美国通用电气航空公司（简称GE公司）自20世纪80年代开始预浸料-熔渗工艺SiC_f/SiC复合材料的研发，组织数百名科学家和工程师，历时30年、累计投入近15亿美金，最终实现了该材料在发动机领域的成功应用与商业化。本文详细阐述了GE公司预浸料-熔渗工艺SiC_f/SiC复合材料螺旋式的发展历程，聚焦其在燃气轮机和航空发动机热端部件领域的创新实践，通过多个典型热端构件研发的案例分析，揭示了GE公司以“需求牵引-技术验证-工程迭代”为核心的研发范式，并深度解构了GE公司的7FA发动机涡轮外环组件跨越10年的渐进式设计迭代路径，层层解构其服役失效逆向反馈与正向设计牵引的协同优化逻辑。针对国外发展现状，本文进一步解读了GE公司通过垂直整合制造链，引入数字孪生工艺优化，建立机器学习检测体系，构建“材料-工艺-检测”三位一体的技术壁垒。GE公司发展经验表明，技术突破需兼顾长期基础研究与敏捷工程迭代，国内应通过技术体系革新，以典型构件为牵引，建立“设计-制造-考核”闭环的研发流程，建立多学科平等协同机制。强化基础能力，依托高校和国家级研发中心开展机理研究，实施热-力-化学多场耦合约束下的多维度协同优化，尽快推进产业生态构建，整合零散资源，搭建“产学研”快速验证平台。提早布局数字化赋能，实施全链条数据采集与AI嵌入。最后通过深度凝练外在相关技术领域的成功经验，结合国内实际情况，提出了涵盖“基础研究-中试验证-标准建设-产业协同”的自主化发展路线图，旨在为国内高推重比航空发动机用陶瓷基复合材料技术攻关提供方法论层面的战略参考。

高熵合金作为一种合金设计新范式，近20年来受到研究人员的广泛关注。基于高熵准则的复杂合金颠覆了传统设计观念，展示出更加优异的力学性能与功能特性，成为未来重大工程应用的备选材料。尤其是近年来涌现出一批在低温断裂韧度、高温强度、抗冲击性、抗辐照性和抗疲劳性能等多种性能指标上表现突出的合金体系，是航空发动机、深空深海探测、低温超导和先进核能等重要领域中极具应用前景的重点研究材料。本文将简要介绍高熵合金的概念与发展，综述高熵合金在极低温至超高温、高速冲击以及高核能辐照等多种极端条件下的实验研究进展。梳理高熵合金的强韧性协同提升策略，提炼高熵合金在不同极端载荷下的变形机制和物理化学性质。可以预见，通过精细调整合金元素的选择与比例、优化热处理工艺等手段高效构筑多尺度序构进一步提升材料的综合力学性能将是高熵合金的主要发展方向。对于极端载荷环境用高熵合金的深入研究，一方面要继续深挖极端载荷下合金的微观变形机制，提出解决强度与塑韧性矛盾的新策略，利用机器学习等最新材料计算工具提升研发效率，结合先进表征技术了解微观结构。另一方面也要针对现有优势体系的不同强韧化机制设计优化策略，尤其关注能够激发位错、孪晶和相变等多种强韧化机制协同的体系和增材制造等新的加工方法。此外，进行更贴近极端服役环境的模拟实验，获取更多贴合实际情况的工程数据是加快高熵合金在极端环境中具体应用的重要环节。

高马赫数飞行带来的极端服役环境对新一代高速飞行器的材料、结构设计提出了更加严苛的要求，本文从“选、用、评”三方面对陶瓷基复合材料在飞行器结构设计中的应用进行综述，进而提出未来发展方向，为飞行器陶瓷基复合材料结构设计提供参考。全面综述了陶瓷基复合材料在不同应用场景下的选取准则及相应制备方法，系统介绍了陶瓷基复合材料在飞行器结构中的典型应用，分析了近服役工况下材料的评价准则及地面实验方法。为满足未来飞行器需求，提出需要结合计算机辅助优化技术和创新制备方法，提高陶瓷基复合材料的耐温和抗疲劳性能；发展高可靠、长寿命的连接技术和一体成型设计方案，充分发挥材料优势；开发多物理场耦合作用下的原位表征技术，以获得陶瓷基复合材料在实际使用中的性能演化行为，为飞行器轻量化结构设计提供可靠依据。

超声速飞机的发展对能够在300～500 ℃服役的耐热铝合金材料有迫切需求。然而，耐热铝合金的高温力学性能还无法满足实际应用需求，因此，需要从材料成分设计和显微结构控制等方面开展进一步的研究，提高耐热铝合金的综合力学性能。本文从微合金化设计和共晶合金两个方面综述了耐热铝合金的相关研究进展，并且展望了耐热铝合金研究的发展趋势。文章首先系统介绍了Al-Sc系、Al-Cu系、Al-Si系和Al-Mg系耐热铝合金的发展历史与研究现状，重点讨论了耐热铝合金的微合金化设计思想，以及过渡金属元素和稀土元素对析出相、组织结构和力学性能的影响。接着，全面总结了Al-Fe系、Al-Ni系、Al-Ce系和Al-Si系耐热共晶铝合金的发展现状，重点介绍了快速凝固技术和增材制造技术对发展耐热共晶铝合金产生的重要推动作用。最后，分析了新型耐热铝合金开发及应用所面临的主要问题，并从数据驱动的成分设计、高通量实验验证、工程应用研究和标准体系建设等角度探讨了未来耐热铝合金研究的发展趋势。

