热塑性复合材料因其优异的韧性、可焊接、可回收性和短成型周期，在航空航天领域展现出广阔的应用前景。然而，其高熔点树脂的加工难度限制了复杂构件的制造。电阻焊接技术通过焦耳热效应实现界面熔融连接，避免了机械连接和胶接的缺点，成为热塑性复合材料连接的重要方法。本文综述了电阻焊接的基本原理、关键工艺参数的优化策略，加热元件的改进方法，以及大尺寸焊接技术（顺序电阻焊接和连续电阻焊接）的应用进展。研究表明，通过优化工艺参数和改进加热元件，可显著提高焊接接头强度。为了实现电阻焊接技术的工程化应用，还需要进一步对工艺稳定性、焊接接头可靠性、大尺寸焊接等问题进行研究。

高温合金作为航空发动机及工业燃气轮机等重大装备的关键战略材料，其成分/工艺设计优化与过程控制始终是业界关注的核心问题。本工作聚焦高温合金及其部件研制与生产过程中的实际问题，识别制备流程中典型工艺的关键影响因素，综合运用同步辐射等先进表征技术和高通量实验等方法，设计并优化高温合金制备的关键工艺参数，为工艺技术水平、产品性能、合格率和研发效率提升以及成本降低提供支撑。以涉及液-固与固-固相变的高温合金制备工艺为例，研究母合金熔炼与重熔、气雾化制粉粒度/粒形协同控制、铸造凝固过程孔缺陷控制、粉末存储与除气降氧处理、粉末热等静压固结成形以及热处理等关键环节的精确定制策略与验证方法。同时，还探讨了与高温合金制备过程密切相关的关键辅助材料，如陶瓷耐火材料评价、等温锻造模具材料以及钎焊修复材料的优选使用条件。另外，在工艺定制研究过程中，揭示了若干值得关注的现象：（1）铸造和粉末合金中氧存在形式的影响；（2）合金初始组织状态对热等静压固结成形和热处理过程相变温度的影响；（3）铸造、粉末和增材制造合金、钎焊修复用材料和陶瓷耐火材料中反常相和缺陷的形成与控制等。上述研究为高温合金制备工艺参数的优化定制及工艺过程的精确控制奠定理论基础，并为工业化应用提供可行的实践技术路径。

机器学习技术在航空材料领域具有广阔的发展前景，并在材料选择、设计和优化等方面发挥着重要作用。首先简要论述机器学习技术在航空领域中的优势和潜力，概述机器学习的技术发展、算法类别和特征及其局限性，介绍机器学习在科学研究中，特别是复杂材料数据形式下的常规的或潜在的应用。其次，主要关注机器学习在航空材料领域的研究现状，探讨近年来利用机器学习辅助高温合金材料、高强度结构材料、热防护涂层材料及功能与智能材料的研究进展，并阐述机器学习驱动航空材料研究的策略和方法。最后，对机器学习辅助航空材料研发所面临的挑战进行展望，通过推动数据资源的开放共享、深化领域知识和物理规律在机器学习模型中的融合，以及不同类型数据的特征一致性转换，助力航空材料研究向大数据驱动的材料科学第四范式转型。

聚芳醚酮热塑性复合材料具有优异的抗冲击性能，在航空领域具有重要应用价值。针对自动铺放原位成型聚芳醚酮复合材料力学性能欠佳的问题，系统研究后处理工艺参数（温度、压力和时间）对孔隙消除及力学性能的影响规律。采用聚芳醚酮预浸料，通过自动铺放技术制备层合板。采用差式扫描量热仪、流变测试及力学性能表征，建立黏度-压力-时间耦合模型。结果表明，模型可以合理预测不同工艺参数对孔隙消除的影响规律，得到后处理临界温度为340 ℃。温度在340～360 ℃之间，树脂黏度较低且稳定性良好，有利于快速排出孔隙缺陷。后处理压力显著影响孔隙排出效率，360 ℃经过60 min完全排出孔隙的临界压力为0.7 MPa，压力继续增加对材料性能的提升收益较小。后处理时间对材料性能的影响依赖于后处理压力，360 ℃和0.7 MPa时，60 min可以完全消除孔隙缺陷；360 ℃和1.6 MPa时，仅需20 min就可以完全消除孔隙缺陷。360 ℃、0.7 MPa和60 min时，材料拉伸强度、弯曲强度和层间剪切强度分别达到2844、1653 MPa和103 MPa。

高性能热塑性树脂基复合材料因其优异的力学性能、耐环境、耐介质、可回收性及可实现快速成型等优势，在航空制造技术领域展现出广阔的应用前景。近年来，随着聚苯硫醚（PPS）、聚醚酰亚胺（PEI）和聚芳醚酮（PAEK）等高性能热塑性树脂的商品化进程加快，相关预浸料与成型技术不断优化，推动了该类材料在工程技术领域的应用。本文系统综述高性能热塑性树脂基复合材料的发展现状，重点分析其材料体系及商品化进展、预浸料制备、先进制造工艺及应用，提出高性能热塑性树脂基复合材料重点发展方向，以期为航空航天等工程技术领域人员提供参考，推动高性能热塑性树脂基复合材料的创新发展与应用。

