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研究1000~1200 ℃高温热暴露对多孔基体Al2O3/Al2O3陶瓷基复合材料性能的影响，结果表明：1000 ℃热暴露100 h对复合材料拉伸强度无影响，1100 ℃热暴露100 h后拉伸强度略有降低，1200 ℃热暴露100 h后拉伸强度明显降低。进一步研究1200 ℃不同热暴露时长对Al2O3/Al2O3复合材料、氧化铝纤维及氧化铝基体性能的影响，并采用光学显微镜、SEM对试样的微观形貌进行表征。结果表明：1200 ℃热暴露100 h对氧化铝纤维的性能影响较小，但对氧化铝基体的影响较大，1200 ℃热暴露仅10 h后，氧化铝基体的孔隙率明显降低，密度明显增加；从基体断口的SEM形貌可以看出，随着1200 ℃热暴露时间的增加，氧化铝基体中的晶粒尺寸逐渐增大，基体发生进一步的烧结，相应地，从Al2O3/Al2O3复合材料的断口形貌可以看出，纤维拔出长度及数量也明显减少；高温热暴露后复合材料性能的降低主要缘于材料中氧化铝基体的进一步烧结，多孔基体的致密化降低了其对复合材料的增韧效果。
涡轮叶片是飞机发动机中服役条件最为苛刻的部件，其性能关系到发动机的工作安全。因叶片服役环境复杂，服役条件苛刻，在服役中不可避免地形成各类损伤，对其服役损伤进行研究，有着重要的工程意义和经济意义。本工作选用实际服役后的定向凝固合金涡轮叶片作为研究对象，截取叶身上部高度80%横截面位置，利用SEM和EDS分析等方法进行定性和定量的微观组织分析。结果显示：该叶片存在两种不同类型的γ'相。一类γ'相尺寸小，形状规则，另一类γ'相尺寸大，形状不规则；借助对各部位γ'相进行尺寸分布表征，结合截面各部位硬度测试分析，表征了叶片不同部位间的微观损伤程度。结果表明，不同部位的服役工况不同，微观组织损伤程度不同。此外，总结和分析了在叶片个别部位出现的基体裂纹和涂层损伤等情况。
为探究定向凝固DZ4125柱晶高温合金中温度场分布情况，并研究不同抽拉速率对温度梯度及糊状区变化的影响规律，利用ProCAST软件对抽拉速率分别为3、5、7 mm/min的定向凝固过程进行模拟。结果表明：当试棒位于保温区时，等温线呈外侧低内侧高的倾斜分布，当试棒位于冷却区时，等温线呈外侧高内侧低的倾斜分布；随着抽拉速率的增加，温度梯度逐渐减小；糊状区形状取决于抽拉速率和距水冷盘的距离，当抽拉速率为5 mm/min时，凝固前沿水平状保持的时间最长；在此基础上，对定向凝固试棒进行精铸实验，并研究3 mm/min和7 mm/min下试棒液相线形状与晶粒结构之间的关系，发现液相线呈凹形和凸形时，晶粒分别向试棒中心和表面方向生长，水平的液相线能促进晶粒沿试棒轴线方向生长。
通过对锻造态GH4169合金进行短期时效处理、常规热处理和长期时效处理、蠕变性能测试及组织观察，研究了热处理制度对组织与蠕变性能的影响。结果表明：锻造态合金经短期时效处理、常规热处理及长期时效处理后，其组织结构由γ、γ′、γ"、针状δ-Ni3Nb相和粒状（Nb,Ti）C、M23C6碳化物组成；其中，（Nb,Ti）C中富含P，而贫Cr、Mo。特别是短期时效处理合金的晶界无析出相，而长期时效处理合金中针状δ相沿晶界析出，随 δ 相数量及尺寸增加，合金中γ、γ′、γ"相的晶格常数略有减小，各相间的错配度减小，但γ′/γ"两相间的错配度增加至δγ′/γ′′= 0.233%；在长期时效态合金中，δ与γ相之间的晶体学关系为（200）γ//（110）δ和[011]γ//[001]δ，其中，δ相的（020）δ 面与γ相的 （
对GH4169合金开展不同变形量的冷轧和热处理实验，分析不同冷轧变形量和随后的不同热处理状态对板材显微组织及硬度的影响。不同冷轧变形量研究结果表明：随着变形量的增加，冷轧板材中的位错密度升高并形成滑移带，织构组织逐渐增强，退火孪晶界逐渐消失，板材硬度随之增大。不同热处理状态研究分析表明：980 ℃×10 min固溶处理后，变形量小于20%时，板材中仍残留有变形晶粒和位错，随着变形量增加再结晶逐渐发生，晶粒度尺寸逐渐细化，板材硬度随变形量的增加而升高；变形量达到25%以上时，固溶态板材可完成再结晶，变形晶粒和冷作硬化基本消除，板材的硬度降低至未变形的水平并且不随变形量增加而改变；时效热处理后板材中析出γ''和γ'强化相，板材硬度显著高于冷轧态和固溶处理态且硬度基本不受冷轧变形量的影响；GH4169合金在980 ℃下固溶处理而发生再结晶的冷轧变形量门槛值处于5%~10%范围内，完全再结晶的冷轧变形量门槛值为25%左右。综合考虑实际生产情况，GH4169合金板材优化的制备工艺为冷轧变形量大于25%，相应的固溶处理制度宜选择为980 ℃×10 min。
