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基于传统制造技术的“经典”结构质量大、疲劳薄弱部位多，难以满足未来战机的研制需求。基于增材制造技术特征优势开发的创新结构（三维承载整体结构、仿生构型结构、梯度金属结构、微桁架点阵结构）突破传统结构的束缚，具有轻量化、长寿命、低成本等特征，可大幅度提升机体平台品质，为未来新型战机研制提供有效的技术途径。本文以燃油管接头、环形散热器、三维框梁整体结构为例，阐述增材新型结构设计制造一体化开发全过程；对比原传统制造方案，可取得大幅度减重、成品率提升、疲劳薄弱部位减少等显著效益。此外，还探讨了光纤传感、建筑工程结构等跨领域技术对战机结构创新的借鉴意义。
近年来，随着3D打印技术逐渐成熟化与商业化，这种新兴制造技术开始应用于吸波材料的设计与制备中。本工作从3D打印频率选择表面类和超材料类吸波材料、3D打印蜂窝类吸波材料、3D打印陶瓷类吸波材料和3D打印其他吸波材料等几个方面综述了3D打印技术在微波吸收材料制备方面的研究进展，对3D打印技术在微波吸收材料制造中存在的打印材料局限性、材料力学性能缺乏、微观结构的测试分析等问题进行了阐述，同时对3D打印技术在微波吸收材料制造领域未来的发展趋势，如小型化、多功能、智能化也进行了展望。
固体推进剂是火箭、导弹的重要动力源，其性能提高对提升导弹武器的作战能力具有重要意义。3D打印技术作为一项备受关注的先进制造技术，能够完成传统制造工艺难以达到的高精度、高复杂度的器件制造，解决传统固体推进剂浇注工艺难以解决的混料不均匀、产品一致性差、安全性低等问题，在固体推进剂制造领域具备广阔的前景。目前3D打印制备固体推进剂相关研究开展缓慢的原因主要是面临安全保障和工艺瓶颈两大难题。针对固体推进剂3D打印的安全性问题，将固体推进剂3D打印及其相关工作分成了部分含能组分3D打印、混合推进剂3D打印以及固体推进剂3D打印三个阶段，逐步论证其含能组分的安全可打印性。针对固体推进剂3D打印工艺瓶颈问题主要介绍了3D打印推进剂专用浆料、设备的开发进展。从目前已有的成果和发展趋势来看，未来的固体推进剂3D打印研究应该聚焦在专用配方的开发以及实现打印规模化两个方面。
采用一系列的微观组织观察与力学性能测试相结合的实验方法，研究喷射成形Al-Cu-Li合金在形变热处理过程中的微观组织演变以及力学性能。结果表明：喷射成形态铝锂合金中晶粒为典型的等轴晶；合金晶界处的粗大结晶相为Al7Cu2Fe相，晶粒内部细长的结晶相为AlCu相；经均匀化处理后，合金中晶界宽度减小且晶内元素分布趋于均匀；合金中只有少量呈块状的Al7Cu2Fe相和点状的AlCu相和AlZr相未溶解；固溶处理后合金晶粒组织仍然为等轴晶，且合金中有呈弥散分布的纳米级的第二相（β′相和δ′相）析出；与直接人工时效处理合金相比，时效前预变形处理能够加速时效进程，提高峰值时效态合金的力学性能；时效前预变形处理能够促进T1相在晶内致密析出，并抑制晶界粗大相和晶内δ′相的形成，有效地弱化了应力集中效应，并促进晶界、晶内变形更加均匀，能够在提升合金强度的同时提升合金韧性。
在Gleeble-1500D热模拟试验机上对镍基高温合金GH4133B进行变形温度为 940~1060 ℃，应变速率为0.001~1 s−1，变形量为50%的热模拟压缩实验，并对不同工艺参数下的变形试样进行微观组织观察。结合Arrhenius双曲正弦型方程并引入Zener-Hollomon参数，构建该合金热变形的本构模型，绘制热加工图。获得该合金的热变形激活能为 448 kJ/mol，在温度为1020 ℃，应变速率为1 s−1时，功率耗散达到峰值。基于本构模型的建立和热加工图的绘制等热模拟压缩研究结果和微观组织测试结果，确定GH4133B镍基高温合金最佳的热加工变形温度和应变速率分别为1020~1060 ℃和0.01~0.1 s−1。
在1220 ℃/30 min条件下对DD6单晶高温合金进行连续三次钎焊热循环实验，分析和研究经钎焊热循环的合金枝晶元素成分偏析情况，以及合金的组织演变规律和性能变化。结果表明：DD6单晶高温合金在每次钎焊热循环后，元素在枝晶干区域和枝晶间区域的偏析程度与原始态相比无明显变化。经过一次钎焊热循环后合金中γ′相虽然明显长大，但仍然保持了相对较好的立方度；经过两次和三次热循环，γ′相的立方化程度降低较为明显，表明在此条件下钎焊修复次数不应超过一次。随着钎焊热循环次数的增加，原始的γ′相除了变大和连接成片之外，少部分γ′相边缘由平直状态向参差不齐的状态转变，并逐渐大量锯齿化；枝晶干区域和枝晶间区域的基体通道内均形成细小的二次γ′相。经不同次数钎焊热循环的DD6合金在980 ℃/250 MPa下加载100 h，之后每间隔10 h增加25 MPa应力至断裂，持久寿命与原始态合金基本相当，但断后伸长率和断面收缩率逐渐增大。