综述钛/钛合金复合材料的最新研究现状与应用前景，阐述其在高比强度、轻量化、耐热稳定性及耐磨性能方面的优势，使之成为航空航天、军事装备和医学等高科技领域的关键材料。概括添加增强相使得钛基复合材料力学性能、耐磨性以及热稳定性方面稳步提升的研究成果，揭示不同加工技术改善复合材料晶粒和性能的进展，指出复合材料在高温、高压环境下稳定性及界面黏结强度方面仍面临挑战，需要通过优化增强体分布、结合方式及新型复合体系来解决。此外，表面纳米化技术与数字化仿真的结合为钛基复合材料性能优化提供新途径，而界面强化和热稳定性研究将成为未来发展的关键。最后，明确钛基复合材料的性能提升与加工技术的创新是实现其在极端环境下广泛应用的核心，亦是推动复合材料性能进一步突破的方向。

碳纤维增强热塑性复合材料（carbon fiber reinforced thermoplastic composite，CFRTP）凭借其比强度高、韧性强、可焊接，被广泛应用于航空航天领域；感应焊接是其构件制造的关键工艺，然而，感应焊接过程中多场高度复杂耦合，其演化及分布特征尚不明晰，制约了构件的高效高质量生产。本研究通过耦合求解麦克斯韦方程组、傅里叶传热方程及弹塑性本构方程，构建CFRTP蒙皮桁条构件感应焊接过程磁-热-力耦合仿真模型，研究焊接过程磁、热及力的分布与演化特征。结果表明：在交变电磁场作用下，构件边缘区域磁场强度达1.45 mT，模拟所得磁场、温度场与应力场均存在显著边缘效应，焊接过程界面温度可超500 ℃，该现象与高频涡流引起的趋肤效应密切相关；焊接过程中蒙皮底部两侧存在非对称、近半椭圆状的高温区域，且靠近立桁区域的温度显著高于远离立桁区域的温度；当电流频率从150 kHz增加至250 kHz，焊件上应力最大值从637 MPa增加至778 MPa，焊接界面处的非对称应力集中区域不断扩大；焊接过程温度场及焊后应力测量结果与模拟结果高度吻合，这有效验证所构建模型的准确性和适用性，本研究为CFRTP复杂构件感应焊接的工艺优化与质量控制提供了理论支撑。

随着材料技术的不断进步，近些年各类具有特定功能的高性能材料及超材料呈现出井喷式的研究态势，这一趋势在航空航天领域尤为显著。随着装备对性能要求的不断提升，单一材料逐渐难以满足界面力学性能和功能一体化要求，梯度功能复合材料成为解决该难题的重要突破口。本文从功能梯度复合材料的应用背景出发，结合国外各类材料研究进展和应用现状，探讨该材料的研究意义。针对国内工程领域应用存在的问题，指出功能梯度复合材料在应用过程中面临的挑战。与国际先进水平相比，我国功能梯度复合材料发展主要面临着3大挑战：一是制备工艺相对落后，无法实现大尺寸工程化应用；二是性能评价方法空缺，耦合功能评价体系亟需建立；三是材料性能设计与模拟方法自主知识产权较少，且尚未建立全面数据库作为设计依据，材料设计仍依靠设计者的经验。最后对梯度功能复合材料的未来应用和发展方向提出建议。

高温高熵合金凭借其独特的多主元协同效应和微观组织调控潜力，有望突破传统镍基合金的性能极限。本文系统综述高熵高温合金（HESAs）、难熔高熵合金（RHEAs）和难熔高熵高温合金（RSAs）三大体系的研究进展与发展趋势。HESAs借鉴镍基合金的γ+γ′双相结构，在800～1000 ℃区间达到与商用镍基合金相当的高温强度；RHEAs基于难熔元素体系构建高熔点固溶体，在1200 ℃以上具有显著的性能优势；RSAs则创新性发展出BCC+B2纳米网篮结构，在25～1200 ℃全温域强度显著超越镍基合金。当前高温高熵合金研究面临室温塑性差、抗氧化性能不足、长时相稳定性欠缺等共性挑战，需重点突破多尺度组织调控、动态相变机制、高通量设计方法等关键技术。未来发展趋势将聚焦于多目标成分优化模型构建、先进制备工艺开发、跨尺度性能表征技术融合，以及服役环境下的综合性能评估体系建立，为航空发动机热端部件、核反应堆结构等极端环境应用提供指导。

通过对铝合金表面活化及与热塑层的结合，实现7075铝合金（7075AA）与碳纤维增强聚醚醚酮（CF/PEEK）电阻焊接工艺的优化。利用激光处理在铝合金表面构建起微沟槽网络，显著增强与聚醚酰亚胺（PEI）热塑层的机械耦合作用；相比之下，喷砂处理和未处理样品的结合效果则较弱。通过傅里叶变换红外光谱（FT-IR）与X射线光电子能谱（XPS）表面分析，结果表明Al—O—Si键和硅烷偶联膜过渡层的形成可强化界面。电阻焊接头中，喷砂/激光刻蚀铝与PEI层间结合的不完全，导致热塑层脱粘成为主要失效模式。喷砂接头的单搭接剪切强度LSS为10.47 MPa，激光刻蚀接头的LSS达到15.35 MPa。经过硅烷处理后，PEI热塑层结合显著增强，激光刻蚀和硅烷处理接头的LSS提高至19.03 MPa，相较于单纯激光刻蚀提高了23.97%，此时接头断面呈加热元件断裂特征，失效模式转变为层间断裂。