航空发动机是飞机的“心脏”。先进航空发动机正在向高推重比、高效率、低油耗和长寿命方向发展。以热障涂层、热/环境障复合涂层、高温隐身涂层等为代表的高温功能涂层应用于航空发动机关键热端部件，起着提升发动机服役性能、服役寿命和安全可靠性的重要作用。本文以热障涂层、热/环境障复合涂层、高温隐身涂层等为例，系统概述了近年来国内外以及北京航空航天大学在高温功能涂层材料设计、涂层制备科学与技术、涂层性能评价表征等方面的研究进展，并展望了先进航空发动机新型高温功能涂层所面临的挑战和发展动向。未来先进高温功能涂层的研究重点将集中在多功能复合涂层、极端环境适应性和工艺适配性等方面。

本文探讨了人工智能技术，尤其是机器学习和自然语言处理技术在失效分析领域的应用与发展趋势。失效分析是确保设备可靠性和安全性的重要手段，广泛应用于航空航天、汽车制造、电子设备等领域。传统的失效分析方法通常依赖专家经验，而人工智能技术凭借其强大的数据处理能力，与传统方法相结合，极大地提升了分析的精度和效率。在失效模式诊断方面，人工智能技术能够快速准确地识别各种故障模式，并提供精确的诊断结果；在失效原因诊断中，人工智能通过整合多种数据来源，揭示复杂的失效因素和潜在的因果关系，提升了诊断的可靠性；在失效预测方面，机器学习技术能够精确预测材料的寿命和强度，减少实验时间和成本；在失效预防方面，人工智能技术提供了新的思路，能够有效降低失效发生的风险，减少产品维护成本。本文还展望了人工智能技术在失效分析领域的发展前景，提出了在数据质量提升、模型优化、跨学科合作以及伦理与安全等方面的挑战与建议。

光固化3D打印是增材制造领域中发展历史最为悠久，也是目前发展速度最快、应用最为广泛的技术之一。这项技术利用紫外光或其他形式的光源实现液态光敏聚合物的快速固化，制造出传统加工方法难以实现的具有复杂几何结构的产品。本文总结3D打印光固化聚合物材料的最新研究进展，涵盖不同类型的光固化聚合物材料，包括具有高重塑能力的热塑性聚合物、结构稳定性良好的热固性聚合物以及具有亲水性网络交联结构的水凝胶。此外，详细介绍光固化3D打印聚合物在生物医疗、柔性电子器件、软机器人、能源存储和航空航天等领域的研究与应用；还探讨光固化技术在4D打印中的应用，突出4D打印在动态材料和智能制造方面的潜力。未来，光固化3D打印技术将朝着高性能聚合物复合材料的研发、智能化与自动化打印系统的集成，以及与人工智能等前沿技术深度结合等方向迈进，不断推动其在高精尖领域和制造业中的应用与变革。

近等原子比Ni-Ti合金因热弹性马氏体相变而呈现形状记忆效应和超弹性，并广泛应用于生物医疗和诸多工业领域。近年来的理论和实验研究表明，当近等原子比Ni-Ti合金引入足够的缺陷（如溶质原子、位错以及纳米析出物）时，这些缺陷导致的相变阻力可有效抑制合金的一级马氏体相变，并代之以短程有序的晶格应变微区（纳米马氏体畴）为显著特征的应变玻璃转变。Ni-Ti基应变玻璃具有宏观晶体结构不变、各态遍历性缺失、动态力学性能随频率弥散分布和高阻尼等特征。尽管应变玻璃在冷却过程中不发生一级马氏体相变，但因应力加载诱发应变玻璃向马氏体转变及应力卸载时的逆转变，应变玻璃仍然可呈现出优异的形状记忆效应和超弹性。应变玻璃合金的超弹性与缺陷类型及浓度密切相关，缺陷浓度不高的应变玻璃具有与传统Ni-Ti基合金类似的超弹性行为；高缺陷浓度的应变玻璃在温度场和应力场作用下发生应变玻璃↔R相变，其超弹性具有小回复应变、窄滞后和宽温域特征。Ni-Ti合金可通过变形引入大量位错缺陷，以实现其应变玻璃转变。应变玻璃在应力作用下如果只涉及纳米畴演化而不发生B19′马氏体转变，可表现出具有窄滞后特征（近线性）的大超弹性，其物理机制在于应力作用下纳米畴的演化不需要形核过程，从而避免因形核导致的能量损耗。本文综述了Ni-Ti基合金应变玻璃转变的提出、奇异性质及其研究进展，并对基于应变玻璃转变的Ni-Ti基宽温域超弹性合金设计原理及工程应用作了简要介绍。

作为一种典型的陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMC），SiC_f/SiC复合材料具有高比强度、耐高温、抗氧化和抗热震等优点，在航空航天领域应用前景广阔。纤维和基体中间的界面相具有保护纤维、传递载荷、偏转裂纹等作用，赋予SiC_f/SiC复合材料伪塑性断裂特征。界面相的设计方案会显著影响其微区性能，进而影响SiC_f/SiC复合材料宏观力学性能和损伤失效模式。近年来发展的基于聚焦离子束（focused ion beam，FIB）的微纳加工技术和基于纳米压痕的微观力学测试技术是表征SiC_f/SiC复合材料界面相微区性能的有效手段。本文综述了SiC_f/SiC界面相现有设计方案及界面相微区性能对增韧效果的影响机制，重点总结了单纤维顶出/顶入、微柱压缩等小尺寸力学测试（small-scale mechanical testing，SSMT）技术的应用现状及各方法的适用条件和优缺点。最后，对CMC界面相微区性能研究的发展趋势做了初步展望，并指出测试方法的标准化、测试环境的高温化及测试数据的模型化是未来的主要发展方向。