Ti-6Al-4V是目前应用最广泛的钛合金，但其铸态强塑性不足。本研究设计思想基于Ti-6Al-4V合金双团簇成分式α-{[Al-Ti12]（AlTi2）}12+β-{[Al-Ti14]（V2Ti）}5：首先通过改变β相团簇式个数为2，使合金成分偏向α-Ti，其次增加β相团簇式中V原子个数至3，提高了β-Ti结构单元稳定性，然后用不同个数Zr（x = 1、2、3、5）替代β相团簇式中Ti，最后得到了团簇式α-{[Al-Ti12]（AlTi2）}15-β-{[AlTi14-xZrx]V3）}2，设计了Ti-（6.64~6.82）Al-（2.42~2.35）V-（1.44~7.02）Zr （质量分数/%）合金，采用非自耗真空电弧炉熔炼制备合金铸锭，并用真空铜模吸铸成合金棒材，进而对不同合金样品进行显微组织表征和拉伸测试。结果表明：合金均由α'相马氏体组成，其形貌由针状魏氏逐渐转为网篮组织，其中Ti-6.64Al-2.35V-7.02Zr （Zr含量最高）合金为网篮组织，具有最佳的力学性能，屈服强度σYS为806 MPa，抗拉强度σUTS为963 MPa，伸长率δ为5.9%，相比于相同状态下Ti-6Al-4V合金，分别提高了23%、19%、51%；比强度和比硬度分别为217 kN•m/kg和0.71 GPa•cm3/g，相比于Ti-6Al-4V合金分别提高了18%和10%。
针对Ti2AlNb合金进行直接固态扩散焊，研究压力对合金扩散焊接头组织与性能的影响，使用扫描电镜分析焊接接头的显微组织随压力的变化规律，对不同压力下的焊接接头进行室温拉伸实验，分析接头性能随压力的变化趋势以及接头的断裂机制。结果表明：随着压力的增加，试样表面的变形量增大，在高温下变形区域发生动态回复与再结晶，促进了连接面处孔洞的愈合，焊合率因此逐渐升高；Ti2AlNb合金扩散焊接头可以分为再结晶区、变形区以及母材三部分，其中再结晶区主要由等轴的B2相以及α2相组成，随着扩散焊压力的增加，再结晶区的宽度明显变宽；焊接接头的强度随着压力的增加先升高后下降。当焊接工艺参数为960 ℃-60 MPa-120 min时获得的焊接接头性能最好，其抗拉强度为972 MPa，达到母材强度的98%；过大的压力使得再结晶晶粒粗化，且再结晶区和变形区交界处产生裂纹，导致接头性能反而恶化。
采用人工神经网络（ANN）的方法，研究挤压比、挤压比压、挤压温度和挤压速率对喷射成形TiCp/ZA35复合材料力学性能的影响，建立了TiCp/ZA35复合材料热挤压的人工神经网络模型。模型的输入参数为挤压比、挤压比压、挤压温度和挤压速率，输出参数为复合材料的抗拉强度。该模型可以仿真TiCp/ZA35复合材料在不同热挤压工艺参数下的力学性能，也可以优化热挤压工艺参数，模型结果与实验结果误差小于1.8%，拟合率为0.986。推荐热挤压工艺优化参数为：挤压比22，挤压比压415 MPa，挤压温度315 ℃，挤压速率8 mm•s−1，此工艺条件下复合材料的抗拉强度为486.7 MPa。热挤压间接对复合材料进行了时效处理，材料晶内析出晶须状和颗粒状的MnAl6强化相。弥散强化和位错强化作用使热挤压喷射沉积TiCp/ZA35复合材料较未挤压复合材料抗拉强度提高38.3%。
随着航空航天技术的发展，热端部件防护材料也需要满足更高的要求。本工作基于固相反应法和分子动力学模拟研究（ZrxY（1-x/4）Ta（1-x/4）Ti（1-x/4）Er（1-x/4））O（x=0.2、0.544、0.672、0.796和0.92）五元陶瓷体系复合材料。采用ZrO2（99.99%）、Y2O3（99.99%）、Ta2O5（99.99%）、Er2O3（99.99%）和TiO2（99%）粉末作为原料，通过固相反应法制备（ZrxY（1-x/4）Ta（1-x/4）Ti（1-x/4）Er（1-x/4））O复合材料。用LAMMPS程序计算研究 （ZrxY（1-x/4）Ta（1-x/4）Ti（1-x/4）Er（1-x/4））O陶瓷材料的导热性能。结果表明：在200~900 ℃区间时通过实验和模拟获得的热导率变化趋势一致，当x=0.796时热导率均达到最小值，证明了分子动力学模拟多元陶瓷材料热导率的可行性；同时研究了孔隙对热导率的影响，发现元素配比与孔隙对热导率的影响存在一定的竞争关系。当孔隙率大于6.67%时，孔隙率为主要影响因素，当孔隙率小于6.67%时，元素配比为热导率的主导因素。
