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直升机因其独特的飞行模式，实现了快速发展和在各个领域的广泛应用。随着对直升机舒适性、低声污染性等要求的提出，其噪声问题成为亟须解决的问题。本文以直升机外部噪声和内部噪声的主要产生来源及传播途径为切入点，综述了国内外基于材料及结构的直升机噪声控制现状，分别阐述了传统隔声材料、智能压电控制材料、声学超材料/结构、阻尼材料的噪声控制特性和效果，传统材料已不再适用于现阶段直升机轻量化减振降噪的需求，智能复合材料、新型吸声结构、声学超材料因其优异的降噪能力及降噪特点，将成为更具发展前景的减振降噪选择。最后结合现阶段直升机减振降噪材料发展现状，提出未来直升机降噪材料/结构的发展趋势主要为主动降噪技术、共振吸声、超材料声学带隙、阻尼材料降噪等，并为直升机未来减振降噪材料/结构的研究发展方向提出了可行的研究思路。
采用TB9钛合金作为研究对象，在Gleeble-1500热模拟设备上对圆柱试样进行高温等温压缩实验，热压缩温度为750～1000 ℃，应变速率为0.01～10 s−1，对获得的实验结果进行摩擦修正，并根据摩擦修正后的应力-应变曲线绘制热加工图。结果表明：摩擦修正后的应力-应变曲线明显低于修正前的曲线，且随着应变的增加，摩擦修正前后的应力差值逐渐增加；计算获得了经过摩擦修正的真应力-应变曲线
采用光学金相显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）及电解腐蚀方法研究粉末冶金高温合金FGH96中人工植入莫来石基耐火材料夹杂物在原始颗粒态、热等静压和热变形过程中形貌和成分的演变规律，揭示莫来石基夹杂物与合金基体发生界面反应的机制。结果表明：在原始颗粒态时，人工植入的莫来石基夹杂物为无规则颗粒状；经过高温高压的热等静压固结成形后，夹杂物内部形态和成分未发生明显变化，但夹杂物与基体界面发生置换反应形成了结构复杂的反应层，该反应层由Al、Ti的氧化物构成，并含有较多孔隙。经过25%变形量（温度1080 ℃、应变速率0.0004 s−1）的热变形后，夹杂物主体形态和成分未发生明显变化，而夹杂物外部包覆的反应层随高温合金基体的变形开始从夹杂物上剥离和拉长，并随着金属基体的流动变形，在靠近拉长方向一侧发生聚集；当变形程度为50%时，莫来石夹杂物连同外部包覆的反应层发生破碎变形，形成夹杂物碎块加反应层的复合形态，该复合形态夹杂物呈线状分布，长轴垂直于压缩方向；当夹杂物外部包覆的反应层被剥离、莫来石夹杂物本体破碎后，形成的暴露于高温合金基体的新表面将继续反应生成新反应层，破碎的莫来石夹杂物本体仍然以O、Al、Si为主要组成，但同时含有少量Ni、Cr、Ti、Co、Mo等高温合金中的元素。
长寿命民机及地面燃气轮机涡轮叶片在工作过程中长期受到高温氧化的影响，使其在复杂工况下表面强度大幅度降低，服役寿命明显缩短，因此高温抗氧化性能是涡轮叶片应用中必须考虑的重要性能指标。本课题研究毫秒和皮秒激光加工工艺下DD406镍基单晶高温合金气膜孔结构在980 ℃和1100 ℃下的高温氧化行为，得到相应定量氧化动力学以及氧化物微观组织结构演化规律，揭示不同制孔工艺下气膜孔结构的氧化机理差异，为服役工况下叶片强度寿命模型的建立提供基础。结果表明：毫秒工艺下的气膜孔结构氧化速率显著高于皮秒工艺，不同工艺的氧化动力学曲线均遵循抛物线或直线规律；毫秒工艺下，氧化初期外层快速生成(Ni, Co)O，此阶段反应速率主要由NiO的生长过程控制，之后形成典型(Ni, Co)O-尖晶石相层-α-Al2O3典型三层结构；内α-Al2O3层下方及γ'相消失层存在较多孔洞，导致氧化层易剥落；皮秒工艺下，氧化初期快速生成不连续α-Al2O3，随后相互连接，形成连续致密α-Al2O3层。
为提升碳纤维增强复合材料的抗分层能力，将亚麻纤维引入碳纤维增强复合材料，制备碳/亚麻纤维混杂复合材料。采用双悬臂梁实验和端部缺口梁弯曲实验研究碳/亚麻纤维混杂复合材料的层间断裂韧度，并与碳纤维增强复合材料进行对比，用扫描电子显微镜观察材料断裂表面微观形貌。结果表明：碳/亚麻纤维混杂复合材料的Ⅰ型和Ⅱ型层间断裂韧度与碳纤维增强复合材料相比分别提高了250%和23.86%；碳纤维增强复合材料断裂面上碳纤维表面较为光滑，说明其与树脂结合能力较差，导致较低的层间断裂韧度，而碳/亚麻纤维混杂复合材料的层间断裂面发现亚麻纤维单根纤维断裂、剥离、缠结，亚麻微纤丝剥离、缠结及亚麻微纤丝与碳纤维缠结等多尺度模式破坏。由多尺度结构亚麻纤维带来的多尺度模式破坏在裂纹扩展过程中消耗较多能量，即为碳/亚麻纤维混杂复合材料层间断裂韧度的提高机理。