分别采用熔渗（melt infiltration，MI）工艺、化学气相渗透结合前驱体浸渍裂解（chemical vapor infiltration combined with precursor infiltration and pyrolysis，CVI+PIP）工艺及前驱体浸渍裂解（precursor infiltration and pyrolysis，PIP）工艺制备SiC_f/SiC复合材料，采用扫描电镜及其附带的能谱仪、X射线衍射仪等表征分析不同工艺制备的SiC_f/SiC复合材料在1300 ℃水氧环境腐蚀前后的微观结构、组成及性能变化。结果表明：不同工艺制备的复合材料氧化后断口氧元素分布有明显不同，氧化后的物相与制备工艺密切相关；经1300 ℃/50 h水氧腐蚀后，MI工艺制备的SiC_f/SiC复合材料强度保留率为84%，模量保留率为76%；CVI+PIP工艺制备的SiC_f/SiC复合材料强度保留率为64%，模量增加6%；PIP工艺制备的SiC_f/SiC复合材料强度保留率为49%，模量增加17%；MI工艺制备的复合材料表现为氧化增重，而采用CVI+PIP及PIP工艺制备的复合材料表现为氧化失重，主要与其微观结构及组成相关。

热电材料能够实现电能和热能高效且清洁的相互转化，在余热回收和电子制冷方面具有重要的应用前景。碲化铅（PbTe）材料已经应用于深空探测领域的温差发电电源，硒化铅（PbSe）材料作为PbTe的同族类似物，有望作为其更为储量丰富、价格低廉的替代品，在中温区温差发电中展现出重要应用前景。近年来，对无Te热电冷却材料和器件需求不断增长，PbSe的研究方向逐渐从中温区发电转向近室温制冷。本文回顾了p型PbSe材料研究进程中所采用的典型优化策略，概述了基于该材料的热电发电和制冷器件的关键研究进展，展示了这一材料重要的发展前景。最后，对未来如何实现p型PbSe材料近室温热电性能的充分开发以及高性能热电制冷器件的制造进行了总结展望，包括整合各种优化策略，优化器件组装技术，确定合适的接触材料，以及开发基于PbSe的无Te热电器件，以推进其在深空探测、激光制冷等关键领域的实际应用。

随着航空发动机涡轮前温度的不断提升，研发新一代航空发动机涡轮叶片用单晶高温合金及其热防护涂层迫在眉睫。为了满足航空发动机复杂的服役环境对高温结构材料综合性能提出的严苛要求，在材料集成计算工程与材料信息学的推动下，近年来国内外逐步开展了单晶高温合金与热防护涂层的智能设计研究，以提高研发效率、降低研发成本。本文重点综述多尺度计算模拟与机器学习方法在推动新型单晶高温合金与热防护涂层设计上的最新研究进展，确证了多尺度计算模拟为揭示单晶高温合金强韧化机理与热防护涂层抗氧化、阻扩散机制所提供的有效理论支撑，展现机器学习在构建高温结构材料“成分-组织-性能”内禀关系上的可靠性与巨大潜力，为新一代高承温单晶高温合金与热防护涂层提供了智能高效的快速研发新路径。

随着全球能源结构的转型和环保要求的提高，混氢燃气轮机作为一种高效、低排放的能源转换设备受到了广泛关注。本文综述国内外混氢燃气轮机的发展现状，分析燃气轮机中氢气燃烧的特性，探讨燃氢对复杂部件的影响及其高温材料的应用，同时分析在高温、高压和腐蚀条件下工作的热端部件材料所需满足的性能要求，以及目前材料研发中的主要挑战与潜在解决方案。详细讨论氢燃烧过程中，水蒸气以及氢脆效应对燃气轮机合金和热障涂层的影响。水蒸气会加速合金的氧化和腐蚀，导致合金力学性能下降。此外，氢脆效应也会严重影响合金的韧性和耐久性，增加裂纹扩展和断裂的风险。针对这些问题，未来研究应重点关注多场耦合模拟和加速腐蚀实验的探究，综合考虑温度、压力、不同气氛等多种因素，建立真实环境模拟器，评估合金和涂层性能。同时应注重氢气和水蒸气同时存在时对高温合金和热障涂层产生的复合效应，深入探究氢在合金中的扩散机制、与晶格缺陷的相互作用和引发氢脆的微观过程。构建高温水蒸气环境下氧化模型，明晰水蒸气在高温下的解离吸附机制，保护性氧化膜Al₂O₃和Cr₂O₃的羟基化以及非保护性氧化物（如尖晶石）的生长行为。

采用SEM和EBSD显微分析手段研究镍基变形高温合金GH4065A熔焊焊点的缺欠组织，并对比研究无焊点、有密排焊点和疏散排布焊点3种GH4065A带中孔薄板试样分别在低周和低高周复合疲劳载荷下的寿命差异和断裂方式差异。结果表明：焊点组织中存在未熔合孔洞、凝固裂纹和液化裂纹，是导致含焊点试样低周和低高周复合疲劳寿命大幅下降的主要熔焊缺陷。这些熔焊缺陷的存在使得疲劳裂纹从无焊点试样的中孔内表面处转为在焊点处优先形成，导致700 ℃/700 MPa低周疲劳寿命的下降幅度可达44%～83%。在600 ℃和700 ℃低高周复合载荷（静应力700 MPa+动应力100 MPa）下，熔焊缺陷不仅使得裂纹源从中孔内表面处转为在焊点处优先形成，也改变了裂纹扩展方式，增大了沿晶扩展倾向。这使得低高周复合疲劳寿命在两种温度下均大幅下降超过85%。由于密排焊点因距离中孔结构更近，密排焊点试样低周疲劳寿命低于疏散排布焊点试样，但这种焊点情况差异对低高周复合疲劳寿命的影响不大。

