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通过梳理民机产品所用材料的适航批准方式，综述民机材料适航符合性验证方法和技术发展现状，解析中国民用适航规章中对民用飞机、发动机、直升机等民机产品用材料的2X.603、2X.613和33.15等直接相关条款要求，结合已取得型号合格证民用飞机和直升机材料符合性验证技术发展实际，阐明相应条款的符合性验证方法和验证技术。材料适航符合性验证中，基于统计分析的方法建立标准（规范）是材料符合性验证的核心，随型号批准的材料主要采用MOC1、MOC2、MOC4方法进行适航符合性验证。面向未来，具有自主知识产权材料的应用，材料自主验证技术和能力的建设，是实现先进民机产业化发展的关键。
针对飞机用30CrMnSiA高强钢拉杆的修复需求，以气雾化30CrMnSiA钢合金粉末为熔覆材料，开展激光熔覆工艺研究及拉杆修复。对比不同工艺参数对成形质量的影响，研究最优工艺下焊接接头熔覆区的组织、力学性能以及熔覆层的耐磨损性能，并采用最优工艺对拉杆受损伤部位进行修复及尺寸测量。结果表明：采用最优激光熔覆工艺，可获得与基体冶金结合良好、组织致密的熔覆层，熔覆层由呈柱状或蜂窝状的铁素体及周边的马氏体组成；接头熔覆区的显微硬度在475HV左右，高于基体约36%；熔覆接头平均抗拉强度相比母材增加约9%；耐磨性实验中，激光熔覆试样与30CrMnSiA钢锻件相比磨痕深度减小27.7%，磨痕宽度也减小35.2%，具有更好的耐磨损性能。采用最优激光熔覆工艺获得了熔覆质量良好、尺寸符合要求且基本无热变形的修复拉杆。
采用电刷镀的方法在钢铁构件表面镀覆一层 Ni-Cd 合金镀层，从而实现牺牲阳极和机械保护法的双重保护机制；采用控制变量法研究镀液中不同浓度的Cd2+对于镀层耐蚀性能的影响。通过极化曲线、电化学阻抗谱、全浸腐蚀实验以及盐溶液周浸实验分别测定不同Cd2+浓度下镀层的腐蚀电位、极化电阻以及耐蚀性能。结果表明：当Cd2+摩尔分数从0.5%~5%变化时可以实现Cd质量分数为15%~90％的 Ni-Cd 合金的共沉积；其中，当 Cd2+ 摩尔分数为4% 时，即镀层中Cd质量分数为69.40%时，合金刷镀层的耐蚀性最好。
采用微观组织观察与力学和晶间性能测试相结合的实验方法，研究预变形处理（预轧制和预拉伸）对Al-Cu-Li合金后续峰值时效态合金的微观组织、力学性能以及腐蚀行为的影响。结果表明：时效前进行预变形处理能够促进合金晶粒内部析出大量均匀细小呈弥散分布的T1相，减少晶界上析出相数量，提升合金综合力学性能；析出相能够平衡合金晶界和晶粒内部的电位差，降低合金的晶间腐蚀敏感性，减小腐蚀速率，增强合金抗晶间腐蚀性能。
研究均布随从载荷(随结构的变形而方向发生变化的载荷)作用下梯度多孔材料梁在湿-热环境下的非线性力学行为。考虑梯度多孔材料梁具有对称和非对称分布的两种孔隙率模型，假设材料性能在厚度上连续变化，且一维温度场和湿度场只与厚度方向有关并呈线性变化。将控制微分方程和边界条件构成的两点边值问题转化为初值问题，采用打靶法分析开孔泡沫金属材料组成的多孔梯度材料简支梁在湿-热-机载荷下(特指航空飞机上受到的随从载荷)的非线性力学行为，给出不同非均匀升温和非均匀湿度下两种模型多孔材料梁在随从载荷下的屈曲或弯曲平衡路径和平衡构形。讨论孔隙率系数、非均匀升温、非均匀湿度变化对梁后屈曲或弯曲行为的影响。结果表明：湿热环境下，同一随从载荷下对称多孔材料梁会对应三个平衡构形；非对称多孔材料梁则不同，
