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。

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。

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。

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。

铸造铝合金因其优异的力学性能广泛应用于航空航天、汽车等领域，但传统合金设计面临成分空间庞大、试错实验成本高和成分与性能之间非线性关系难以预测的问题。本工作提出一种反向传播神经网络、主成分分析和遗传算法相结合的机器学习模型，用于铸造铝合金的多目标性能预测。该模型通过反向传播神经网络非线性映射建立合金成分与性能的关系、主成分分析降维、遗传算法优化网络参数，从而提升预测精度和训练效率。结果表明，优化后的模型均方误差、决定系数和平均绝对误差分别为36.28、0.91和2.44，在极限抗拉强度、屈服强度和断后伸长率的实验验证中，预测值与实验值控制在±5%误差范围内，具有较高预测精度，证明该模型具有高效性与可靠性。

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。

航空装备材料对安全性与可靠性要求极高，而疲劳性能是其核心性能指标之一。传统的疲劳预测方法依赖大量实验，成本高、周期长，难以满足现代航空工程对高效、精准评估的需求。近年来，机器学习在航空材料疲劳寿命预测中展现出显著潜力。本工作系统综述该领域研究进展，重点涵盖主流模型与建模流程，梳理纯数据驱动方法与融合物理机制方法的核心思路与关键成果，聚焦物理信息嵌入对提升模型精度、可信度与可解释性方面的作用，并评述数据层面、复杂失效机制的信息挖掘不足、模型可解释性与工程应用信任度不足和复杂工况适应性不足的局限性，未来需重点突破构建标准化、高可信度的疲劳数据集，建立面向任务的物理知识自动融合机制，推动面向复杂工况和结构件层级疲劳预测等研究方向。

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。

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。

采用Gleeble-3500型热模拟试验机在变形温度为795～895 ℃且应变速率为 0.001～1.0 s⁻¹条件下对新型超高强韧TB17钛合金进行热模拟压缩实验，研究合金高温变形微观组织和塑性流动行为，建立流动应力本构模型。结果表明，合金流动应力随应变增加先快速增加，后轻微降低，最终趋于平稳。合金发生部分动态再结晶，以动态回复为主，流动应力出现轻微下降与合金部分动态再结晶有关。合金动态再结晶体积分数不高于40%，动态再结晶机制以弓弯机制为主。构建以Arrhenius 方程为基础的本构模型，得到合金在变形温度为795～895 ℃、应变速率为 0.001～1.0 s⁻¹条件下平均变形激活能Q值为205.48 kJ/mol，预测精度较高，平均相对误差δ_avg为3.987%，相关系数R为0.9972。该模型构建为TB17钛合金热变形过程流动应力提供准确预测，也为其他合金高精度本构模型构建提供参考。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

2.5D机织复合材料因高比强度、高比模量和良好的抗分层性能而在航空航天领域极具应用前景，目前尚缺乏其高温力学性能与破坏行为的研究。针对2.5D机织C_f/Al复合材料，开展高温400 ℃下准静态拉伸力学响应与失效行为的数值模拟与实验研究。基于纱线内部组织和纱线的周期性分布特征，构建微观和细观尺度的代表性单胞模型，结合与温度相关的基体和界面性能参数，建立微观和细观尺度的有限元模型，分析高温环境下复合材料热应力分布以及拉伸载荷下的宏细观力学行为。高温环境下复合材料内部热应力分布不均，基体主要承受压应力作用而纱线则处于拉应力状态；高温拉伸模量、拉伸强度和伸长率的实验值分别为63.7 GPa、238 MPa和0.72%，高温拉伸曲线的数值模拟结果与实验结果基本一致，二者误差小于10%；高温拉伸过程中热应力导致的基体与界面损伤逐渐累积和扩展，拉伸前期出现明显的界面失效与脱粘现象，随着拉伸应变增加，复合材料先后发生纬纱的横向开裂和经纱的局部失效，拉伸后期严重的经纱轴向断裂导致复合材料失去承载能力而发生破坏。

