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4D打印是实现对智能材料的增材制造技术。本文基于复合材料、形状记忆聚合物、形状记忆合金等材料简要综述了4D打印智能材料的研究进展。目前复合材料的4D打印向着多材料精确复合、响应速度快、成形材料功能化等方向发展；4D打印形状记忆聚合物则朝着形态可控、实现特定动作等方向发展；4D打印形状记忆合金，目前向着相转变行为精确调控、变形可控等方向发展。由于目前4D打印形状记忆合金存在诸多未解决的问题，本文提出了获得近全致密4D打印形状记忆合金需考虑的因素；成形孔隙对其综合性能的影响；组织性能调控；变形控制；性能指标调节的冗余度问题；需要突破的科学问题等相关思考。总体而言，随着新型原材料、成形方法、控制软件和机器精度的不断发展，4D打印技术发展迅速，正逐步走向智能化、精确化和高效化。
采用选择性激光烧结（selective laser sintering，SLS）快速制备高温合金叶片用氧化铝基陶瓷型壳初坯，并结合高温烧结（high-temperature sintering）进一步提高陶瓷型壳的力学性能。研究不同烧结温度（1450~1600 ℃）对氧化铝基陶瓷型壳的抗弯强度的影响，采用X射线衍射仪（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）分析型壳的物相组成、断口微观形貌。结果表明：采用选择性激光烧结+高温烧结技术可快速高效地制备力学性能满足要求的陶瓷型壳，随着烧结温度从1450 ℃升高到1600 ℃，型壳的室温平均抗弯强度增大，并在1600 ℃时达到38.03 MPa；型壳的主要强化相为柱状莫来石相，且随烧结温度升高，型壳中莫来石相含量增加，石英相含量降低，方石英相含量先增加后有所降低；裂纹扩展形式从缓慢扩展转变为迅速扩展并引发瞬断，断口由撕裂状演变为平齐小断面，断裂方式由主要沿晶断裂向穿晶断裂转变，裂纹倾向于向晶内莫来石扩展。
探讨高温化学腐蚀加工SiC陶瓷工艺参数对加工质量的影响，分析SiC陶瓷的腐蚀机理。分别用失重法和Archimedes法测量试样的腐蚀速率和气孔率；用XRD、SEM、粗糙度测试仪对试样表面的形貌和结构进行表征。结果表明：随着温度和KOH浓度升高，腐蚀速率加快，温度高于碱溶液沸点时，腐蚀效果显著提高；碱溶液浓度过高会造成气孔率下降，升高温度可减缓气孔率下降；在优化的工艺参数下，高温化学腐蚀能够降低样品粗糙度，最低约为1.6 μm；表面质量得到改善，轮廓支承长度率Rmr提高，Rmr（50%）达到89.70%；腐蚀温度过高或时间过长将造成晶粒脱落，导致表面质量大幅下降；此外，与机械加工试样相比，高温化学加工后的样品未出现裂纹，表面经简单清洗无反应物残留。
采用机械研磨的方法制备氧化石墨烯（GO）改性环氧树脂（GH81），利用光学显微镜对GO在环氧树脂（H81）中的分散情况进行分析，通过流变仪和差示扫描量热仪对H81和GH81的热熔行为和固化行为进行表征。结果表明：GO均匀分散在基体树脂中，GO的加入不影响基体树脂的熔融黏度和固化条件；以GH81为基体树脂的碳纤维复合材料GH81-300的0°方向拉伸强度、弯曲强度和压缩强度分别为2270 MPa、2239 MPa和1529 MPa，分别较未添加GO时提高了6.4%、7.2%和7.1%。
固定转动惯量，使用不同的转速和摩擦压力，对FGH96高温合金进行惯性摩擦焊（IFW），分析接头组织和焊核区宽度，研究焊接参数对接头高温拉伸性能的影响。结果表明：接头焊核区（WNZ）为等轴细晶组织，热力影响区（TMAZ）粗、细晶共存，接头焊核区的细晶组织中基本没有γ′强化相；接头高温拉伸性能随转速变化较小，而随摩擦压力的增大而增加，且焊核区宽度随摩擦压力的变化规律与拉伸性能吻合，这与焊接热输入量、材料塑性流动有关；高温拉伸试件均断裂于焊核区，这是由于焊核区γ′强化相完全溶解于基体导致接头强度下降。
采用普通大气等离子喷涂（atmospheric plasma spraying，APS）和高能效超音速等离子喷涂（supersonic atmospheric plasma spraying，SAPS）分别沉积制备镍石墨可磨耗封严涂层，对比研究润滑相尺寸对涂层的力学性能、抗腐蚀性能以及抗冲蚀磨损性能的影响。结果表明：相较于APS涂层，SAPS沉积制备的涂层中石墨润滑相尺寸较小；SAPS涂层的结合强度（22.3 ± 1.4）MPa和表面洛氏硬度（87 ± 0.8）HR15Y比APS涂层分别高出22.5 %和20.8 %；APS涂层在30°攻角和90°攻角的相对冲蚀速率分别比SAPS涂层高出7%和13%，表明SAPS涂层抗冲蚀性能优于APS涂层；APS涂层和SAPS涂层在250 ℃的高温醋酸环境中均发生了明显的电化学腐蚀现象，但SAPS涂层的抗腐蚀性能优于APS涂层。