为了获得一种兼具吸波性能和一定力学承载性能的复合材料，将超材料吸波体与夹芯复合材料相结合。通过仿真设计出满足双频带、宽频带电磁波吸收的超材料吸波体，对其吸波性能进行表征。而后将双频带、宽频带超材料吸波体分别嵌入以玻璃纤维/环氧树脂复合材料为上面板、聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）泡沫为芯层、碳纤维/环氧树脂复合材料为下面板的夹芯复合结构中，形成夹芯复合材料。对最终的夹芯复合材料进行吸波性能测试，结果表明：双频带夹芯复合材料在8.65 GHz和10.30 GHz下的电磁吸波率分别达到94.13%和99.99%，宽频带夹芯复合材料在8.25~11.61 GHz的频段范围内的电磁吸波率为90.02%~99.91%。弯曲性能测试结果显示，双频带夹芯复合材料的弯曲强度和模量分别为68.81 MPa和 7.72 GPa；宽频带夹芯复合材料的弯曲强度和模量分别为145.76 MPa和 9.13 GPa。断面形貌电镜照片显示，夹芯复合材料受到弯曲破坏后有局部小范围层间开裂现象，整体层间结合良好。
研制树脂传递模塑成型（RTM）用聚酰亚胺树脂基体RTM-PI，采用RTM工艺制备基体厚向梯度化聚酰亚胺复合材料，提升复合材料热稳定性能。基体梯度化复合材料包括RTM-PI树脂基芯层和高热稳定树脂基表层，RTM成型工艺参数基于树脂升温热失重、流变和固化反应数据确定。结果表明：RTM-PI树脂兼具低黏度、超长工艺适用期和耐高温性能，最低黏度在0.1 Pa·s以下，工艺期在300 min以上，玻璃化转变温度达到445 ℃；基体厚度梯度化复合材料内部质量优异，350 ℃热老化100 h的失重相对纯RTM-PI复合材料可降低48%以上。
以生物质松香基马来海松酸酐(MPA)作为固化剂固化石油基E-54、AG-80和014U三种环氧树脂混合物，研究松香基环氧树脂基体及其复合材料的热性能和力学性能，评价其作为先进树脂基复合材料应用在航空飞行器主承力结构件的可能性，拓宽生物质环氧树脂应用领域。结果表明：固化后的环氧树脂具有较高的力学性能和热失重温度，配方F2树脂固化后玻璃化转变温度为156 ℃、拉伸强度为82.6 MPa、拉伸模量为3.05 GPa、断裂伸长率为4.2%、5%热分解温度约为370 ℃；以F2/U3160预浸料制备的复合材料层合板干态玻璃化转变温度为158 ℃，湿态玻璃化转变温度为123 ℃，干态力学性能与已经应用于直升机旋翼系统的3261/HT3复合材料性能相当，并具备较高的湿态力学性能保持率。
采用热压罐固化成形的纤维增强复合材料工件在脱模后通常与模具形状有一定出入，影响成型的精度和质量。为研究曲面零件固化变形规律，将C形圆台壳件的几何形状用母线长度、半高处半径、圆心角、半顶角、厚度5个参数表征，并基于虚功原理和小变形假设推导由于固化工艺中温度改变导致的形状变化公式。结果表明：固化后此类工件的厚度减小，半高处半径缩小、圆心角增大、母线变短、顶角变小。与有限元模拟正交实验对比，验证了公式的正确性；给出了基于path-dependent本构关系的固化变形有限元模拟的简化实现方案，与文献相比可以减少80%的计算时间，且实现难度较低。分别用本公式、热弹性有限元模型、path-dependent有限元模型计算某小型固定翼飞机的机头罩固化变形，预测半跨长平均缩小量分别是8.1 mm、7.6 mm、6.1 mm，均与实测值7.7 mm基本吻合；计算结果可以解释该零件的装配变形现象。