针对CF/PAEK复合材料自动铺放成型工艺中质量一致性差的问题，提出一种铺放后真空辅助原位退火（vacuum-assisted in-situ annealing，VIA）工艺。针对自动铺放成型后的层合板开展VIA工艺实验，通过调控原位退火温度和保温时间制备CF/PAEK复合材料单向层合板，分别研究VIA工艺参数对成型温度场、翘曲变形、孔隙率、结晶度和层间性能的影响。结果表明：VIA工艺可以为样件提供均匀的温度场，消除结晶梯度，使样件翘曲程度随着退火温度的升高而逐渐降低，直至消除；当退火温度超过树脂熔融温度，可以降低CF/PAEK预浸料或自动纤维铺放（AFP）工艺过程中产生的内部孔隙，孔隙率降至1.97%，同时大幅提升层间性能，使样件层间剪切强度达到64.7 MPa，相比未经过VIA的样件提升58.6%。

IN718高温合金因其优异的抗氧化性和抗热腐蚀性、良好的疲劳性能、组织稳定性及安全可靠性等综合性能，广泛应用于航空航天、核工业等领域，是新一代先进航空发动机热端构件不可替代的材料之一。激光粉末床熔融（laser powder bed fusion，LPBF）技术作为近年来发展迅速的新型快速成形技术，突破传统成形技术和结构设计束缚，实现复杂薄壁构件的一步激光近净成形，展现出广阔的应用前景。然而在激光增材制造成形过程中，薄壁表面的激光输入能量较大，易出现翘曲变形和裂纹，严重影响其服役性能。针对以上问题，本工作概述LPBF技术的工作原理及研究动态，系统分析LPBF成形IN718高温合金薄壁的跨尺度微观组织演化特征及析出相演变行为，重点梳理缺陷萌生和扩展机制，从优化结构设计、激光成形工艺参数、合金成分等多方面对缺陷抑制进行归纳，分析探讨IN718高温合金薄壁室温与高温力学性能的强化机制。最后，总结LPBF成形高温合金薄壁存在严苛环境下关键性能不足等问题并展望未来发展方向，其中包括：建立适合高温合金薄壁的激光成形工艺数据库；研究LPBF成形高温合金薄壁凝固缺陷形成及调控新方法；优化高性能高温合金薄壁构件材料化学成分。

研究国产T800/聚芳醚酮（PAEK）热塑性复合材料在湿热老化环境下的性能变化。通过控制降温速率，制备出两种不同结晶度的碳纤维增强聚芳醚酮复合材料（CF/PAEK-CL和CF/PAEK-CH），并探讨其在湿热环境中的吸湿特性、热性能和力学性能。实验结果表明，CF/PAEK复合材料的吸水率随时间增加，其中结晶度较低的CF/PAEK-CL表现出较高的吸湿率。湿热老化后，所有样品的玻璃化转变温度（T_g）均有所下降，其中CF/PAEK-CL的T_g降幅约5%。热性能分析显示，湿热老化未显著改变材料的结晶度，并且高结晶度复合材料在湿热环境中表现出更优异的热稳定性。弯曲测试结果表明，湿热老化对CF/PAEK复合材料弯曲强度和弯曲模量的影响有限，表明其能够有效抵抗湿热环境对其弯曲力学性能的负面影响，从而保证其在恶劣环境中的长期稳定性和可靠性。本研究为CF/PAEK复合材料在恶劣环境下的应用提供了重要数据和理论依据。

钛合金以其优异的强度、焊接性和良好的塑性在航空、航天和航海领域得到广泛应用。本工作采用选区激光熔化成形制备近α钛合金Ti-6.5Al-2Zr-Mo-V（TA15），基于共聚焦激光扫描显微镜（CLSM）、金相显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）、X射线衍射（XRD）、能量色散谱仪（EDS）等方法，研究激光扫描速度对选区激光熔化成形TA15合金宏观形貌和微观组织的影响。结果表明：激光扫描速度变化对TA15合金成形质量具有显著影响。较高激光扫描速度会导致熔道波动不连续、表面出现不规则起伏；较低激光扫描速度会显著促进截面孔隙产生。激光扫描速度的提高导致合金内部马氏体尺寸先增加后减小，马氏体层级逐步降低。过低或过高的激光扫描速度使合金表面产生局部裂纹，这些裂纹处存在元素缺失及富集现象。激光扫描速度与合金成形质量之间的直接关系，可以为优化选区激光熔化成形TA15合金的工艺路线及方案提供参考，有助于TA15合金的进一步推广及应用。

镍基高温合金定向凝固工艺的优化对提升航空发动机热端铸件质量至关重要。传统工艺优化高度依赖经验试错法，而数值模拟技术正成为关键手段。本文系统综述镍基高温合金定向凝固过程数值模拟的最新研究进展，重点围绕温度场、流场与溶质传输、应力应变场及微观组织（晶粒与枝晶）等多物理场的建模方法、模拟结果及其在工艺优化与缺陷（如杂晶、雀斑）控制中的应用展开讨论。总结当前研究成果发现，当前数值模拟研究仍存在不足之处：模型高度依赖近似边界条件；工艺窗口的精细化与全局优化能力不足；部分晶体组织缺陷及复杂缺陷交互作用的数值模拟仍不完善；高保真微观组织模拟计算资源消耗大等。针对这些挑战，考虑未来发展趋势将聚焦于深化与集成多物理场-跨尺度耦合模型，通过应用人工智能驱动的模拟与优化，提升多元合金凝固机理的精准表征能力，同时完善实验-模拟协同验证体系，加强原位表征技术与模拟的结合。通过上述方向的发展，数值模拟技术有望在实现复杂铸件精准控形控性及缺陷抑制中发挥核心作用。