采用分子动力学方法预测聚醚醚酮（PEEK）的拉伸力学性能，对PEEK分子模型进行各向异性控压的非平衡态拉伸模拟，获得PEEK材料的应力-应变曲线，计算弹性模量、屈服强度等力学性能。分析不同应变率和温度下PEEK的力学性能、自由体积、均方回转半径和体系能量随拉伸应变的变化规律，进而解释PEEK分子链特征与材料宏观性能的关系。结果表明：随着应变率的增加，PEEK的弹性模量和屈服强度大幅提高；随着温度的增加，PEEK的弹性模量和屈服强度大幅降低；在拉伸弹性和屈服阶段体系的自由体积增加较快，分子链的均方回转半径基本不变，体系总势能以非键能为主。非键相互作用是影响PEEK弹性模量和屈服强度的一个主导因素，由此提出氨基修饰PEEK侧链的改性策略，结果表明，氨基官能化PEEK的弹性模量和屈服强度较PEEK分别提升21%和34%。
采用三点弯曲实验测试不同跨厚比的S6C10-800/AC318复合材料单向板（以下简称单向板）的弯曲性能，研究跨厚比对单向板弯曲强度、弯曲模量的影响，分析试样断裂模式和弯曲破坏机制，确定单向板三点弯曲测试的临界跨厚比。结果表明：单向板弯曲强度随着跨厚比的增加而不断增加，弯曲模量随着跨厚比的增加先增大后减小；单向板的断裂模式于跨厚比α＝20时发生转变，单向板分层损伤程度随着跨厚比的增加逐渐降低，但劈裂程度增加；α≤20时跨厚比越大，应力-应变曲线越符合线性关系；α＞20时，应力-应变曲线不再符合线性关系；得到了任意跨厚比下单向板弯曲强度的预测公式及单向板的三点弯曲破坏的失效判定准则。
采用电液伺服疲劳试验机开展玻璃纤维平纹编织复合材料层合板的静态压缩和压-压疲劳性能实验。应力比为R=10，拟合出S-N曲线，基于疲劳实验过程中的刚度退化、能量耗散、循环蠕变与循环软化来表征疲劳损伤演化，结合扫描电子显微镜对断口形貌进行观察。结果表明：试件的条件疲劳极限为静态压缩强度的66.3%；通过双加权最小二乘法拟合的S-N曲线具有较高可信度；随着循环次数的增加，试件刚度逐渐下降，各峰值载荷下的能量耗散逐渐增加；在循环加载初期，试件表现出强烈循环蠕变现象，高峰值载荷作用下的试件表现出强烈循环软化行为；试件经过循环加载抵抗变形能力得到增强；断口观察到了基体开裂、纤维/基体界面脱粘、纤维断裂和分层四种失效模式；与疲劳断口相比，静态压缩断口表现出较大的分层损伤。
采用细观力学数值模拟与热性能实验结合的方法，研究2.5D机织Cf/Al复合材料降温热变形行为和热残余应力分布。根据解析法计算的纱线轴/横向热膨胀性能和纱线空间分布结构，建立复合材料细观力学有限元模型，计算得到的宏观热应变-温度曲线与热变形实验曲线吻合较好。复合材料制备后经纱和纬纱主要处于残余压应力状态，且纬纱表现出较高的残余应力水平；基体合金则主要处于残余拉应力状态，最大拉应力出现在经纱界面处并导致经纱与纬纱之间的区域出现局部界面脱粘，降低热残余应力是改善复合材料力学性能的重要技术手段。
在高温长期服役条件下高温合金涡轮叶片的组织存在老化和性能退化问题。通过对DZ406合金试样进行预先加载处理，模拟涡轮叶片的高温服役环境，热力耦合模拟条件分别为980 ℃/70 MPa，980 ℃/110 MPa，980 ℃/140 MPa与980 ℃/180 MPa，再对试样进行980 ℃/275 MPa持久实验。观察分析不同服役载荷条件下试样的显微组织和980 ℃/275 MPa持久寿命。结果表明：DZ406合金标准热处理组织由碳化物、残余（γ+γ´）共晶和规则立方状的γ´相组成；在模拟服役条件热力耦合作用下，随着服役载荷应力的增加，合金的共晶和碳化物形貌及尺寸无明显变化，平行于[001]方向试样的γ´相呈现不同程度的筏排化，垂直于[001]方向截面的γ´相尺寸明显增大；随着服役载荷应力的增加，不同热力耦合作用试样的剩余持久寿命迅速降低。
研究飞机涂层的导静电问题，对rGO/CNTs/EP复合涂层表面的电荷积聚、消散过程进行理论分析，并根据实验数据进行拟合分析，探讨理论模型的合理性以及影响电荷消散作用的因素。采用三种电荷动态变化模型对实测数据进行拟合分析，揭示拟合曲线以及电荷积聚与消散过程的时间常数、拟合系数等参数，与理论变化曲线进行对比研究，验证电荷变化情况与时间常数的关系，评价模型的合理性与涂层电荷耗散效果。结果表明：相比于积聚模型，复杂模型较好地反映电荷积聚过程中的变化；随着涂层中rGO/CNTs添加量的增加，积聚时间常数与消散时间常数比值增大，积聚电荷的峰值减小，消散作用增强；消散模型基本符合电荷消散过程的实际变化趋势，随着rGO/CNTs添加量的增加，消散时间常数减小，消散作用增强。
