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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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%。

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。

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。

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。

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。

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。

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%。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

以不同P元素含量的GH4738合金为研究对象，利用扫描电镜、透射电镜、EBSD技术以及分子动力学模拟研究高温持久载荷下不同P含量对GH4738合金持久性能的影响机理。持久实验表明，P添加量从0.004%（质量分数，下同）增加至0.0091%时，合金的持久寿命增加；继续添加P元素，合金持久性能下降。微观分析及分子动力学模拟结果表明，P倾向偏聚于晶界，可以增加晶界的内聚力及结合能，同时与晶界碳化物共同影响GH4738合金的持久性能。P元素含量从0.004%增加至0.0091%时，晶界析出的M₂₃C₆碳化物由少量且离散分布的状态逐渐增加并呈不连续链状分布，持久变形时晶界碳化物对位错的钉扎作用增强，能有效地抑制位错运动，此时合金的持久性能较高。但当P含量进一步增加至0.019%时，晶界M₂₃C₆碳化物有连接成片的趋势，合金持久性能降低。

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。

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。

对于齿轮类航空发动机附件传动系统零件，复杂的工作环境对齿轮表面抗疲劳和耐磨性能提出更高要求。激光冲击强化技术通过使材料表面发生剧烈塑性变形，引入残余压应力，同时提升表面硬度。均匀的残余应力场和表面硬度分布对提升零件疲劳寿命和耐磨性尤为重要，因此，如何获得均匀的残余压应力场和硬度分布，是激光冲击强化工艺研究的一个重要方面。本工作提出一种4层搭接激光冲击强化加工路径方案，采用有限元数值模拟和实验相结合方法，分析激光冲击强化后残余应力和显微硬度力学性能参数的特征。采用有限元数值模拟方法，对多点冲击9310齿轮钢材料的残余应力空间分布均匀性进行研究。采用实验方法，分析激光能量和冲击次数对9310齿轮钢材料残余应力和显微硬度的影响。结果表明，4层搭接激光冲击强化加工路径方案，能够获得较均匀的表面残余压应力场；随着激光能量和冲击次数增加，表面残余应力和显微硬度也随之增大，但增加幅度会减少，表现出一定饱和趋势。

研究不同浇注温度的DD419单晶高温合金在850 ℃/650 MPa、1050 ℃/190 MPa、1100 ℃/130 MPa下的持久性能，并采用SEM、EDS和TEM分析不同浇注温度下的组织形态和成分偏析，研究其对持久性能的影响。结果表明：浇注温度降低，合金一次枝晶间距增大，共晶含量和显微孔洞增多，同时γ′相尺寸减小。在高温低应力（1100 ℃/130 MPa）下持久性能受γ′相尺寸的影响大于显微孔洞和残余共晶含量，细小弥散的γ′相有利于合金的持久性能，因此1500 ℃浇注的合金持久性能最佳。中温高应力下γ′相被大量位错切割，弥散的γ′相更利于位错塞积。同时不同浇注温度下的合金均保持了良好的伸长率，但随着浇注温度的降低，3种测试条件下的断面收缩率下降。浇注温度对合金的断口形貌影响不大，850 ℃/650 MPa持久断口附近的γ′相依旧保持立方形态，断裂机制为混合断裂，其他条件下γ′相均发生了筏化，断裂机制均为微孔聚集型断裂。

碳纤维增强树脂基复合材料（carbon fiber reinforced polymer，CFRP）遭受低速冲击后会发生微小且隐蔽的损伤，损伤的存在会显著降低CFRP材料的承载力和服役寿命。C扫描是超声成像的常用方法，针对CFRP低速冲击内部损伤的C扫描成像精度低这一问题，使用梯度算子对原始图像进行处理，并利用迁移学习的方法在ResNet18与ResNet50上进行损伤类型的分类训练。为了改善分类模型的性能，提出基于卷积神经网络的成像精度提升算法——图像重建模型（image reconstruction model，IRM），并基于结构相似性系数（structural similarity index，SSIM）提出采用性能指标σ_EOL验证图像性能的提升水平。迭代训练结果表明，当迭代次数达到200次时，不同种类冲击损伤的σ_EOL均大于1。为了进一步提升成像精度，引入ResNet残差连接思想，并提出了ResIRM网络。与IRM相比，ResIRM对不同类型撞击损伤的检测精度进一步提升，针对全部冲击类型，平均σ_EOL可提升0.85%；同时，经ResIRM处理的图像分类模型的梯度显著性热力图表明，ResIRM可以对损伤区域的特征起到强化作用。

纳米材料可大幅度提高环氧树脂的力学性能、抗腐蚀性能等，利用纳米材料改性环氧树脂是目前涂料领域的一个重要研究方向。利用纳米材料ZSM-5分子筛、还原氧化石墨烯（rGO）和两者相互作用（ZSM-5-rGO）对熔结环氧树脂（FBE）进行改性，并研究其对显微硬度、结合力和抗腐蚀性能的影响。结果表明：ZSM-5改性熔结环氧树脂后的显微硬度值有所提高，提升比例为44%；rGO改性熔结环氧树脂后的显微硬度值有所提高，提升比例为25.7%，其防腐性能有所提高，阻抗值从6421 Ω·cm²提高到75371 Ω·cm²；ZSM-5-rGO改性熔结环氧树脂后的抗腐蚀性能好并且提高了近两倍的与铝合金基体的结合力，其中当ZSM-5与rGO配比为2∶1时，其对熔结环氧树脂的综合改性效果最佳，硬度为38.84HV，与铝合金基体的结合力为67.5 N。

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。

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。