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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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%。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

通过悬浮熔炼工艺制备氧含量为0.08%（质量分数，下同）、0.12%、0.16%和0.2%的ZTA15钛合金铸锭，利用OM、SEM和XRD等设备研究氧含量对ZTA15钛合金显微组织及力学性能的影响。研究结果表明：4种不同氧含量的ZTA15组织均为典型的魏氏组织。随着氧含量的增加，α集束的长度变短，方向变得混乱，4种合金α板条片层宽度逐渐减小，分别为3.92、3.06 、2.49 μm和2.77 μm。随着氧含量的增加对合金的固溶强化效果增强，合金抗拉强度和屈服强度整体呈现出先升高后降低的趋势，塑性降低。氧含量为0.16%时合金屈服强度和抗拉强度最高分别为1037 MPa和909 MPa，当氧含量为0.2%时合金强度明显降低主要是因为形成了粗大的α相组织，此时合金塑性最低。

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。

采用多巴胺预沉积结合化学镀银的方法，在四针状氧化锌晶须（T-ZnO_w）表面实现纳米银负载，制备银锌复合防霉剂。研究多巴胺沉积时间以及银氨溶液浓度对T-ZnO_w表面镀银效果的影响，确定最佳的改性条件。银锌复合防霉剂与耐高温型有机硅密封剂并用后，可以将有机硅密封剂的防霉等级从2级提升至1级，并且不会影响密封剂本身的耐热性能及粘接性能。此外，密封剂老化后的防霉等级仍能达到1级，说明银锌复合防霉剂具备良好的热稳定性。

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%。

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%。

晶粒细化对提升镁合金的力学性能具有重要意义。本研究采用预分散结合重力铸造的方法成功制备了石墨烯增强AZ91的复合材料。采用OM，SEM，TEM等对GNP/AZ91复合材料进行微观组织表征。结果表明：随着GNP含量的增加，AZ91合金的晶粒尺寸逐渐减小。当添加1%（质量分数，下同）GNP时，AZ91合金的晶粒尺寸由415 μm减小到86 μm，其细化效率为79%；通过TEM观察发现并揭示GNP对AZ91合金的细化机制，主要为GNP与AZ91熔体中Al元素发生原位反应得到Al₄C₃相，能够促进α-Mg晶粒的异质形核，从而取得显著的晶粒细化效果；当GNP的含量增加到0.5%后，AZ91合金获得最佳的力学性能，其UTS、YS和EL达到了150 、96 MPa和2.1%，较AZ91合金，分别提高34%、32%和91%。

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。

对7075/6061铝合金TIG角焊缝搭接试件进行恒幅疲劳测试，根据热点应力法与临界距离法细节分别建立有限元应力应变分析模型，在模型中提取最大主应力变化范围进行分析。基于有限元应力应变分析结果并结合IIW推荐的S-N曲线估算不同载荷下焊缝接头的疲劳寿命。结果表明：试件主要在7075侧焊趾处断裂，而有限元模型中最大应力应变集中部位均位于7075侧焊趾，两者基本一致。预测寿命与实际寿命对比可知，在低周疲劳范围内热点应力法在进行板厚修正的基础上可较好地预测TIG焊件的疲劳寿命，且预测结果误差均在2个因子范围内。临界距离法中点法和线法均能对热点应力进行预测，其中点法预测精度更高，线法预测精度稍差。

分析目前国际燃气轮机制造商和维修商常用的3种Al含量高于8%（质量分数） 的MCrAlY金属黏结层对HVOF-MCrAlY+APS-纳米结构YSZ（nYSZ）热障涂层在室温至1150 ℃之间的热循环行为的影响。HVOF-A386-2.5+APS-nYSZ的平均热循环寿命最高，HVOF-A9624+APS-nYSZ的平均热循环寿命最低，但是三者差别并不十分明显。3种HVOF-MCrAlY+APS-nYSZ热障涂层在热循环环境中的失效方式与传统的HVOF-MCrAlY+APS-YSZ（mYSZ）的失效方式完全相同，主要是由于nYSZ/mYSZ和mYSZ/mYSZ界面开裂引起在靠近APS-YSZ/HVOF-MCrAlY界面的APS-nYSZ层中的裂纹扩展与合并。HVOF-A9624表面的TGO生长速率最高，HVOF-A386-2.5表面的TGO生长速率最低，但是三者差别并不明显。由此可知，可以通过以下方式改善HVOF-MCrAlY+APS-nYSZ热障涂层热循环寿命：增加HVOF-MCrAlY的表面粗糙度以改善APS-nYSZ/HVOF-MCrAlY界面的结合强度；提高APS-nYSZ层中的YSZ/YSZ界面的结合力以避免YSZ/YSZ界面和APS-nYSZ外表面的开裂；控制HVOF-MCrAlY中的Al含量、添加适量能够减缓扩散速率的合金元素，以降低TGO生长速率和防止生成大量的CSN混合氧化物，或能减缓热障涂层中的裂纹扩展。