随着信息安全、目标隐身与电磁防护等需求的升级，亟需研发高效吸波材料。本文简述吸波材料工作原理，并梳理涂覆型与结构型吸波材料研究进展，最终聚焦纤维混杂吸波复合材料的发展：纤维排列、组分调控及界面设计可协同提升电磁性能与力学性能。通过多元纤维协同设计与多尺度结构优化，纤维混杂吸波复合材料能够实现阻抗匹配与损耗机制的耦合优化，兼具宽频吸收与力学承载特性，推动吸波材料向结构与功能一体化方向发展。最后，总结通过多元纤维混杂体系拓展吸波频带的技术突破并对未来围绕纤维混杂机制深化、多尺度结构设计、环境适应性提升、多功能集成、纤维取向与入射角协同调控、高温陶瓷基吸波材料等方向开发兼具宽频吸收、轻质高强特性的新一代军民两用吸波材料进行展望。

镍基单晶高温合金的力学性能和热稳定性在很大程度上取决于基体与强化相之间的界面。本工作采用密度泛函理论研究Co、Cr、Mo、W、Re和Ta合金元素对γ-Ni/γ′-Ni₃Al界面力学性能的影响规律。通过界面结构的收敛性分析，确定合理的计算模型层数。通过合金弹性性能的研究，发现Re和W元素在γ和γ′相中表现出最为显著的强化效果，其中Re元素使γ相杨氏模量和剪切模量分别提升27 GPa和11 GPa，使γ′相杨氏模量和剪切模量分别提升16 GPa和6 GPa；而Ta元素分别使γ和γ′相体模量增加21 GPa和14 GPa。界面拉伸性能的研究表明，Re元素掺杂体系具有最高的理想抗拉强度（约25 GPa）和变形能（约1.84 J·m⁻²），合金元素对界面抗拉强度的强化效果由强到弱依次为Re＞W＞Cr＞Mo＞Ta＞Co＞未掺杂界面。通过对差分电荷密度和电子态密度分析，得到合金元素的强化作用归因于掺杂原子与最近邻主原子之间化学键强度的增加。电子轨道分布特征表明，合金元素通过维持局部结构稳定性来延缓界面断裂。这些研究结果为开发新型镍基单晶高温合金提供思路。

研究石墨烯含量为0.5%、1%、3%、5%、7%（质量分数，下同）时对聚四氟乙烯（PTFE）填充改性的摩擦学效果及摩擦磨损机制，同时对比分析传统改性填料二硫化钼（MoS₂）在5%、10%、15%、20%、25%含量时对PTFE填充改性的摩擦学效果及摩擦磨损机制；进一步进行“石墨烯+MoS₂”对PTFE的协同改性，深入探讨当MoS₂含量为15%时，石墨烯含量为1%、3%、5%时对PTFE的协同改性效果，以及石墨烯对复合材料摩擦磨损机制的影响。结果表明：石墨烯的填充可以有效提升PTFE及其复合材料的摩擦学性能，填充5%的石墨烯时，摩擦学性能最优，平均摩擦因数降低至0.0763，摩擦曲线平稳；体积磨损率降低至230.34×10⁻⁹ mm³·N⁻¹·m⁻¹，主要磨损形式由黏着磨损转变为疲劳磨损；石墨烯用于协同改性时，可以有效改善MoS₂与PTFE相容性差以及对磨过程中易磨出形成磨粒磨损的问题。

以含不同晶界取向差的二代镍基单晶高温合金板状样品为研究对象，通过开展1100 ℃/137 MPa的高温蠕变断裂及中断实验，探究小角度晶界对合金高温蠕变行为的影响作用机制。结果表明：经标准热处理后，取向差为7°的GB-7合金小角度晶界处析出细小的MC型碳化物，取向差为12°的GB-12合金小角度晶界处主要是块状的M₆C型碳化物。随着晶界取向差的增大，合金的高温蠕变寿命降低，GB-12合金的蠕变寿命仅为单晶合金的40%。进一步分析表明，GB-7合金和GB-12合金在高温蠕变过程中皆发生了小角度晶界迁移，但是GB-12合金的迁移距离低于GB-7合金。GB-12合金中块状M₆C型碳化物阻碍了小角度晶界迁移，导致晶界处产生应力集中。GB-12合金内部和表面的小角度晶界处易于萌生裂纹，导致其蠕变寿命显著降低。本研究可为后续提升合金高温蠕变中小角度晶界的容限提供指导和数据支持。

先进复合材料在航空发动机中的应用已成为提高发动机性能、减轻质量、提高燃油效率的关键技术之一。本文综述先进复合材料在国外航空涡扇发动机上应用现状与发展，重点介绍环氧树脂、聚酰亚胺等树脂基复合材料（polymer matrix composite，PMC）、钛合金、铝合金等金属基复合材料（metal matrix composite，MMC）和碳化硅、氧化铝等陶瓷基复合材料（ceramic matrix composite，CMC）在风扇机匣、低压压气机、高压压气机、高压涡轮、低压涡轮和喷管等发动机部件的应用。通过分析国外航空发动机在树脂基、金属基和陶瓷基复合材料的应用和研发进展，探讨其在提高推重比和耐温性能等方面的优势。同时，还展望未来各类复合材料在航空发动机中的发展方向，包括新型复合材料的研发、制造工艺的优化以及各类复合材料在未来航空发动机中的潜在应用和发展趋势。