航空发动机中的碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（SiC_f/SiC）因承受高温高速燃烧气体的氧化腐蚀而发生损伤甚至失效。本工作利用燃气发生装置模拟航空发动机中复杂燃气环境，将以一定比例混合后的航空煤油与液氧燃料点燃，形成高温高速燃烧气体对材料进行考核。对SiC_f/SiC复合材料分别进行1200 ℃燃气环境10 h氧化实验和1000次热冲击实验，探究环境屏障涂层（environmental barrier coating，EBC）对SiC_f/SiC复合材料的防护作用。对燃气环境考核后的SiC_f/SiC复合材料和SiC_f/SiC-EBC复合材料进行单轴拉伸强度测试，并利用扫描电镜对其断口及截面微观形貌进行观察。结果表明：在燃气环境下氧化 10 h后，SiC_f/SiC复合材料和SiC_f/SiC-EBC复合材料内部没有发生明显的界面层及纤维氧化，单轴拉伸强度下降不到2%；在燃气环境下经过1000次热冲击后，在SiC_f/SiC复合材料内部形成多处微裂纹并发生了界面层的氧化腐蚀，单轴拉伸强度下降41.3%；EBC涂层可以有效保护SiC_f/SiC复合材料免受高温燃气的氧化腐蚀，SiC_f/SiC-EBC复合材料在经过1000次热冲击后的单轴拉伸强度下降16.6%。

金刚石颗粒增强金属基复合材料同时具备金属和金刚石的优良特性，作为功能材料、耐磨材料等在众多领域有着重要应用。增材制造技术为金属/金刚石复合材料复杂构件的直接成形提供新途径，极大地增加构件设计的自由度。本文基于常用于制备金属/金刚石复合材料的激光选区熔化、激光熔覆、冷喷涂等几种典型增材制造技术，从粉末原料和成形过程的主要技术难点、应用场景等方面，介绍增材制造金属/金刚石复合材料的研究进展。着重讨论成形过程中金刚石飞溅及石墨化的产生原因、影响及主要解决方法，最后总结增材制造金属/金刚石复合材料面临的挑战和未来发展方向。面临的挑战主要表现在增材制造过程中，出现金刚石飞溅、金属与金刚石颗粒界面控制、金刚石石墨化、金刚石颗粒破损等问题。其中，需要解决的问题侧重于优化成形工艺，实现复合材料致密性、界面结合、金刚石防护等几方面协同控制。

纤维增强树脂基复合材料制造工艺是保证其产品结构效率和应用可靠性的关键，通过计算机进行工艺仿真是提高复合材料制造质量与降低制造成本的重要手段。传统工艺仿真依赖于制造过程中的物理化学机理，通过有限元/有限体积等数值计算方法，以及计算机图形学等辅助设计方法来求解相关机理模型的数学方程，目前已在增强体/预浸料的铺覆、树脂的渗透流动、热固性树脂的固化行为、热传导与热交换、非线性力学及残余应力与固化变形预测等方面得到广泛应用。近年来，人工智能（AI）的迅猛发展，其技术基础机器学习（ML）与人工神经网络（ANN）相结合，已用于增强体铺覆、液体成型工艺和热压罐工艺领域，主要目的是数据挖掘和建立降阶模型。前者可以建立工艺条件与制件固化质量、力学性能等之间的关系，后者则可以提高工艺仿真的计算效率。然而受限于纤维增强树脂基复合材料制造过程复杂、不可测、成本高的特点，在AI时代的起点，仅依赖实验获得的数据量难以满足ML的要求，同时数据驱动AI还面临模型代表性、普适性、可解释性不确定的问题。因此，基于物理化学机理的传统工艺仿真可为数据驱动ML仿真提供大量可靠数据，进而通过AI建立更多描述复合材料工艺的定量模型，扩展工艺仿真可计算的过程；同时，通过AI技术提高计算效率后，满足实时性要求的工艺仿真可进化为制造过程的数字孪生（DT），从而可为复合材料降低成本、提高全寿命周期管理的科学性提供新的技术支撑。

归纳总结稀土铪酸盐材料的种类、制备方法、热学性能、力学性能以及抗低熔点氧化物熔盐腐蚀（CMAS）和高温水蒸气腐蚀的研究进展。现有研究表明，稀土铪酸盐具有低热导率、优异的高温相稳定性以及较好的抗CMAS腐蚀性能等特点，在T/EBC涂层领域展现了较好的应用前景。但为了克服单一稀土铪酸盐在抗水蒸气腐蚀和CMAS方面的局限，未来仍需针对多稀土组元/高熵化的稀土铪酸盐开展系统研究，进一步明晰组元引起的晶格畸变对材料理化性能的影响机制，探索防热、抗水蒸气腐蚀和抗CMAS等功能一体化的铪酸盐热-力-化多性能耦合调控方法及对应的材料制备工艺。

陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMC）涡轮动叶榫头是动叶装配与承受离心载荷的关键。为了研究熔渗工艺制备CMC榫头在叶片旋转径向拉伸载荷下的力学行为，验证榫头内部质量对其静拉伸强度与破坏模式的影响，设计并制备燕尾形CMC高压涡轮动叶榫头元件试件，对其进行单轴静态拉伸实验，采用X射线CT无损检测对实验前试件内部质量进行扫描，采用DIC与声发射方法对实验过程进行监测。结果表明：燕尾形CMC榫头在单轴静态拉伸下保持完好接触，其静态拉伸强度与破坏模式对其内部质量（尤其是分层缺陷）非常敏感。试件不含分层缺陷时，损伤起始于榫头颈部，并迅速扩展，损伤起始载荷与最大破坏载荷接近，断口呈横向锯齿状；试件内部含分层缺陷时，损伤起始于缺陷，分层逐渐扩展并导致试件断裂，损伤起始载荷下降99.05%，最大破坏载荷下降14.29%，断口位置与分层缺陷一致。