以铝合金ZL301为基体，碳纤维叠层缝合织物为增强体，采用真空压力浸渗工艺制备叠层缝合碳纤维增强铝基（叠层缝合Cf/Al）复合材料。通过室温落锤冲击实验，研究冲击载荷及能量随时间的变化行为规律，采用光学显微镜和工业数字X射线成像系统观测其冲击损伤形貌，分析冲击损伤机理。通过冲击后压缩（CAI）实验，研究复合材料在不同冲击能量下沿经纱方向的剩余强度，观察压缩试样宏观与微观断口形貌，分析压缩失效机制。结果表明：冲击载荷作用下叠层缝合Cf/Al复合材料发生了显著的局部损伤，正面损伤区域出现了较明显的凹坑，而其背面出现明显的沿经向的裂纹，裂纹长度随冲击能量增加而增大，损伤模式主要表现为基体开裂和纤维断裂拔出；冲击后的经向压缩强度随冲击能量的增大而下降，压缩后的复合材料出现了从冲击裂纹端部沿纬纱方向扩展到试样边缘的横向裂纹，压缩宏观断口中纱线结构破坏严重程度随冲击能量的增加而加重，而压缩后的微观断口均呈现出纤维剪切断裂后参差不齐的形貌。
为有效提高碳纤维/环氧树脂（CF/EP）复合材料层合板的层间断裂韧性，采用静电自组装技术制备了一种由氧化石墨烯包覆针状羟基氧化铁而成的纳米复合粒子（GO@FeOOH），分散在EP基体中并借助磁场诱导以提高增韧效果。通过双悬臂梁实验（DCB）测试GO@FeOOH/CF/EP层合板的Ⅰ型层间断裂韧性（GⅠC），重点考察复合粒子和磁场诱导对GⅠC的影响。结果表明： 质量分数0.5%的GO@FeOOH即可显著增强CF/EP复合材料的层间断裂韧性，GO@FeOOH/CF/EP的初始裂纹GⅠC（0.53 kJ·m–2）和裂纹扩展GⅠC（0.71 kJ·m–2）较CF/EP分别提高了34.2%和44.9%；另一方面，磁场诱导使GO@FeOOH沿着磁场方向发生了取向，进一步显著提高了增韧效果，初始裂纹GⅠC和裂纹扩展GⅠC较CF/EP分别提高了112.6%和93.9%；该复合材料的层间增韧机理主要包括粒子的拔断与脱粘以及基体的局部塑性形变，磁场诱导后，粒子的拔断成为主导的增韧机理。
为了满足未来高速高加速战术导弹对壳体承载能力和防热功能的要求，采用干法缠绕工艺制备结构/防热一体化ϕ480 mm复合材料壳体，其中结构层采用T700碳纤维/氰酸酯复合材料，防热层采用复合防热结构，进行壳体内压检验、声发射和水压爆破实验，研究内压作用下壳体的应变变化规律，判断复合材料损伤类型，预测壳体破坏位置，评价外防热材料的结构完整性，考核壳体承受内压载荷的能力。结果表明：结构/防热一体化ϕ480 mm壳体应变与压强呈线性关系，随压强的升高而增大；ϕ480 mm壳体在内压作用下出现树脂开裂、单丝断裂、纤维束断裂和分层等声发射信号，分布在前后封头区域，二次加载后费利西蒂（Felicity）比为0.96；壳体的爆破压强为18.6 MPa，容器特性系数达到42.1 km，后封头区域出现宏观纤维断裂现象；防热层材料表面出现少量纤维起毛、断丝和发白现象，未出现分层和脱落，保持较好的结构完整性。
二维编织绳索被广泛应用于工程、航空航天等诸多领域，其中十二股二维编织聚对苯并噁唑（PBO）绳索具有优良的性能。以十二股二维编织PBO绳索为研究对象，对绳索的编织规律和力学性能进行研究，借鉴圆形编织法，得到不同结径比绳索的模型，对绳索模型截取代表性体积单元，施加周期性边界条件进行有限元仿真，并进行不同结径比绳索拉伸实验，探究结径比对绳索强度的影响，将模拟结果与实验结果进行对比。结果表明：随着结径比增大，绳索承受的最大拉力先显著增大后基本不变；适当的结径比能使十二股二维编织绳索抗拉性能有效地发挥。