以K4169高温合金热端机匣为研究对象，针对传统高温合金反重力铸造线性充型过程出现的液体飞溅、振荡、卷气等缺陷，考虑到机匣铸件的复杂变截面结构，通过水力学模拟实验探索加压速度对变截面的充型影响，得到对于变截面结构，加压速度越小，液体充型越平稳。利用正交实验确定机匣模型最优充型工艺参数，即浇注温度为1460 ℃，型壳温度为900 ℃，平均加压速度为4 kPa/s。根据机匣模型结构设计线性与非线性充型压力曲线，对两种充型方式进行数值模拟及实验研究。结果表明：两种充型工艺相比，在同样的充型时间内，非线性充型平均浇口速度比线性充型下降16.77%，且非线性充型浇口速度更加平稳，非线性充型机匣薄壁区域整体缺陷低于线性充型。线性充型机匣不同区域出现大量裂纹缺陷，总体缺陷占比较高；而非线性充型机匣没有出现裂纹缺陷，只有少数微孔洞。无损检测结果也表明非线性充型机匣铸件缺陷更少，说明非线性充型工艺有效减少机匣铸件的缺陷种类和数量。

晶粒细化是提高合金中低温性能的有效手段，但在等强温度以上可能会损伤高温持久性能。本工作结合扫描电子显微镜及能谱分析研究K447A合金显微组织演化及持久断裂机制，并讨论K447A合金在760 ℃/724 MPa、815 ℃/600 MPa、870 ℃/365 MPa和980 ℃/210 MPa条件下晶粒细化对持久性能的影响。结果表明，K447A合金持久等强温度介于815～870 ℃，晶粒细化对K447A合金持久寿命的影响具有明显的温度依赖性。在760 ℃/724 MPa条件下，随着晶粒尺寸从5.0 mm分别减小至1.3 mm和58 μm，K447A合金持久寿命从83 h分别提高至115 h和194 h；在815 ℃/600 MPa条件下，随着晶粒细化，持久寿命先从31 h增加至84 h，之后略降至76 h；在870 ℃/365 MPa及980 ℃/210 MPa条件下，随着晶粒细化，持久寿命逐步减小。因此，晶粒细化是改善K447A合金在870 ℃以下持久性能的有效技术手段。K447A合金持久变形在815 ℃以下以晶内变形为主，晶粒细化主要通过限制滑移带长度和提高γ′相体积分数延长持久寿命；在870 ℃以上K447A合金持久变形以晶界滑移为主，晶粒细化对持久性能的劣化归因于高温晶界滑移加剧、氧化及由此导致的脆性AlN及低强度贫化区。

TiAl合金由于其优异的比强度、比刚度和高温性能而备受关注，在航空航天领域拥有巨大的应用潜力。随着航空航天科技的发展，对其装备及服役材料的性能要求也进一步提升。热机械处理在航空航天装备制造技术中占有十分重要的地位，是获得高性能TiAl合金的关键途径。本文主要从TiAl合金热机械处理的发展现状出发，综述TiAl合金热塑性变形行为、热加工（热锻造、热轧制、热挤压）方法与后续热处理组织调控等方面的研究进展，并提出TiAl复合材料的热机械处理工艺开发及参数遴选、大尺寸TiAl合金构件的热加工优化设计、低成本TiAl合金的热机械处理技术研发、新型TiAl合金微观组织的热机械处理调控、以及基于大数据构建的TiAl合金热机械处理工艺参数高效率筛选等发展方向。

损伤检测是航空装备研制和外场运营维护的关键环节，直接影响装备的研制进程和服役安全。近年来，国内外学者和科研机构在超声检测领域开展了大量研究工作，基于此，本文围绕航空装备研制和运营中的损伤原位检测需求，简要分析航空装备典型结构损伤及其原位检测的特点和要求，重点总结近年来国内外在超声检测前沿理论与方法、先进检测传感器设计及专用检测装置研发等方面的最新研究进展，并结合技术研究和工程实践中出现的新问题、新思路和新导向，对非均质材料损伤检测技术、面向复杂型面结构的换能器设计方法、新型非接触检测装置研发与工程应用等方面的主要挑战和未来发展趋势进行总结和展望。

针对Hf元素合金化改善K4222铸造镍基高温合金高温力学性能，研究添加质量分数为0.72%和1.5%Hf对合金组织与高温持久性能的影响。研究结果表明，Hf元素添加增加合金中MC碳化物含量，同时也会促进（Ni₅Hf+γ）共晶组织形成。热处理后，因M₂₃C₆碳化物高温溶解以及MC碳化物发生退化，造成各合金碳化物含量总体降低，且共晶组织基本消除。但是，添加1.5%Hf合金仍残余少量Ni₅Hf相。同时，Hf元素添加能够极大提高合金持久寿命，与0%Hf合金相比，Hf元素添加0.72%和1.5%时，合金在899 ℃/172 MPa条件下持久寿命分别提高101.4%和211.2%。提高Hf含量一定程度降低K4222合金持久塑性，但0.72%Hf合金的塑性仍保持较好水平。进一步分析表明，Hf元素的添加能够改变碳化物形貌，提高晶界强度，减少碳化物开裂和沿晶裂纹的产生，从而提高合金高温蠕变强度。