稀土永磁材料大规模应用于航空航天、能源技术、交通运输等重要领域，是现代科技不可或缺的关键材料。1∶12（ThMn₁₂）型SmFe永磁材料拥有与钕铁硼相媲美的磁性能和更高的居里温度，是目前已报道永磁材料中理论磁能积最高的材料，且组成元素储量丰富，极具应用潜力。但是该材料存在热稳定性差的难题，导致矫顽力低，无法发挥其潜力。本文分析1∶12相热稳定性差的原因，总结占据不同晶位的合金元素对相稳定性和内禀磁性能的影响规律；剖析影响合金矫顽力的关键因素，揭示制备工艺与矫顽力的内在联系；论述通过多晶位元素共掺杂、控制冷却速度、晶界包覆等方法获得高磁能积1∶12型SmFe永磁体的研究思路，为稀土永磁的发展提供重要参考。

陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMC） 作为一种优异的高温结构材料，在航空发动机领域得到了广泛应用。目前，依据GJB 10311—2021的双切口面内剪切实验方法存在明显局限性：切口位置处的应力集中效应导致标距区平均剪切应力计算结果偏高，使得面内剪切模量测试结果与V形缺口剪切实验偏差可达30%。为此，本工作将数字图像相关方法（DIC）与双切口剪切实验相结合，开发一种面内剪切力学性能测试的新方法。为消除切口处应力集中的影响，提出采用有限元模型修正技术（finite element model updating，FEMU），利用DIC实测标距区内面内平均剪切应变与数值计算应变之间的方差构造目标函数，迭代获得材料的面内剪切模量。为便于工程应用，通过优化试样切口深度，实现单次实验即可获得材料的面内剪切模量和面内剪切强度，并采用SiC/SiC正交层合陶瓷基复合材料进一步验证了该实验方法的可行性和测试结果的可靠性。结果表明：该实验方法可同时准确测定陶瓷基复合材料的面内剪切模量和强度，测试结果与V形缺口实验结果偏差小于5%。相较V形缺口剪切实验，该方法实验工装和试样尺寸更小，更适用于高温面内剪切实验。SiC/SiC复合材料面内剪切应力-应变存在典型的屈服点，且屈服后剪切行为表现出典型的线性应变强化特征。

空间环境中高能光子如X射线、热中子、γ射线作用会导致高分子材料发生电离、共价键断裂、降解等反应，从而使高分子材料出现变脆、失去弹性、脱落、变软发黏、强度衰退、出气等效应，引起航天材料或器件的暂时性损伤或永久性故障。稀土元素基于其较高吸收截面和原子序数，对中子、高能光子、γ射线具有优异的抗辐射性能。本文首先介绍了稀土元素光电效应、康普顿效应、电子对效应等抗辐射原理；其次，介绍了稀土元素在高分子材料如纤维、塑料、橡胶、环氧树脂、聚乙烯醇(PVA)、壳聚糖等抗辐射国内外研究进展；从稀土掺杂、纳米化、有机盐等形式，采用共沉淀合成、共聚、共混挤出、模压成型等制备工艺，应用钴辐照、中子辐射、蒙特卡罗模拟、MCNP程序计算中子屏蔽等测试手段方面展开了详细介绍，对照重金属铅元素性能，结果显示稀土元素对高分子材料抗辐照能力明显提高；基于稀土元素无毒、轻质等优势，稀土材料有望替代重金属铅在医学、核工业、航空航天等领域得到应用；最后对空间环境下稀土抗辐射高分子基复合屏蔽材料的发展方向进行了前瞻性展望。

钛基复合材料（TMCs）作为新一代轻质高性能金属结构材料在航空、航天等重大装备领域展现出广阔的应用前景。与传统微米增强TMCs相比，纳米增强TMCs在强塑性协同与热变形能力等方面展现出更为显著的优势，但目前由于纳米增强体分散性和热稳定性等问题，材料的性能潜力尚未充分发挥。如何设计TMCs的复合体系和制备途径引入纳米增强体，并在热加工与热处理过程中保持稳定性，一直是纳米颗粒增强TMCs面临的严峻挑战。本文围绕粉末冶金纳米颗粒增强TMCs工艺特点、制备方法、组织特征与力学性能等方面分析研究现状和进展，指出纳米增强体分散性、热稳定性等制约其发展的基础问题，提出未来研究的发展方向。未来应侧重的研究方向有：（1）碳纳米材料增强TMCs的界面反应控制与热稳定设计；（2）纳米颗粒增强TMCs粉体的批量化低成本制备技术；（3）纳米颗粒增强TMCs专用热变形及热处理工艺研究；（4）纳米颗粒增强TMCs组织构型化设计及强韧化机理研究；（5）纳米颗粒增强TMCs材料其他关键力学性能研究。

针对疲劳实验耗时长、实验数据分散性大，通过小样本数据获得的高存活率P-S-N曲线不够准确，疲劳寿命预测不够准确和可靠的问题，基于性能-寿命概率映射原理数据融合方法对不同应力级的小样本疲劳数据进行数据融合，并分析和评估通过该方法获得准确P-S-N曲线的可行性。与融合前的小样本疲劳数据相比，数据融合后所得P-S-N曲线更接近总体大样本数据得出的P-S-N曲线，表明该方法能够在减少疲劳实验量的前提下有效提高疲劳寿命预测的可靠性与准确性。对比和评价不同模型对融合前与融合后数据的寿命预测能力，发现三参数幂函数模型的预测能力较强，而对于大样本数据，四种模型（Basquin S-N模型、指数S-N模型、三参数幂函数S-N模型（基于对数正态分布）、三参数幂函数S-N模型（基于三参数威布尔分布））的预测能力很接近。

