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钛合金作为航空发动机关键构件的主要应用材料，具有质量轻、强度高、耐腐蚀、抗疲劳等优异性能。然而其弹性模量小、热导率低、化学亲和力强，切削加工过程中会产生较高的切削力和切削温度，不同的热力耦合作用会使工件表层组织、成分、力学性能发生变化，形成不同的表面完整性状态特性。本文基于表面完整性形成机制分析，阐述了工艺参数、刀具材料和性能、润滑方式对切削力、切削温度以及表面粗糙度与形貌、残余应力分布、显微硬度分布、微观组织的影响规律，分析了不同切削力、切削温度状态下表面完整性的形成机制。通过总结当前研究进展，指出现有研究主要集中于现象和规律的描述，鲜见基于加工界面热力耦合作用分析表面完整性形成机理方面的研究，对表面完整性的定性和定量表征体系不完善。因此，钛合金切削加工技术未来的研究对象需从试块提升为构件，考虑构件实际加工过程中加工轨迹时变性引起加工界面接触状态的变化对表面完整性的影响；完成表层塑性变形和晶粒特性的定量评价，实现表面完整性梯度分布的准确预测；以疲劳性能为目标，反推并设计满足构件服役性能的表面完整性特征分布，确定出满足要求的加工条件，实现满足服役性能要求的表面完整性加工。
随着先进航空发动机向大推重比、轻量化的方向发展，镍基高温合金、钛合金以及陶瓷基复合材料等一系列轻质航空材料不断涌现并被应用，成为航空发动机叶片等关键构件的主要生产材料。然而由于硬质合金的应力集中敏感特性以及复合材料的各向异性和脆断机制，其面临的疲劳失效问题也逐渐凸显。现有研究表明，航空发动机叶片抗疲劳性能与其加工过程有重要关系，进而影响装备的服役性能和服役寿命。磨削作为航空发动机叶片的最终材料去除工艺，在获得精确廓形的同时直接决定了叶片最终的表面完整性状态和抗疲劳性能。为了解新型轻质航空材料特性及其磨削表面抗疲劳性能，进而为面向抗疲劳性能优化的航发叶片加工提供指导，本文对航空发动机叶片的典型材料及抗疲劳磨削技术研究现状进行了归纳总结。首先，简述了典型轻质、高强航空材料特性及其在航发叶片生产中的应用现状；然后，分析了航空发动机叶片的高表面完整性磨削方法及其抗疲劳加工关键技术；最后对航空发动机叶片的抗疲劳磨削研究进行了未来展望。
高温合金、钛合金、不锈钢等难加工金属材料在高端装备制造特别是在国防军工领域应用广泛。砂轮磨削是难加工金属材料零件的重要加工方式。然而，磨削过程的力-热强耦合作用对表面完整性影响显著，而表面完整性的优劣对零件服役性能具有直接影响。本文综述了近年来难加工金属材料磨削加工表面完整性的研究进展，全面总结了表面完整性核心要素（如表面粗糙度、残余应力、显微硬度、微观结构等）的创成机理、影响因素及其作用规律以及预测与控制，并对表面完整性控制技术的发展趋势进行了展望。
以TA19钛合金为研究对象，对端面车削加工所获得的疲劳试样进行20 ℃室温及400 ℃高温低周疲劳实验。通过在总疲劳循环次数区间内设置检测节点的方法，分析整个加载过程中表面完整性参数的演变规律。实验结果显示：在室温低周疲劳作用下呈近似脆性断裂，高温低周疲劳作用下呈明显的韧性断裂；室温及高温下，随着疲劳加载周次的增加，表面波纹度振幅与频率均急剧升高；在室温下，表面粗糙度不随疲劳加载周次的增加发生显著变化，而在高温下，表面粗糙度随疲劳加载周次的增加而降低；室温下表面残余压应力几乎不随疲劳加载周次变化，而在高温疲劳的作用下则呈指数形式下降，符合Zener-Wert-Avrami模型。在材料制备和机械加工中，应提高毛坯内部的均匀性，降低加工表面波纹度，增大加工表面残余压应力，以延长在高温疲劳作用下的疲劳寿命。
为研究孔挤压强化工艺对Ti2AlNb合金疲劳性能的影响，建立孔强化工艺残余应力仿真分析模型，讨论了孔挤压工艺后表层残余应力分布规律和强化机理；开展孔挤压与未挤压试样的高温低周疲劳性能测试，并对比两种试样的疲劳断口显微组织特征。结果表明：孔挤压工艺能够在小孔周围产生较强的残余压应力层，该残余压应力层有效延迟和抑制了疲劳裂纹的萌生和扩展，显著提升了Ti2AlNb试件的高温低周疲劳性能。