研究一种耐腐蚀单晶高温合金在760 ℃/800 MPa、980 ℃/250 MPa和1120 ℃/130 MPa条件下的蠕变性能，采用扫描电镜和透射电镜分析蠕变断裂组织、断口特征和位错形貌。结果表明：合金在760 ℃/800 MPa、980 ℃/250 MPa和1120 ℃/130 MPa条件下具有良好的蠕变性能，合金的蠕变曲线表现出基本相同的三阶段蠕变特征，随着温度升高和应力降低，蠕变初始阶段和加速阶段的寿命占比都缩短，而蠕变稳态阶段寿命占比增加。与980 ℃/250 MPa和1120 ℃/130 MPa相比，在760 ℃/800 MPa条件下起始阶段的蠕变速率较大。在760 ℃/800 MPa条件下，合金γ′相基本保持立方化形态，基体通道中形成的位错缠结和切割γ′相形成的层错对合金进行强化，合金蠕变断裂形貌为类解理和韧窝混合断裂。在980 ℃/250 MPa和1120 ℃/130 MPa条件下，合金发生明显的筏排化，γ′相和γ基体完成拓扑反转；γ/γ′相界面上形成了高密度的位错网对合金进行强化，未形成层错，蠕变后期位错切入γ′相，蠕变断裂形貌为韧窝断裂。在1120 ℃/130 MPa条件下，蠕变过程中析出少量的片状σ相，合金具有良好的组织稳定性。

为满足轻量化需求，铸件结构正朝着薄壁化方向发展，因此有必要研究镍基高温合金薄壁结构的微观组织和力学性能演化特征。首先设计包含壁厚1、1.25 mm和1.5 mm的薄壁铸件，分别在两种工艺条件下完成重力浇注，并对两种铸件进行微观组织分析和力学性能测试，获得铸件不同壁厚处的二次枝晶臂间距（secondary dendrite arm spacing，SDAS）、晶粒形貌和晶粒平均尺寸、γ′相尺寸与体积分数等微观组织特征值，以及相应的硬度和抗拉强度。结果表明：随着铸件壁厚由1mm增大到1.25 mm和1.5 mm时，SDAS增加了29.9%以上。当砂箱温度900 ℃时，铸件抗拉强度随着壁厚增加而波动；当砂箱温度25 ℃时，铸件抗拉强度随着壁厚增加而升高。通过数值模拟，确定铸件的冷却速率变化范围。砂箱温度900 ℃的铸件冷却速率范围为16.0～28.2 ℃/s；砂箱温度25 ℃的铸件冷却速率范围为26.2～58.5 ℃/s。

定向凝固高温合金DZ125在航空发动机上广泛用作涡轮叶片，本工作研究微量元素P对DZ125合金微观组织、力学性能和裂纹倾向性的影响。结果表明：P元素在DZ125合金中主要偏聚在晶界处，对合金中γ′、γ+γ′共晶、碳化物等影响很小。当P含量达到0.008%（质量分数，下同）时，铸态合金在枝晶间形成了富P相，热处理后富P相回溶消失；当P含量不超过0.0039%时，P对DZ125合金的室温拉伸性能及980 ℃/235MPa 持久寿命没有明显影响，但对760 ℃/805 MPa持久寿命有明显影响，P含量为0.0039%的合金760 ℃/805MPa持久寿命相较于P含量为0.0013%的合金下降了37%，这是由于较高含量的P元素在晶界偏聚导致晶界弱化所致。当P含量达到0.011%时，DZ125合金空心涡轮叶片在定向凝固过程中出现了明显的沿晶裂纹。DZ125合金裂纹倾向性增加的主要原因是过量的P在晶界富集，并析出富P相，导致晶界弱化和裂纹萌生。

先进航空发动机热端部件的工作温度越来越高，服役环境更加苛刻，传统热障涂层无法满足使用要求，需研制耐温能力更强、综合性能更优的新型热障涂层。本文系统分析了先进航空发动机对新型热障涂层材料成分、制备工艺和组织结构方面的应用需求，阐述了大气等离子喷涂（APS）稀土掺杂ZrO₂、电子束物理气相沉积（EB-PVD）稀土锆酸盐和等离子物理气相沉积（PS-PVD）高熵陶瓷三种新型热障涂层的应用研究进展。相比于双层结构的传统YSZ热障，基于稀土掺杂ZrO₂、稀土锆酸盐或高熵陶瓷等材料体系的新型热障涂层，具有更低的热导率、更强的抗热冲击能力和更优异的耐CMAS腐蚀性能，通过与APS、EB-PVD及PS-PVD等工艺深度结合，使其使用性能大幅提升，可应用于浮动瓦片和涡轮叶片等热端部件。随着新材料、新结构和新工艺的不断突破，新型热障涂层必将为下一代航空发动机突破温度极限、实现更高效率与更高可靠性提供支撑。

高温合金蠕变性能的表征一般在恒温恒应力条件下进行，然而在航空发动机服役环境中由于内冷气的影响，涡轮叶片往往在厚度方向存在较大的温度梯度，因此探究单晶合金在温度梯度下的蠕变行为具有重要的工程应用价值。本工作利用Ni₃Al基单晶高温合金开展一系列基于叶片典型服役状态的温度梯度蠕变实验，温度梯度包括10⁵、5×10⁴ K/m。结果表明，温度梯度对试样的蠕变寿命影响显著，与等温蠕变相比，10⁵ K/m温度梯度使蠕变寿命增长了接近46%，而5×10⁴ K/m温度梯度则增加了约30%蠕变寿命。断口分析与组织分析表明，温度梯度条件下试样断口的各向异性更加显著，其高、低温端的氧化状态也明显不同。在高温区，氧化层紧密且厚度较小；在低温区，氧化层疏松且厚度较大。其中10⁵ K/m温度梯度试样的组织在低温区为形筏组织，在高温区为解筏组织，这表明该试样在高温区和低温区的应变速率不一致。