钛火是现代航空发动机的典型灾难性事故，高压压气机机匣等钛合金部件的局部加热是主要的着火源。本研究通过对钛合金等温加热、非等温线性加热以及非等温摩擦加热的着火过程进行模型计算，研究初始加热温度、加热速率、氧浓度和流速等环境因素对着火参数的影响规律，进而给出钛火阻燃设计的建议。结果表明：在等温加热过程中，当加热面温度为1941 K时，临界着火温度约为958 K，着火延迟时间为0.2 s；在非等温线性加热过程中，加热速率为28 K/s、58 K/s及100 K/s的着火延迟时间分别为1.5 s、1.1 s和0.9 s，而临界着火温度基本维持在950 K，微凸体直径为16.5 μm时，临界着火温度约为765 K，与文献报道的实验结果一致；在非等温摩擦加热过程中，接触应力为26.5 kPa，加热速率为130 K/s时，着火延迟时间为1.4 s，流速为300 m/s时，临界着火温度为1040 K，着火延迟时间为2.8 s，当气流中氧浓度为50%，临界着火温度为920 K时，着火延迟时间为1.5 s；设计防钛火结构时应考虑低速环境下的阻燃性能。
纳米纤维素源自植物纤维，具有较好的力学性能。使用化学预处理结合机械分离法从木浆原材料中提取纳米纤维素，研究机械研磨时间对纤维素结构形态的影响。对得到的纳米纤维素悬浮液进行冷冻干燥处理，可获得结构疏松的三维网状纳米纤维素薄膜。使用水溶性环氧对纳米纤维素进行表面改性，降低纳米纤维素的亲水性，可有效改善纳米纤维素与环氧树脂间的界面结合。将纳米纤维素薄膜加入碳纤维复合材料中，以改善碳纤维增强复合材料阻尼性能，使用动态力学分析法测试损耗因子，评估复合材料的阻尼性能。结果表明：纳米纤维素的加入可以小幅提高碳纤维复合材料的损耗因子，对纳米纤维素进行表面改性后，损耗因子得到进一步提高；随着振幅的增加，纳米纤维素改性复合材料的损耗因子也随之增加。
为研究温度对复合材料吸湿扩散行为的影响，开展单向玻璃纤维/环氧复合材料板在35 ℃、50 ℃、70 ℃下的吸湿实验，并用DMA分析复合材料的储能模量和玻璃化转变温度（Tg）变化，用FTIR分析复合材料官能团变化。结果表明：温度为35 ℃和50 ℃时，复合材料的吸湿扩散行为可用Fick模型描述，采用Fick三维公式可拟合得到复合材料的三维扩散系数。温度为70 ℃时，复合材料的吸湿扩散行为可用Fick-松弛耦合模型描述。饱和吸湿复合材料的Tg随吸湿实验温度的升高而增大，在70 ℃时复合材料出现降解和物理老化，导致质量损失。不同吸湿实验温度下复合材料在垂直于纤维方向的扩散系数满足Arrhenius方程，活化能为78.15 kJ•K−1•mol−1。沿纤维方向的扩散系数在温度为70 ℃时显著增大，其原因是高温显著增强了水分在纤维/基体界面沿该方向的扩散性能。
对明胶鸟弹撞击复合材料蜂窝夹芯平板过程进行数值模拟研究，探究复合材料面板、蜂窝芯以及明胶鸟弹的建模方法，研究复合材料面板不同铺层方式以及蜂窝芯高度的变化对夹芯平板的抗鸟撞能力及吸能效果的影响。结果表明：数值模拟结果与实验结果有良好的一致性；冲击能量部分被鸟弹自身破坏所吸收，部分继续储存在鸟弹未完全破碎的残余部分中，其余能量则被平板以结构变形和损伤破坏的形式吸收；前面板纤维铺层方式为±45°的夹芯平板比±90°的夹芯平板吸收鸟撞冲击的能量多；随着蜂窝芯高度的增加，夹芯平板冲击后的变形量减少，平板内能变化减小，吸收冲击能量减少。
半固化Z-pin作为泡沫夹层的Z向增强棒，可获得质轻高强的泡沫夹层，被广泛应用于航天器外壳，以实现局部高承载和抗高空电磁辐射。本研究设计出一种新型K-Cor泡沫夹层结构，探讨不同固化度的Z-pin对泡沫夹层的增强机理。采用NHZP-1型双马树脂拉挤成型半固化态Z-pin，将Z-pin植入Rohacell-51WF泡沫基芯，遴选5429／HT7双马单向预浸料作为蒙皮，通过热压工艺来整体成型。结果表明：固化度为45.59%的Z-pin在热压过程中与蒙皮面板发生了交联-共固化反应，夹层结构的整体性得到显著提高；半固态Z-pin对K-Cor夹层结构压缩性能增强作用明显，高于其对拉伸性能的增强效果，这主要归因于高强度Rohacell-51WF泡沫芯材在压缩过程中起到支撑作用，可缓解Z-pin承载的部分应力；在拉伸或剪切过程中，主要承载对象为Z-pin，易折断之处位于Z-pin嵌入泡沫后折弯处的节点，受应力集中和表面缺陷等影响较大；当Z-pin植入角为45°、植入矩阵密度为[5 mm×5 mm]时，K-Cor夹层的剪切强度和模量增强效果最佳，较空白泡沫夹层分别提高约2.56倍和1.97倍；在平拉测试过程中，当Z-pin植入角为70°时，该夹层的平拉强度和模量为1.65 MPa和56.19 MPa，较植入角为60°和45°时试样的增强效果明显，这主要由于大的植入角有利于泡沫夹层在高载荷拉伸过程中保持稳定，分解了Z向轴向分力，促使Z-pin抗破坏能力增强。该泡沫夹层结构具有易于一体化热压共固化成型、可设计性强等优点，广泛适用于航天器羽翼和导弹外壳。