基于细观力学理论，运用代表性体积单元方法研究石墨烯填充聚乳酸（PLA）复合材料导热性能。根据显微照片分析复合材料细观结构特征并构建二维随机分布模型，利用有限元方法求解复合材料等效导热系数，并通过实验结果验证模型正确性和有效性。通过参数化分析研究各细观结构参数对复合材料导热性能的影响规律，并通过传热路径分析其影响机制。结果表明：所建随机模型数值模拟结果与实验结果拟合较好；随石墨烯质量分数增加，复合材料传热性能增强，且石墨烯的长厚比与取向对复合材料整体导热性能有较大影响；同时，石墨烯与基体之间的界面接触热阻显著降低了复合材料整体导热性能。
ZnO是目前压电螺栓传感器的主要涂层材料，具备优异的压电性能，表现出优异的声-电信号转换性能，但目前对其高温结构及性能稳定性研究较少。本工作利用射频磁控溅射法在（100）Si和工业用钛合金螺栓上制备出可产生超声纵波的ZnO压电涂层，并对其进行不同温度和不同时长的退火处理，用扫描电子显微镜、原子力显微镜、X射线衍射和自建的WHU-US100声信号测量设备研究高温退火处理对涂层结构及性能的影响。结果表明，Si/ZnO涂层在600 ℃以下的退火处理不会对涂层表面微观形貌产生影响，涂层截面形貌呈现柱状晶结构，且随着温度的升高，柱状晶有合并的趋势；涂层表面粗糙度变化幅度为±4 nm；不同的退火温度对涂层的晶体结构未产生明显的影响。螺栓/ZnO涂层在500 ℃及以下温度的退火处理后涂层表面完整，600 ℃退火处理后的螺栓涂层完全脱落，超声检测表明涂层在500 ℃以下退火后保持稳定；在300 ℃下，经过长时间的退火处理后，螺栓样品可正常激发出超声波，涂层结构未被破坏，表明该ZnO涂层可以在300 ℃的温度范围内长期服役。
采用真空压力浸渗法制备的三维编织Cf/Al复合材料具有良好的力学性能，在航空航天等领域的应用上具有较大潜力。本工作以三维编织Cf/Al复合材料为研究对象，对其在不同加载应力下进行振动疲劳实验，并观察疲劳实验后其断口处的微观结构。结果表明：加载应力越大，达到疲劳稳定阶段时T型件的固有频率降幅百分比也越大，即对T型件内部结构的破坏也越显著；对不同加载应力下的疲劳数据进行拟合，绘制S-N曲线，得到T型件振动疲劳损伤演变规律的数学模型，可用于预测三维编织Cf/Al复合材料的疲劳寿命；对实验后T型件进行断口处的宏观和微观分析，发现实验后的T型件呈现典型的脆性断裂特征。
以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象，研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样，实测一弯共振频率达到1425 Hz左右，采用电磁振动台开展超高周疲劳实验，获取最高至109周次的疲劳S-N曲线，并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明：DD6单晶高温合金的疲劳强度在107~109周次范围内下降约25%，薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致，略低于标准振动疲劳强度；薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生，呈线源特征，疲劳扩展区存在两个扩展平面，呈现类解理特征。
泡沫铝三明治结构（aluminum foam sandwich, AFS）既具有泡沫铝轻质、阻尼减震、吸能防护等优异特性，又能解决单一泡沫铝强度较低、易损坏等问题，在航空航天、汽车制造、轨道交通、精密机床等工业领域具有广阔的应用前景。本工作基于熔体发泡法，采用瞬间液相结合技术，以纯TA2为面板、Al-2Ca合金为发泡基材，制备尺寸为80 mm×80 mm×18 mm的泡沫铝三明治结构，泡沫芯中含有大量均匀的孔隙，其中多面体状的孔隙占据了较大面积；面板与芯层之间观察到平均厚度为7.5 μm的结合界面，各元素在结合层处形成扩散并以金属间化合物的形式存在。测试结果表明：不同密度的三明治结构在弯曲实验下的载荷曲线呈现出线弹性区、快速降载区和平台区三个明显的区域；试样所能承受的最大峰值载荷为1120.5 N、屈服强度为15.64 MPa，随着密度的提高，芯部孔隙率的减小，AFS材料的抗弯强度随之提高；弯曲程度在15 mm时，AFS密度增加15.9%的情况下，弯曲吸能WEA和比吸能WSEA分别提高3.59倍和3.22倍；失效模式为泡沫铝芯层的压缩密实变形和芯材剪切、开裂以及TA2面板的弯曲变形和剥离失效，试样不同位置不同应力的共同作用造成了AFS材料的多种效模式。