针对TC17钛合金，研究芯棒导端角对孔结构挤压强化效果的影响，表征不同导端角工艺参数下的孔挤压强化后的表面完整性，测试原始及强化试样的高温低周疲劳寿命，分析疲劳断口的形貌特征。结果表明：芯棒导端角对挤压后表面粗糙度有显著影响，挤压过程中孔壁表层金属塑性流动不均匀导致挤压后孔壁残余应力分布不均匀，挤压出口端残余应力幅值最大，且挤压后孔壁具有一定深度的残余压应力梯度场。芯棒过盈量一定时，随着芯棒后导端角的增大，疲劳寿命增大，后导端角为8°时，强化后中值疲劳寿命增益可达1.74倍，强化效果最好，其最小循环寿命为16331 次，高于原始试样的最长循环寿命（13965 次）。强化后，不同导端角的裂纹起源均由孔壁中部多源型转变为挤压进口端单源起裂特征。
热障涂层是一种隔热和防护的陶瓷材料，可以有效提高航空发动机的工作温度和使用寿命，在该领域有着重要的经济价值和战略地位。随着先进发动机向高推重比方向发展，传统YSZ热障涂层已无法满足新的技术要求。近年来的研究表明，稀土掺杂在一定程度上可以改善热障涂层的使用性能。因此，稀土掺杂改性成为当前研制新型高性能热障涂层的重点方向。本文总结了目前稀土掺杂在高性能热障涂层材料的应用，着重介绍稀土掺杂在热障涂层力学、热物理和抗熔融CMAS腐蚀性能方面的影响效果，阐述在稀土过量掺杂时，热障涂层性能恶化的问题与稀土种类选择依据的不足，并认为稀土掺杂量和种类的选择将是下一代热障涂层材料的研究重点。如何进一步提高热障涂层的性能是未来稀土掺杂热障涂层的发展方向。
通过开展多尺度观察与疲劳性能实验，研究K403制涡轮叶片的服役损伤演化机理与疲劳性能衰减行为。结果表明：外场服役过程中，叶片内部的枝晶分离与破碎，γ'相聚合、筏化，MC碳化物分解、有害相析出以及晶界弱化等都会对涡轮叶片的疲劳性能产生不利影响；同时，基体元素的大量流失致使合金基体软化；另外，服役过程中形成的大量孔洞和微裂纹，也会进一步降低涡轮叶片的服役性能。经过长期服役后，K403制涡轮叶片的固溶强化、析出强化、弥散强化和晶界强化效果均被削弱，从而导致涡轮叶片的疲劳性能发生严重退化、寿命降低；同时，涡轮叶片的起裂源由亚表面金属学孔洞起裂逐渐转变为碳化物起裂。
对比研究标准热处理（SHT）、热等静压+标准热处理（HIP+SHT）以及热等静压+无均匀化热处理（HIP+HTWH）后K4169合金的组织和力学性能，分析K4169合金HIP后进行无均匀化热处理的可行性，提出了一种适用于热等静压K4169合金的热处理制度。组织研究表明：热等静压处理（1170 ℃/140 MPa/4 h）可以基本消除枝晶间Laves相和δ相；而与HIP+SHT试样相比，无均匀化热处理的试样（HIP+HTWH）晶界上析出了不连续短棒状δ相，但没有对组织的均匀性产生实质影响。力学性能研究表明：相比SHT态，HIP+SHT与HIP+HTWH态合金的室温屈服强度分别提升了73 MPa和91 MPa，持久寿命（704 ℃/448 MPa）分别提升了35%和32%；虽HIP+HTWH态合金的持久寿命和塑性分散度大于HIP+SHT态，但仍能满足AMS5383对K4169合金力学性能的要求。综合考虑工艺成本的降低、生产效率的提高和力学性能的改善等多种因素，可以确定对于K4169合金结构件而言，HIP+HTWH热处理工艺具有实际应用的潜力。
陶瓷型芯在航空发动机空心涡轮叶片的熔模精密铸造中提供复杂内腔结构。采用不同粒径的电熔莫来石粉作为添加剂，利用热压注法制备氧化硅/莫来石陶瓷型芯，研究莫来石粒径对型芯析晶行为和性能的影响。结果表明：莫来石粉的加入促进方石英的析晶，较细莫来石对不均匀形核的促进更加明显，会产生更多的方石英晶相；粒径过大的莫来石粉会导致型芯烧结程度低，力学性能和抗蠕变能力较差；当莫来石粉的粒径过小时，型芯内含有过多的方石英晶相，冷却中相变产生微裂纹，也会引起室温强度和抗高温变形能力恶化；莫来石粒径为19 μm的陶瓷型芯表现出良好的综合性能：线收缩率为0.65%，气孔率为31.8%，室温弯曲强度为17.8 MPa，1540 ℃的蠕变为0.4 mm，溶蚀率为0.06 g/min。