主轴轴承是航空发动机中重要的安全部件，由综合性能优良的轴承钢制备，材料须具备高表面硬度、高断裂韧度、耐高温、抗疲劳、抗腐蚀等特点。然而，严苛的运行条件使轴承钢因滚动接触疲劳（RCF）而失效，严重影响飞行安全，因此，准确预测轴承钢的RCF寿命是保证航空发动机可靠性的关键。本文综述了航空发动机轴承钢RCF和寿命预测方面的重要研究成果和进展，并且展望了该领域未来的研究方向。文章首先介绍了轴承滚动体和滚道间赫兹接触导致的特殊应力场，其中剪切应力分量在次表面达到峰值，这解释了轴承钢次表面RCF复杂机理的原因，提出在理想条件下次表面起源的RCF是轴承钢的重要失效模式，同时，随着接触应力的增加，材料的响应方式从弹性向塑性演进；此外，由于航空发动机轴承实际服役环境恶劣，表面起源的RCF也会发生，因此存在两者之间的竞争。接着，总结对比了三种对RCF寿命的理论预测思路，即概率模型、机理模型和数值模型，并分析了这三种模型各自的优缺点：概率模型发展成熟，工业界应用广泛，但本质是一类统计学模型，缺少RCF机理，科学性较低；决定性模型通过对物理过程的描述预测RCF寿命，科学性高但模型过于简化，精确性不高；数值模型兼顾了工程实际和科学性，是针对RCF寿命预测问题的有力手段，但精确性有待进一步提升。最后，基于当前的研究现状，建议在未来从解决RCF过程中关键科学问题、通过嵌入RCF机理优化寿命预测模型和发展人工智能在RCF寿命预测的应用这三个方面进行研究。

在传统正六边形芯格结构的芳纶蜂窝夹层结构共固化成型过程中，蜂窝对面外局部铺层变化结构的变形配合能力是影响夹层结构件内部成型质量的重要因素。本工作通过建立有限元量化分析模型，结合典型结构实验验证，利用全实体建模及弹性力学板弯曲理论，采用数值方法分析蜂窝在面外的局部变形性能，探讨蜂窝厚度及外部压力等关键因素对蜂窝变形的影响，同时验证超蜂窝变形极限的局部型面配合方法。结果表明：以挠度变形拟合为核心的芳纶蜂窝变形能力量化分析模型，对蜂窝-铺层结构的匹配状态预测具有较好的适用性。对于蜂窝挠度拟合曲线斜率小于铺层过渡斜率的情况，蜂窝让位铣切对铺层过渡区的胶接质量提升具有积极影响，但让位铣切形式的不同不会产生明显的胶接质量差异，相关结果对于蜂窝夹层结构的结构设计及工艺设计具有一定参考价值。

高强铝合金具有比强度高、加工性能好等特点，广泛应用于航空、航天等领域。腐蚀是影响高强铝合金服役安全稳定的重要因素。本文从高强铝合金的制备工艺出发，重点讨论热处理引起的组织结构变化对高强铝合金耐腐蚀性能的影响，分析高强铝合金的组织结构与腐蚀行为之间的对应关系，提出增强高强铝合金耐蚀性的研究方向。高强铝合金中的元素及相偏析，易导致其组织结构的电化学不均匀，引发基体腐蚀。因此，在合金成分优化的基础上，调控高强铝合金的熔融铸造工艺、加工成形工艺、热处理工艺，制备出元素及第二相分布均匀、电化学性质均一的组织结构，对改善高强铝合金的耐蚀性至关重要。此外，合金中无析出相区域的宽度及晶界析出相间的距离、分布等对合金的腐蚀敏感性具有重要的影响，深入研究并阐明无析出相区域等各类组织结构对合金腐蚀行为的影响规律及机制，是制备高耐蚀高强铝合金的前提。通过优化时效、形变热处理等热处理方法，开发新型的复合热处理方法以平衡高强铝合金的力学性能和耐腐蚀性能。同时，本文论述了高强铝合金耐腐蚀性能的实验方法及评价方法。为了更加高效正确地评估高强铝合金的耐蚀性及服役安全，未来还需要在传统评价方法与数字孪生、虚拟仿真实验、机器学习等现代化数据处理技术的联合使用方面开展进一步的研究工作。

海洋环境服役的航空发动机在频繁启停过程中面临严重的常温盐雾-高温氧化交替引起的腐蚀问题。采用直流磁控溅射技术在GH4169高温合金表面制备一层均匀致密的Ni25Cr5AlY涂层，通过设计1000 ℃高温氧化、常温盐雾和常温盐雾-高温氧化交替的实验环境，利用X射线衍射（XRD）和扫描电子显微镜（SEM）分析腐蚀产物的成分和结构，对NiCrAlY高温防护涂层的腐蚀损伤行为开展研究。结果表明：在进行168 h的高温氧化实验后，Ni25Cr5AlY涂层表面生长了一层连续致密的Al₂O₃膜，抗氧化性能良好；在进行168 h的常温盐雾实验后，涂层表面因局部形成点蚀坑而变得粗糙不平；在进行168 h的常温盐雾-高温氧化交替实验后，涂层因氯的活性氧化腐蚀机制导致表面Al₂O₃膜发生降解生长Cr₂O₃膜，氧化膜疏松多孔且局部开裂导致涂层腐蚀损伤加速，涂层和基体发生内氧化；没有涂层保护的GH4169合金在经历相同的交替实验后则发生严重的腐蚀损伤，表面形成保护性较差的NiO膜，合金发生严重的内氧化，腐蚀产物大量剥落而显著减重。

