, 从而提高材料的疲劳寿命。
采用0.3 MPa压力对DD6单晶高温合金进行水吹砂, 然后用电子束物理气相沉积的方法在DD6合金基体上制备了热障涂层, 将带热障涂层试样置于1100℃空气气氛中分别进行50 h和100 h热暴露, 在1100℃/130 MPa条件下测试持久性能。研究了水吹砂及高温热暴露对带热障涂层DD6合金组织的影响。结果表明：0.3 MPa压力水吹砂制备热障涂层并高温热暴露后没有发现再结晶组织；热暴露过程中, 基体和涂层之间的元素会发生不同程度的互扩散；表面残余应力和元素互扩散导致了γ'相粗化方向的变化；性能测试后试样断口附近的涂层与基体界面下方局部区域形成了二次反应区。
采用激光气体氮化与同步送粉相结合的工艺方法, 在Ti-6Al-4V合金表面原位合成了TixAly-TiN复合涂层。通过XRD, SEM, OM, EDS, 显微硬度测试等手段研究了该复合涂层的物相组成、显微组织、元素分布及显微硬度。结果表明：涂层主要由TiN和TixAly金属间化合物组成；沿激光熔深方向TiN含量下降；TixAly金属间化合物含量上升；涂层无裂纹和孔隙, 厚度较均匀, 涂层与基体间形成良好的冶金结合；沿激光熔深方向N、Al元素的分布均匀；涂层显微硬度得到显著提高, 且从涂层到基体逐渐降低。
研究表面涂覆有机硅涂层的聚碳酸酯（Polycarbonate, PC）透明件在乙醇中的溶剂-应力开裂（Environmental stress cracking, ESC）行为, 利用自制的环境力学测试装置考察PC/涂层体系在溶剂与应力共同作用下的应力松弛行为和表面裂纹形貌。结果表明：有机硅涂层在一定程度上改善了透明件的耐溶剂-应力开裂性能, 带涂层试样在乙醇环境中的应力松弛比纯PC明显减慢, 并且表面裂纹数量减少；有机硅涂层对乙醇与试样表面层的接触及扩散吸收起到有效阻隔, 进而可降低溶剂对PC的塑化作用；涂层与PC基体力学性质较为匹配, 在承载条件下涂层不易发生脱落开裂, 在溶剂-应力共同作用过程中仍然能对PC基体起到一定保护作用。
采用双悬臂梁试验和假设检验的方法, 对比分析了两种不同成型工艺对复合材料I型层间断裂韧度的影响, 并采用有限元模型对这一过程进行了模拟。研究表明：硅橡胶软模成型试验件的I型断裂韧度均值略高于金属硬模成型试验件；而两种工艺试验件的I型断裂韧度方差不存在显著差异, 且两种工艺成型的试验件的裂纹扩展过程相似。在试验的基础上建立了有限元模型, 对裂纹扩展过程进行了模拟, 与试验结果吻合良好, 可以有效地预测裂纹扩展过程。
研究了在航空载荷谱TWIST作用下2024铝合金的疲劳特性。对航空载荷谱进行简化处理, 对比分析了理论推导、MATLAB程序模拟和疲劳试验给出的飞机疲劳寿命预测值, 并微观观察疲劳失效断口特征, 分析了失效机理。结果表明：理论推导、程序模拟和疲劳试验得到的疲劳寿命预测值分别为163800, 158280和134249次飞行循环；程序模拟得到飞机巡航过程中实际阵风载荷和忽略极小波动载荷的疲劳寿命预测值分别为92314和92321次飞行循环；观察疲劳断口可以发现裂纹萌生形核起源于试验件近表面, 疲劳裂纹的扩展以沿晶和穿晶两种方式进行, 有明显的疲劳条带, 在瞬时断裂区呈现韧窝形貌。
讨论温度对T700/3234反对称铺设圆柱壳结构的双稳态特性的影响。通过热压固化成型工艺制备了三种不同铺层层数的试样, 采用两点加载的方式, 使用在现有的拉伸试验机上改装的实验测试平台驱动反对称铺设圆柱壳结构进行稳态转变, 持续捕捉实验过程中的数据, 得到在20℃, 40℃, 60℃和80℃温度下的载荷—位移曲线的变化规律及稳态转变载荷。实验后, 通过图像处理技术得到曲率和扭曲率等数据。系统分析稳态转变载荷和稳态曲率变化情况, 并对存放时间对壳结构的影响进行了讨论。结果表明, 温度对双稳态结构稳态转变影响较大, 给出了温度对snap-through和snap-back过程的影响规律。
采用不同应变速率（0.0001~0.1s-1）下单轴拉伸实验对GH39合金应变硬化行为与断口特征进行了研究。结果表明：应变硬化指数在不同应变量下表现出多重性, 真应力应变不完全遵循Hollomon对数线性关系。塑性变形开始阶段, 应变硬化指数n为恒定；真应变ε在0.014~0.13, n随着应变的增加而增加, 在此过程由于形成大量形变孪晶, 孪晶与位错相互作用, 硬化能力增强；随着应变速率的提高, 材料的应变硬化指数略下降；在低应变速率时段合金的拉伸断口为延性断裂, 随着应变速率的增加从韧窝状延性断裂向半解理断裂过渡。
综述了热机械处理对新型铝锂合金强韧化机制影响的研究, 深入分析讨论了热机械处理对铝锂合金晶粒结构和沉淀相等显微组织演变规律的影响。通过热机械处理改变主要沉淀相的析出顺序和析出行为, 促进基体形成细小、弥散和均匀分布的以δ', θ"/θ', T1, S"S'相为主的联合强化组织, 抑制晶界沉淀相的析出和长大以及晶界无析出带的宽化, 能够显著改善铝锂合金的强度和塑韧性匹配。经过固溶处理基体溶质原子和空位密度显著上升, 淬火后形成这些缺陷过饱和固溶体为随后时效析出提供了动力。预变形和预时效促进了基体细小弥散的沉淀相δ'相或G.P.区均匀形核析出, 在高温时效调节和稳定沉淀相尺寸和体积分数, 获得T1、θ"/θ'和δ'相混合组织。新型和特殊热机械处理调控主要强化相δ', θ"/θ', T1相析出比例、尺寸和取向, 细化晶粒和优化晶粒结构。最后指出应开发大规格轧制板材和热锻件的应力时效等新型热机械处理工艺, 以满足大型航空飞机和重型运载火箭对轻质高性能铝锂合金需求。
与金属之间过高的接触电阻是影响碳纳米管在微纳电子器件中应用的关键因素之一, 本文从形成机理和改善方法两个方面综述了近年来碳纳米管接触电阻的研究进展。介绍了利用第一性原理对碳纳米管与金属界面电子输运性能的理论研究, 以及金属功函数对界面势垒调试作用的实验研究。研究表明金属与碳纳米管之间具有较弱的杂化作用和较长的接触长度时, 接触电阻较小；金属与碳纳米管功函数越接近, 势垒高度越低。阐述了超声焊接技术、高温退火法、金属沉积法、局部焦耳热法等常用降低碳纳米管接触电阻方法的作用机理, 并分析了这些方法对器件性能的改善作用。其中局部焦耳热法操作简单、易于自动化、对器件损害小、成本低, 是目前比较理想的降低碳纳米管接触电阻的方法。