采用NiO、Er2O3、Yb2O3、Y2O3、ZrO2粉末为原料，用高温固相合成法制备复合陶瓷材料，研究该复合陶瓷材料的比热、热扩散系数、热导率等热物理性能，并与传统8YSZ热障涂层材料进行对比。利用XRD测定所制备的陶瓷样块的晶体结构和物相组成，分析该陶瓷试样的物相组成及高温相稳定性。结果表明：NiO、Er2O3、Yb2O3共掺YSZ后，室温至1500 ℃范围内的热扩散系数为0.36～0.56 mm2/s，与8YSZ相比，降低了约20%；室温至1500 ℃的热导率为1.45～1.55 W/(m•K)，比8YSZ降低了18%；2EYNYSZ陶瓷材料具有单一的相结构，经1500 ℃热处理100 h之内不发生相变。
使用微波等离子体技术（microwave plasma chemical vapor deposition，MPCVD）对膜厚100 μm的（100）和（111）晶面金刚石膜进行刻蚀处理，研究其抗氧等离子体的行为。结果表明：（100）晶面刻蚀首先发生在晶棱晶界处，而（111）晶面金刚石的刻蚀首先发生在晶面处；30 min刻蚀后，（100）面金刚石有明显晶面显现，（111）面金刚石膜晶面不明显；60 min刻蚀后，（100）和（111）晶面金刚石膜的择优取向消失；（100）晶面金刚石特征峰的半高宽值（full width at the half maximum，FWHM）由刻蚀前的8.51 cm–1上升至刻蚀后的12.48 cm–1，（111）晶面金刚石FWHM值由8.74 cm–1上升至148.49 cm–1；（100）晶面金刚石膜刻蚀速率在40 min时为0.35 μm/min，60 min时上升至1.34 μm/min；刻蚀前期，（100）晶面金刚石膜具有更好的抗氧等离子体刻蚀能力，刻蚀后期其抗刻蚀能力与（111）晶面金刚石膜相似。
为了研究等寿命曲线模型的选取对细节疲劳额定值计算结果的影响，针对六种典型航空材料对比了Gerber模型和Goodman模型对于高周疲劳数据的拟合精度；推导基于Gerber模型的DFR计算公式、腐蚀折算系数CC的表达式；针对2024-T3铝合金（表面阳极化）进行了预腐蚀0 h、6 h、12 h、24 h、36 h和72 h的疲劳实验并分析预腐蚀72 h的疲劳断口。结果表明：Gerber模型适用于LY12CZ等铝合金，并且在N95/95 > 105次时，基于Gerber模型的DFR法才能发挥延性材料的潜能；随着预腐蚀时间增长，2024-T3铝合金DFR值下降，基于Gerber模型计算的DFR分别为84.251 MPa、84.721 MPa、79.683 MPa、80.745 MPa、77.026 MPa和74.996 MPa，腐蚀折算系数CC为1.006、0.946、0.958、0.914、0.890，拟合得到DFR随预腐蚀时长的变化曲线是
研究玻璃纤维增强铝合金层合板（glass fiber reinforced aluminum laminates，GLARE）在落锤低速冲击下的材料行为，建立ABAQUS有限元模型进行模拟并对其进行实验验证。针对纤维金属基体材料的特点，采用连续损伤模型（continuous damage model，CDM）分别给予落锤6.22 J、12.38 J和14.46 J的冲击能量，在ABAQUS中对模型设置相应的边界条件和载荷，得出落锤下落方向的速率-时间曲线和能量损耗曲线图。考虑金属层与复材层间黏结层的作用，采用凝聚层（cohesive）将金属层和复合材料层粘接。在仿真中观察层间的纤维和基体拉伸和压缩损伤状态及破坏情况，并与实验得出结果进行对比。结果显示：有限元仿真可以准确模拟落锤冲击之后GLARE板背面的裂纹和鼓包的实效情况以及基体和纤维的损伤情况，很好地预测复合材料内部的损伤情况。
为了准确掌握高温条件下防热复合材料的热响应行为，对基体和纤维束分开建模，利用能量和质量守恒方程，并考虑热解过程中酚醛基体密度和材料热属性的变化，计算高温条件下三维编织碳/酚醛复合材料的热响应行为，预测复合材料温度场和热解度的分布规律，并给出质量损失率、炭层生成位置以及厚度的变化情况。结果表明：加热过程中，三维编织碳/酚醛复合材料的温度分布极不均匀，在加热面上基体温度明显高于纤维束温度，而在材料内部竖向纤维束温度反而高于基体温度；加热开始时炭层没有立刻产生，而是需要一段时间的过渡，在此过渡时间内炭层平均厚度为0。
研究均匀和非均匀升温场中功能梯度材料（functionally graded material，FGM）梁在切线随动分布载荷作用下的非线性力学行为。基于可伸长梁的几何非线性理论，建立热环境中功能梯度材料梁在切线随动分布载荷作用下的控制微分方程。采用打靶法分析由陶瓷二氧化锆和金属钛合金两相材料组成的FGM梁的非线性力学行为。给出均匀升温和非均匀升温环境下，FGM梁在切线随动分布载荷作用下的平衡路径和平衡构形。讨论均匀和非均匀升温、材料梯度性质参数对梁屈曲和过屈曲行为的影响。结果表明：热环境中，FGM梁发生弯曲而纯陶瓷梁会发生屈曲行为；非均匀升温对非保守梁的力学行为有较大影响。
针对民用飞机主承力结构金属增材制造技术适航验证方面存在的问题，开展金属结构增材制造技术适航验证研究。通过增材制造技术适用适航条款分析，给出了民用飞机金属结构增材制造技术适航验证思路，包括材料规范的建立、增材制造工艺的认证、材料强度性能的确定、结构特殊系数的选取和结构性能的验证，对每项验证方法给出了具体实施途径。以某型号前起落架支柱外筒增材制造A-100超高强度钢为例，给出了大型整体金属结构增材制造技术适航验证具体实施方案。