2024高强铝合金的铸态组织对其热加工性能及最终使用性能具有重要的影响。通过调控2024铝合金的Cu，Mg含量以及凝固速率，探究Cu/Mg质量比以及凝固速率对铸态组织的影响。结果表明：随着Cu/Mg比从2.1提高到4.1，合金中第二相种类没有发生变化，但Al₂CuMg含量逐渐下降，Al₂Cu和Al₂₃Cu（Fe，Mn）₄的含量逐渐升高。当凝固速率从0.2 ℃/s提高到2.4 ℃/s时，合金的晶粒尺寸明显细化，平均晶粒尺寸从293.0 μm减小到77.0 μm，枝晶变得发达，枝晶臂间距减小，并且第二相的尺寸变得细小且分布更加均匀，Al₂₃Cu（Fe，Mn）₄难溶相的含量明显降低。可以通过降低合金中Cu/Mg比和适当提高凝固速率来减少富铁难溶相的生成，从而改善合金的加工性能和力学性能。

单晶涡轮叶片作为航空发动机关键部件，其服役寿命与表面完整性紧密相关，通常需要对其表面进行喷丸强化以满足性能需求。基于此，本工作采用表面轮廓仪、扫描电镜、显微硬度仪和应力测定仪等，系统研究了喷丸前和不同喷丸强度（0.15、0.2 mmA和0.25 mmA）处理对DD6单晶高温合金的表面形貌及粗糙度、近表层微观组织、硬度和残余应力等表面完整性指标的影响规律。结果表明：喷丸强化后的DD6单晶高温合金表面原始机加工痕迹减弱，合金表面粗糙度由0.15 mmA试样的0.507 μm增大到0.25 mmA的0.883 μm；在近表面产生了一层梯度塑性变形层，剧烈变形层深度由0.15 mmA试样的45 μm逐渐增大到0.25 mmA的98 μm；表面硬度值由原始机加工试样490HV逐渐增大到0.25 mmA的738HV，硬化层深度也达到260 μm；合金在0.2 mmA喷丸强度下表面残余压应力达到最大，约为–821.2 MPa。

采用扫描电子显微镜（SEM），电子背散射衍射（EBSD）和透射电子显微镜（TEM）等技术研究Al-Zn-Mg-Cu系合金不同时效制度下形成的晶界析出特征与含Fe第二相（Al₇Cu₂Fe相）对晶间腐蚀性能的影响。结果表明：时效24 h后的铝合金试样表面尺寸较大的Al₇Cu₂Fe相Fe含量的变化率最大，而时效60、120 h的试样表面尺寸较小的Al₇Cu₂Fe相Fe含量变化率较大；随着时效时间的增长，7050铝合金试样中Al₇Cu₂Fe相引起表面点蚀的时间缩短，晶间腐蚀深度减小，表明其耐晶间腐蚀性能随时效时间的增长而增强；随着时效时间的增长，试样的晶界无沉淀析出带（precipitation-free zone，PFZ）宽度增大，晶界析出物（grain boundary precipitation，GBPs）的形核数减少，间距增大，容易发生晶间腐蚀的晶粒取向逐渐集中。

开展激光熔覆Inconel 625（IN625）合金动态剪切力学特性及微观结构演化规律的研究，可以为材料力学性能优化提供理论指导。采用分离式霍普金森压杆（SHPB）对激光熔覆IN625合金开展不同环境温度（20、600、800 ℃和1000 ℃）和加载应变率（40000、60000 s⁻¹和80000 s⁻¹）下动态剪切实验，获得动态剪切应力-应变关系。结合扫描电镜（SEM）和电子背散射衍射（EBSD）对加载前后材料的微观形貌和晶体结构进行表征。结果表明：激光熔覆IN625合金应变率强化效应和温度软化效应显著，高温下温度软化效应主导材料力学行为。相比于未加载试样，常温动态剪切实验使材料呈现明显的剪切织构，位错密度升高，平均晶粒尺寸减小，小角度晶界占比由29%增至85%。与常温加载相比，高温动态剪切实验使材料晶体择优取向强度和位错密度均降低，平均晶粒尺寸进一步减小，小角度晶界占比由85%降至73.5%。

近α型高温钛合金室温抗拉强度一般小于1200 MPa，600 ℃高温抗拉强度不超过750 MPa。在近α型高温钛合金Ti65团簇式α-{[Al-Ti₁₂]（AlTi₂）}₁₂+β-{[Al-Ti₁₄]（Mo_0.08Si_0.4Nb_0.1Ta_0.32W_0.14Sn_0.96Zr₁）}₅基础上，本工作将β-Ti结构单元中的元素部分替换，用Zr元素取代部分Ti元素，以提升β相高温稳定性，从而改变α和β相团簇式比例，设计出成分式为α-{[Al-Ti₁₂]（AlTi₂）}_x +β-{[Al-Ti₁₃Zr₁]（Mo_0.125Si_0.5Nb_0.125Ta_0.5W_0.25Sn_0.5Zr₁）}_（17–x）（x=11、12、13和14）系列合金，其铸态组织为板条α相与残余β相组成的网篮组织。随着β相团簇个数增加，α相片层逐渐变细，抗拉强度升高。其中，当x=11时，合金名义成分为Ti-5.3Al-2.5Sn-7.6Zr-0.5Mo-0.5Nb-3.8Ta-0.6Si-1.9W（质量分数），室温抗拉强度高达1334 MPa，分别比锻造态IMI834和ZTi65合金提高28%和21%，断后伸长率仅为1.3%，低于锻造态IMI834和ZTi65合金。该合金在600 °C高温抗拉强度为856 MPa，分别比锻造态IMI834和ZTi65合金提高26%和37%，断后伸长率相同。