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。

本工作系统研究ZK60镁合金微量添加0.5%（质量分数，下同）与1.0%的Gd元素对其组织及拉伸性能的影响。通过光学显微镜、扫描电镜、能谱分析、差热分析、X射线衍射分析等技术对ZK60、ZVK600、ZVK610合金试样铸态与固溶态微观组织进行表征，测试合金的室温拉伸性能。结果表明，铸态 ZK60合金晶粒尺寸为95 μm，在晶界处存在粗大的块状MgZn相和少量Zn₂Zr₃相颗粒，微量添加Gd元素会导致第二相比例增加，MgZn相转变为Mg₃GdZn₆相，但晶粒尺寸未发生细化。3种合金铸态下的室温拉伸性能较为接近，铸态ZVK610合金的屈服强度和塑性相对较低，这与其相对较大的晶粒尺寸和较多晶界第二相有关。经过T41阶梯化固溶处理后，ZK60合金的晶粒粗大，第二相基本消除，合金塑性显著提升，但晶粒尺寸长大导致屈服强度略有下降，而ZVK600和ZVK610合金仍有少量晶界第二相残留。延长高温固溶时间或提升固溶温度设计的T42和T43工艺，虽然可以进一步降低基体中第二相比例，但是由于晶粒长大，合金屈服强度进一步下降，塑性也没有明显提升，因此推荐采用T41固溶热处理工艺。

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。

采用数值模拟与实验相结合的方法，分析不同时刻热等静压ZTC4钛合金内部缩孔周边的位移变化、应力应变分布及缺陷弥合区内微观组织的演变规律。结果表明，在热等静压高温高压作用下，缩孔周边形成高应力应变区，距离缩孔表面越近，应力越大，随缩孔尺寸减小，应变集中程度增加。热等静压后缩孔位置形成放射状缩孔弥合区组织，弥合区内不同α/β集束的塑性变形程度不均匀，位错滑移系易开动的α/β集束内变形量较大，从而形成等轴晶组织。

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。

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。

采用激光粉末床熔融（laser powder bed fusion，LPBF）技术制备K418B高温合金，利用光学显微镜、扫描电镜和硬度仪分析工艺参数激光功率（140～220 W）和扫描速度（600～1400 mm/s）对显微缺陷、致密度、微观组织及硬度的影响。结果表明，激光功率和扫描速度均显著影响样品的相对密度与缺陷分布。低能量密度易产生不规则孔洞，高能量密度则易形成球形气孔与凝固裂纹；体积能量密度（volume energy density，VED）过低或过高都会降低致密度和性能。最佳工艺参数为激光功率180 W、扫描速度1400 mm/s，在该条件下样品致密度可达99.95%以上，表面缺陷少，仅有少量凝固裂纹，显微组织呈明显熔池边界和胞状结构，维氏硬度达366.8HV_0.2。微观组织观察显示，熔池边界处晶粒较粗大，内部可见细胞状柱状晶，局部连续跨越多个熔池，表现出快速凝固特征。硬度随VED先升后降，与孔隙含量及致密度变化一致。研究揭示热应力是裂纹产生的主要原因，为K418B合金LPBF成形的参数优化提供依据，对提升航空发动机关键部件制造质量具有工程应用价值。

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。

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。

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。

系统研究长直线与短直线扫描策略对激光选区熔化（laser powder bed fusion，LPBF）成形GH5188高温合金微观组织及力学性能的影响。金相与扫描电镜结果表明：两种扫描策略均形成由柱状晶与等轴晶共同组成的混合组织。短直线策略的熔池熔深较小，因重熔不足而中心区保留更多的小晶粒，使平均晶粒尺寸得到进一步细化（17.17 μm）。相比之下，长直线策略的热流方向更稳定，柱状晶外延生长更充分，沿构建方向形成更强的〈001〉织构，平均晶粒尺寸略大（20.86 μm）。力学性能测试表明：两种策略成形试样的室温拉伸强度与塑性差异较小；980 ℃，高温拉伸强度相当，但长直线策略试样的伸长率较短直线策略提升28.6%；927 ℃/90 MPa持久测试，长直线策略试样的断裂时间（50.2 h±1.8 h）及塑性（10.1%±0.5%）显著优于短直线策略（45.3 h±2.1 h，7.6%±0.4%）。断面微观组织分析显示，短直线策略试样的裂纹分布更加密集，且晶界处伴随明显的碳化物析出与粗化，反映出更高的晶界损伤敏感性。断口形貌进一步验证了裂纹主要沿晶界扩展的特征。相比之下，长直线策略试样的晶粒较大、晶界数量较少，因此晶界相关的损伤与裂纹扩展明显减缓。