研究退火气氛对ZnO∶Al（Al掺杂的ZnO，AZO）薄膜电学、光学、微结构和缺陷的影响。通过X射线衍射仪（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）、霍尔效应测试仪、紫外可见分光光度计、拉曼振动以及光致发光谱表征不同状态ZnO∶Al薄膜的晶体结构、微观形貌、电阻率、透射率、拉曼振动和光致发光特性。结果表明：空气退火后，AZO薄膜的载流子浓度从1.63 × 1020 cm−3降低至7.1 × 1018 cm−3，光学禁带宽度从3.51 eV降低为3.37 eV，近红外透射率增加以及光致发光谱的带边发光峰位从3.49 eV红移至3.34 eV。氢气退火后AZO薄膜的载流子浓度升高至5.3 × 1020 cm−3，光学禁带宽度增加为3.78 eV，近红外透射率下降以及光致发光谱的带边发光峰强度增加了10倍，且发光峰的峰位蓝移至3.57 eV。此外，空气退火的ZnO∶Al薄膜观察到4级的拉曼多声子振动。
采用球状FeSiAl合金粉作为原料吸收剂，在球磨作用下通过挤压使其片状化，获得优异的低频吸波性能。采用X射线衍射仪、扫描隧道电子显微镜和矢量网络分析仪分别对样品的物相、微观结构和电磁参数进行表征和测试，并对微波吸收性能进行研究。结果表明：球状吸收剂吸收峰位于X和Ku波段，球磨后片状FeSiAl吸收剂有较强的介电损耗、磁损耗和良好的低频阻抗匹配性能，当填充浓度为70%（质量分数），厚度为4.00 mm时，片状FeSiAl在2.25 GHz频率的RL值可达－32.8 dB，低频吸波性能得到显著提升。
针对碳纤维增强树脂基复合材料T型长桁加筋板轴压载荷下的后屈曲分析方法进行研究。首先，建立有限元模型，应用渐进损伤分析理论（progressive damage analysis，PDA）和黏聚区模型（cohesive zone model，CZM）分别模拟复合材料蒙皮、筋条的损伤以及它们之间的界面失效，得到屈曲载荷、破坏载荷以及失效模式；其次，通过对已有工程计算方法的改进，计算得到屈曲载荷和破坏载荷；最后，通过与实验结果对比得知，有限元分析方法和工程计算方法的计算结果均与实验值吻合良好，验证了两种方法的有效性。
纤维金属层板主要应用于飞机的机身壁板、机翼蒙皮等关键部位，上述结构件在服役过程中承受较大的弯矩，要求纤维金属层板应当具有抵抗弯曲变形的能力。本工作以新型机身结构材料纤维稀土镁合金超混杂层板为研究对象，采用三点弯曲测试不同跨厚比（L/h）下单向和正交稀土镁合金超混杂层板的弯曲强度，使用SEM观察层板的弯曲破坏形貌，结合有限元仿真分析层板弯曲过程中的渐进损伤行为。研究结果表明：不同的L/h值对稀土镁合金超混杂层板的弯曲强度有一定的影响，单向和正交稀土镁合金超混杂层板有效弯曲破坏L/h值分别为16~22和16~20。通过SEM观察及有限元分析可知，稀土镁合金超混杂层板弯曲破坏模式包括弹性阶段、塑性阶段、纤维及环氧树脂基体断裂阶段以及镁合金断裂、层板分层阶段。
以原始态和恢复态定向合金为研究对象，通过再服役高温时效和γ′相组织形貌观察，分析原始态和恢复态定向合金γ′相的时效稳定性，研究恢复参数对恢复态定向合金γ′相时效稳定性的影响。结果表明，恢复热处理可将蠕变损伤组织恢复到接近原始态定向合金状态。但相比于原始态定向合金，恢复态定向合金的枝晶干γ′相再服役时效稳定性较差，这与MC碳化物的分解密切相关。不同恢复热处理参数下获得的恢复态定向合金的时效稳定性差异较大。固溶温度越高，保温时间越短，冷却速率越大，恢复态定向合金的枝晶干γ′相时效速率越大；一次时效温度和保温时间越大，恢复态定向合金的枝晶干γ′相时效速率越小。二次时效条件对恢复态定向合金γ′相的时效稳定性无明显影响。