在1000 ℃/200 MPa、1100 ℃/100 MPa条件下开展两种壁厚DD10合金的持久强度实验，分析不同壁厚试样的持久损伤特征及薄壁效应原因。结果表明：在1000 ℃/200 MPa和1100 ℃/100 MPa条件下，较薄试样相比较厚试样持久寿命显著降低，DD10合金呈现薄壁效应。由氧化引起的有效承载面积降低虽在一定程度上加速试样的蠕变进程，但所引起的不同壁厚试样有效应力变化小于6%，氧化导致的有效应力变化不是薄壁效应出现的主要因素。通过对断口表面和纵截面的微观结构观察，可以发现在两种条件下，较薄试样中空洞及裂纹尺寸均小于较厚试样；应力强度因子K与裂纹长度l的关系表明，同尺寸裂纹处于不同壁厚试样中，试样越薄其裂纹尖端应力强度因子越大，裂纹越容易发生进一步扩展。由此推断出，试样越薄，裂纹失稳扩展的临界尺寸越短，不同壁厚试样裂纹失稳扩展的临界尺寸的差异是薄壁效应的重要原因之一。

热处理是决定粉末高温合金构件性能最重要的热工艺过程，FGH96合金是当前应用最广泛的镍基粉末高温合金。本工作研究固溶热处理后全过程风冷淬火和风冷+油冷组合淬火两种冷却方式对FGH96合金环件毛坯显微组织和力学性能的影响。结果表明：采用两种冷却方式淬火后FGH96合金环件毛坯晶粒度相当，为6.5～7级。采用全过程风冷淬火的环件毛坯二次γʹ相尺寸分布较为均匀，而风冷+油冷组合淬火的环件毛坯由于内侧冷却速率较低，因此二次γʹ相尺寸较外侧更为粗大且含量较低。淬火后期，采用全过程风冷淬火的冷却速率低于风冷+油冷组合淬火方式，晶界处析出尺寸介于二次和三次γʹ相之间的细小γʹ相，晶界强化，抗拉强度提高，断后伸长率降低，68 h高温蠕变塑性伸长率也较低。由于全过程风冷淬火时环件毛坯各处冷却速率更为均匀，因此表面残余应力较低且分布更均匀，这更有利于增强环件零件加工过程的尺寸稳定性。

钛合金熔模铸件广泛应用于航空航天领域，在制备过程中，钛与陶瓷型壳易发生反应，从而导致型壳开裂、铸件变形等问题。因此，开展型壳焙烧过程温度分布和变形行为研究，对于提升型壳性能、改善铸件质量具有重要意义。本工作采用改进的蒙特卡洛方法构建辐射传热模型，考虑热损伤影响，建立“热-力-损伤”力学本构模型，基于ABAQUS二次开发专用模拟软件，开展型壳焙烧过程数值模拟研究。对陶瓷型壳的关键热物性参数进行实验测试，为数值模拟提供数据支撑。通过平板试件对建立的模型进行实验验证，模拟和实验结果吻合较好。采用开发的模拟软件，对环形阶梯件陶瓷型壳不同方案焙烧过程温度分布和变形行为进行模拟研究，结果表明：焙烧过程中温度的不均匀分布会导致型壳变形甚至开裂，尤其在结构突出部位更为显著。此外，随着焙烧温度升高，型壳内部玻璃相黏度降低，也会加剧热应力积累和型壳局部变形。通过对陶瓷型壳焙烧过程温度与变形的模拟研究，为型壳焙烧工艺优化以及钛合金熔模铸件合格率提升提供理论依据和技术支撑。

传统的超声自动化无损检测对复杂型面航空构件的检测是个极大的挑战。复杂型面会干扰声束的焦点形成，在声束入射时产生的波形转换更为复杂，这都将导致超声检测能力下降，获得的回波信噪比显著降低。在智能制造背景下，航空构件快速低成本制造被严重制约。本文分析复杂型面介质的超声波传播问题，归纳复杂型面构件的自动化超声检测技术难点。并阐述基于工业机器人的超声C扫描成像检测、面向复杂型面的相控阵超声成像检测、基于柔性相控阵超声探头的成像检测三种复杂型面自动化超声成像检测的发展现状，以及剖析各自的优势和局限性，评述其面临的机遇与挑战。介绍复杂航空构件超声检测中，面向自动化检测的先进成像算法开发和缺陷的智能化识别分类的未来技术需求，提出智能制造背景下亟待突破的基于数字孪生的检测路径规划和海量通道相控阵超声传感器设计制造的关键检测技术。

耐高温陶瓷基复合材料（HT-CMCs）因其卓越的耐高温、高强度、低密度及良好化学稳定性，在航空航天、能源等极端工况领域应用前景广阔。传统制造工艺在制备复杂形状与高性能HT-CMCs时存在局限，而增材制造（AM）技术以逐层堆积成形的独特优势，为复杂结构HT-CMCs制造开辟了新路径。该技术凭借直接制造冷却通道等复杂内部构型的能力，显著提升了材料的功能特性及结构效率，并基于服役需求能够实现性能导向的精准调控与定制化生产，同时大幅减少材料损耗，有效降低了制造成本。本文聚焦于HT-CMCs增材制造技术，介绍了其技术原理及应用现状，重点阐述了HT-CMCs材料增材制造体系设计、成形技术、工艺优化等方面的国内外最新研究进展。此外，本文展望增材制造HT-CMCs未来趋势：材料与工艺协同上，突破多材料打印界面瓶颈，开发复合工艺以实现多功能一体化与梯度结构；智能化体系构建上，建“数字控制-实时监测-参数优化”系统，借AI调控参数降低试错成本；模块化与循环制造上，开发可切换标准化模块，创新陶瓷废料回收以提高材料利用率，旨在推动其前沿工程化应用。