针对预曝露对多元稀土氧化物掺杂改性YSZ热障涂层Gd₂O₃-Yb₂O₃-Y₂O₃（GYb-YSZ）CMAS腐蚀行为的影响，通过制备标准件试样，开展三类实验：高温预曝露实验、CMAS腐蚀实验以及高温预曝露后CMAS腐蚀实验。采用扫描电子显微镜（SEM）以及纳米压痕等方法对比研究了涂层在进行上述三类实验前后微观形貌组织与基本力学特性的变化，从而讨论高温预曝露对CMAS腐蚀的影响。实验结果表明，短时预曝露处理会引起多通道渗透，长时预曝露处理会导致纵向贯穿裂纹发生。对于980 ℃或1050 ℃预曝露处理125 h会降低CMAS渗透效果。当温度达到1150 ℃时，CMAS以熔融态渗入陶瓷层中，在冷却过程中，CMAS重新凝固导致柱状晶间隙膨胀形成垂直裂纹，直至贯穿陶瓷层，加速涂层剥落；同时，CMAS腐蚀后样品涂层的杨氏模量约增加48%，硬度约增加50%。因此，经过980 ℃或1050 ℃预曝露处理125 h的试样具有明显的抗CMAS腐蚀的效果。

超高强度钢被广泛用于制造飞机起落架等主要承力结构，在海洋恶劣环境下服役时易发生腐蚀疲劳失效。由于拘束效应的存在，实验室小尺寸试样与实际结构的疲劳裂纹扩展行为不同。针对不同裂纹深度和试样厚度的单边缺口拉伸试样，开展A100超高强度钢在空气、中性和酸性海水环境下的疲劳裂纹扩展实验。结果表明：随着裂纹深度和试样厚度增大，裂纹尖端拘束水平升高，疲劳裂纹扩展阻力降低，裂纹扩展速率增加；相较于腐蚀环境和拘束效应单独作用，拘束效应和腐蚀环境共同作用会显著增加A100超高强度钢的疲劳裂纹扩展速率；当应力强度因子幅值ΔK = 30 MPa·m^1/2时，拘束参量与腐蚀疲劳裂纹扩展速率呈现良好的正相关性。相关研究结果可为海洋环境下服役超高强度钢结构寿命评估提供参考。

针对FGH96合金带孔平板在600 ℃下开展疲劳实验研究，采用黏塑性本构模型计算FGH96合金带孔平板的应力和非弹性应变分布情况，结合扫描电子显微镜（SEM）对疲劳断口的微观形貌观察分析疲劳失效机理。基于SEM观测结果和FGH96合金带孔平板的几何特征，定义临界疲劳损伤参数和应力集中因子，并对连续损伤力学（CDM）模型进行修正。研究结果表明，相较于传统的疲劳寿命预测方法，考虑临界疲劳损伤和应力集中因子的改进CDM模型对FGH96合金带孔平板的疲劳寿命具有更高的预测精度，预测结果均位于实验结果的±2倍分散带以内。

以芳纶铺层U型前缘为研究对象，建立固化温度场模型和固化变形场模型，揭示其固化变形机理，探究夹芯材料、内蒙皮铺层顺序以及前缘结构对整体构件固化变形的影响规律。结果显示，高弹性模量的硬质泡沫可在固化压力下给予内蒙皮良好支撑，并降低芯材内部缺陷和固化变形。相较于芯材材料，内蒙皮铺层顺序和前缘结构对构件的固化变形具有显著影响。综合考虑构件的不对称性带来的固化后收口、扭转变形，采用[0/45/−45/0/0/0/45]内蒙皮铺层顺序可达到最小化固化变形。

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。

为了模拟研究循环载荷对DZ411定向凝固高温合金中强化相（γ′相）演变行为的影响，开展950 ℃下的循环载荷（平均应力/应力幅值为200 MPa/130 MPa和150 MPa/130 MPa）和恒载荷（200 MPa）等断裂实验研究，并采用光学显微镜和扫描电子显微镜研究不同载荷对以γ′相为代表的合金微观组织的影响。研究表明：两种实验方式对合金枝晶干结构影响较小，但对枝晶间孔洞的数量及尺寸产生显著影响，恒载荷条件下试样中孔洞数量多于循环载荷条件。随着载荷条件的引入，γ′相的形态由无载荷条件下的球化状态转变为筏化结构，其中循环载荷较恒载荷进一步促进了γ′相沿垂直于应力方向发生定向粗化生长，形成尺寸更大、形态更为细长的N型筏化片层结构。模拟断裂实验研究表明，鉴于涡轮机叶片工作时近似于循环的不稳定载荷环境，该条件下γ′相的定向长大加剧了局部应力集中效应，从而导致DZ411合金高温强度和抗疲劳性能的降低，进而增加合金部件发生断裂失效的风险。

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。