陶瓷纤维海绵具有密度低、比表面积高、孔隙率高、热稳定性好、隔热性能优异等特点，有望成为隔热、阻燃、吸水、能量转换等领域极具发展前景的商业陶瓷材料。本文总结了三维静电纺丝、气流纺丝和离心纺丝等直接组装方法，综述了直接纺丝法制备陶瓷纤维海绵的研究进展，分析了陶瓷纤维海绵面临生产效率较低的问题，最后提出陶瓷纤维海绵未来发展方向为：（1）提高生产效率、降低生产成本、批量生产形状可控的陶瓷纤维海绵；（2）提高高温隔热性能，促进陶瓷纤维海绵在防隔热领域的应用；（3）提升结构稳定性，制备具有高弹性、柔韧性以及抗疲劳性的陶瓷纤维海绵；（4）研发具有光、电磁等特殊功能的陶瓷纤维海绵材料，扩大陶瓷纤维海绵的应用范围。

碳材料具有高比表面积、高介电常数和优异的导热性和导电性的特性，而钛酸钡介电性能优异，将二者复合可有效防控电磁污染。鉴于此，采用静电纺丝法制备BaTiO₃/PAN纳米纤维膜，再经预氧化、高温碳化处理得到了BaTiO₃/碳纳米纤维（BT/C）网状复合吸波织物，所制备出的吸波织物兼具轻、薄、宽频吸收的优点。结果表明，2.0% BT/C具有最佳的综合性能，碳纤维排列致密，BaTiO₃晶型完整、分散良好，且在2.3 mm处的反射损耗达−61.72 dB，最大的吸波带宽达到8.5 GHz，具有优异的吸波性能。

采用料浆烧结工艺在激光选区熔化成形Ta10W合金基体表面制备三层结构的钼-硅系高温抗氧化涂层，采用SEM和EDS表征合金基体及涂层的微观组织和元素分布，评价合金基体及涂层的拉伸性能、显微硬度和涂层结合强度。结果表明：激光选区熔化成形Ta10W合金表面涂层具有外层、次外层和内层三层结构，外层为TaSi₂和MoSi₂相，次外层为TaSi₂相和弥散分布的Ta₅Si₃相，内层为Ta₅Si₃相。涂层试样和去除涂层试样的屈服强度、抗拉强度和均匀伸长率分别为639、647 MPa、13.6%和602、675 MPa、22.7%。相比Ta10W合金基体试样，去除涂层试样的均匀伸长率增加了5.5%，其原因是涂层制备过程中的热作用消除了激光选区熔化成形Ta10W合金的残余应力。涂层试样的屈服强度增加了37 MPa，其原因是涂层的制备提高了屈服强度。涂层外层、次外层、内层和基体的硬度分别为550HV_0.2、1120HV_0.2、534HV_0.01和307HV_0.2。涂层平均结合强度高达63 MPa，远高于目前结合强度优异的陶瓷系和高熵合金系涂层。这是因为本研究中三层结构的钼-硅系高温抗氧化涂层与基体产生较好的冶金结合。

为解决航空发动机常用GH4169镍基高温合金超高周疲劳问题，基于压电超声疲劳测试系统，设计出一种可实现20 kHz超高频振动疲劳试样并完成测试；获得常温环境下GH4169镍基高温合金在不同存活概率5%、50%及95%下超高周振动疲劳P-S-N曲线。测试结果表明：GH4169材料的疲劳寿命在达到10⁷周次后曲线呈下降趋势，没有出现疲劳极限，试样仍发生疲劳破坏。断口分析表明：超高周疲劳裂纹大多起源于试样表面或亚表面的位置，存在单点起裂和多源起裂的情况，起裂方式表现为表面滑移起裂与非金属夹杂物滑移起裂两种形式。

为给新型无缝柔性后缘结构方案提供技术支撑，通过理论分析和有限元仿真对正弦型、V型、分段正弦型及余弦型4种新型零泊松比蜂窝结构的弹性性能进行比较研究，并对余弦蜂窝结构进行拉伸实验测试。据此设计基于二维变形零泊松比余弦蜂窝的柔性后缘，并对余弦蜂窝后缘段的弯曲性能进行仿真分析。结果表明，余弦蜂窝结构的面内弹性和受载应力状态优于其他三种蜂窝结构，其准线性应变可达27.8%；通过参数调控可获得余弦蜂窝后缘段的优异弯曲性能，实现柔性后缘结构的大幅度弯曲变形，为新型柔性后缘结构的设计与分析提供参考。

基于选区激光熔化工艺（selective laser melting，SLM）制备的316L不锈钢椭圆截面体心四方点阵结构（elliptic section body-centered tetragonal，E-BCT）是一种抗压性能增强型点阵结构。通过优化传统体心四方（body-centered tetragonal，BCT）点阵结构杆件截面形状，提升点阵结构的压缩性能。基于E-BCT点阵结构数学模型、理论受力模型和铁木辛柯梁理论推导出结构参数与相对密度、等效弹性模量的关系模型。通过选区激光熔化工艺制备不同截面半长轴的E-BCT点阵结构，完成该点阵的静态压缩实验与有限元仿真分析。研究表明，随着椭圆截面半长轴、截面形状系数的增长，E-BCT点阵结构相较于BCT点阵结构性能有较大提升。等效弹性模量最大提升637%，实验与理论、仿真平均误差分别为6.5%、5.1%；屈服强度最大提升654%，实验与仿真平均误差为5.4%；比刚度和比强度分别最大提升308%和321%。