红外热波成像检测具备高效、检测区域大、非接触式等优点，被广泛应用在航空、航天新材料的损伤检测与评估领域。本文介绍了典型的红外热波成像检测技术的原理、实现途径以及适用条件，涵盖脉冲式红外热成像、锁相红外热成像、调频热波成像、超声辅助红外热波成像、涡流激励红外热波成像以及红外热波层析成像等多种红外热波检测技术。此外，探讨了红外热波无损检测技术在航空航天领域的当前发展状况，并列举了实际应用案例。最后，本文剖析了红外热波无损检测技术面临的主要挑战，并展望其未来发展趋势：其正朝着激励源多元化、检测智能化和信息融合深度化方向演进，激励源将从单一光热向超声、激光、电磁等多物理场协同激励发展；检测过程将融合新型成像技术与人工智能算法，实现微弱缺陷的精准识别；信息处理将通过多源异构数据融合，突破单一技术局限，提升缺陷定量检测与三维重构能力。

随着现代电子技术和通信技术的飞速发展，对高性能电磁波吸收材料的需求日益增长，兼具轻量化、耐高温和宽频吸收特性的材料成为研究热点。本工作提出一种基于紫外光固化超支化聚硅氮烷（UV-PSN）前驱体的陶瓷超材料制备策略，通过向陶瓷前驱体单体中引入光敏基团，结合数字光处理（DLP）3D打印技术，成功实现微观结构与宏观形貌的协同调控。制备的SiCN陶瓷超材料不仅具有高达1400 ℃的耐高温性能和可调的介电特性，还展现出优异的制造精度。此外，通过拓扑结构设计，有效提升整体SiCN陶瓷材料的阻抗匹配性能，X波段有效吸收带宽达3.4 GHz，材料整体质量较实心结构减轻了79.6%，为开发适用于极端环境的多功能电磁波吸收材料提供新的设计思路和技术途径。

雷达是飞机的“眼睛”，也是飞机制导的重要部件，须通过雷达罩进行防护。由于雷达部件主要位于飞机头部，服役环境复杂，雷达罩材料须具备高透波、耐雨蚀抗冲击、抗静电等特性。然而，雷达罩材料主要为玻璃钢复合材料，其耐雨蚀和抗静电性能差，雨水侵蚀和静电积聚会干扰雷达信号传输，影响飞行安全。因此，采用耐雨蚀抗静电的涂层是有效的防护手段。本文重点综述飞机雷达罩涂层系统的特点和国内外研究现状，并展望涂层材料的发展和研究方向。作者根据飞机雷达罩的服役环境特点总结涂层的性能要求，并对耐雨蚀抗静电涂层系统的结构特点、防护机理及国内外研究进展进行分析。国内对飞机雷达罩涂层材料的研究起步较晚，涂层经过非弹性涂层到聚氨酯弹性涂层的迭代，又在聚氨酯树脂上进一步改性优化，提高了耐候性。而在抗静电涂层方面，还面临导电性能与介电性能的平衡以及涂层性能稳定性等难题。最后，简要分析飞机雷达罩涂层材料的发展，并建议在未来从涂层材料性能随环境因素的变化规律、涂层材料的损伤失效机制和涂层材料的多功能性兼容三个方面进行深入研究。

航空航天领域的发展亟需在超高温服役条件下具有优异力学性能的先进结构材料，近年来开发的难熔高熵合金（refractory high entropy alloys，RHEAs）虽具有应用前景，但仍面临着室温脆性及元素偏析等问题，对其制备工艺提出较大挑战。而增材制造技术在制备RHEAs方面具有抑制元素偏析、细化组织且可实现复杂形状构件制备等独特优势，具有广泛的研究潜力。本文从介绍增材制造RHEAs的主要技术方式出发，对增材制造RHEAs的微观结构、元素分布及相组成特征进行归纳并概述其室温和高温力学性能。针对增材制造RHEAs面临的开裂、孔隙等主要工艺挑战，对近年来的相应研究成果进行综述，并提出通过成分调控与晶界工程优化增材制造工艺的新思路。最后，本文对于未来通过增材制造技术引入晶界强化元素或高熵陶瓷强化相实现室温塑性与高温强度的进一步提升以及通过抑制开裂与残余应力实现大尺寸RHEAs复杂构件制备等方面进行展望。

随着探测技术的飞速发展，武器装备对于具有低红外辐射特性材料需求越来越高，尤其是高温部件的红外辐射信号抑制材料。Pt金属薄膜具有超低的红外发射率，但由于金属薄膜在高温下存在与基体元素的扩散，从而造成红外发射率大幅上升，因此需要制备具有高温稳定性的阻挡层。采用磁控溅射和电子束气相沉积工艺制备Al₂O₃薄膜阻挡层，通过SEM、XRD研究不同工艺制备的Al₂O₃薄膜微观形貌、相组成，并研究不同工艺制备的Al₂O₃薄膜上磁控溅射镀Pt后红外发射率的变化规律。结果表明：采用电子束气相沉积工艺制备的Al₂O₃薄膜，具有稳定的晶体结构。表面镀覆Pt金属薄膜后，薄膜初始红外发射率为0.16，经过900 ℃、20 h高温后，红外发射率为0.172，具有良好的耐高温性能，有望应用于高温低红外发射率薄膜的阻挡层。