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。

采用座滴法对比研究EC95粉面层、刚玉粉面层和锆英粉面层3种陶瓷型壳面层材料对于DZ125定向凝固高温合金的高温化学稳定性及润湿性。观察分析陶瓷表面形貌及其与合金熔体界面反应形貌及组成，计算合金熔体与陶瓷之间的润湿角，分析讨论界面反应及润湿性与铸件表面机械粘砂之间的影响关系。结果表明：EC95粉面层、刚玉粉面层和锆英粉面层3种陶瓷型壳的表面粗糙度分别为3.987、3.391 μm和2.085 μm；合金与3种陶瓷的界面反应产物均以Hf的氧化物为主，伴有少量合金成分；对于刚玉面层陶瓷，实验后合金表面几乎完整覆盖一层Hf的氧化物，该氧化物层阻止合金与陶瓷面层的进一步反应，因而更适用于DZ125合金的熔模铸造；DZ125合金与EC95粉面层、刚玉粉面层和锆英粉面层陶瓷的润湿角分别为84.95°、75.71°和132.96°，受界面反应和陶瓷表面粗糙度的影响，刚玉面层型壳与DZ125合金的润湿性更好。

NiCrAlY是燃气轮机热障涂层经常采用的金属黏结层材料，本工作研究用于制造燃气轮机两种Al含量的NiCrAlY粉末对HVOF-NiCrAlY+APS-纳米结构YSZ（nanostructured YSZ，nYSZ）热障涂层在室温和1150 ℃之间热循环行为的影响。结果表明，HVOF-Ni25Cr5Al0.5Y表面Al₂O₃-TGO的生长速率低于HVOF-Ni22Cr10Al1Y。与微米结构YSZ（microstructured YSZ，mYSZ）/mYSZ界面相同，nYSZ/mYSZ界面也可成为裂纹源，导致在nYSZ层中形成局部裂纹网络。两种HVOF-NiCrAlY+APS-nYSZ热障涂层的失效方式与传统APS/HVOF-MCrAlY（M=Ni和Co）+APS-mYSZ相同，主要由于靠近HVOF-NiCrAlY/APS-nYSZ界面nYSZ层裂纹扩展与合并，Ni25Cr5Al0.5Y+nYSZ热循环寿命比Ni22Cr10Al1Y+nYSZ略高。同时，提高APS-YSZ层中YSZ/YSZ界面结合力，避免YSZ/YSZ界面和APS-YSZ外表面开裂，可以有效提高HVOF-MCrAlY + APS-YSZ热障涂层热循环寿命。

通过9310齿轮钢在变形温度为800～1100 ℃、应变速率为0.001～10 s⁻¹条件下的热压缩实验，分析其热变形行为，构建峰值应力下本构关系模型和不同应变下的加工图，并对变形工艺参数进行优化。结果表明，该钢的流动应力随变形温度降低和应变速率升高而明显增加；变形温度较高（900～1100 ℃）且应变速率较低（0.001～0.1 s⁻¹）时，流动应力曲线主要表现流动软化特征。构建的本构关系模型具有较高预测精度，相关系数为0.998，平均绝对相对误差为4.724%。根据加工图，获得较佳变形工艺参数范围为变形温度1010～1100 ℃、应变速率0.05～1.41 s⁻¹；其中最佳变形工艺参数为变形温度1070 ℃、应变速率0.05～1 s⁻¹，主要变形机制为动态再结晶。失稳变形工艺参数范围大致为变形温度800～925 ℃、应变速率0.04～10 s⁻¹，主要变形机制为局部流动。通过微观组织验证模拟结果，其与加工图的预测结果吻合良好。

通过对SiC_f/SiC陶瓷基复合材料涡轮导向叶片开展数值模拟研究，探究温比和流量比对叶片整体温度及冷却效果的影响。选取变温比和变流量比16个工况进行仿真计算，结果表明，当流量比和温比均增加时，叶片的最高温度、最低温度和平均温度均降低，且下缘板前缘位置出现高温；叶背的冷却效果从前缘到尾缘均逐渐增大，叶盆的冷却效果从前缘到尾缘均先减小后增大。针对单点冷效，当流量比分别为5.28%、7.54%和8.44%时，平均冷效随温比增大先减小后增大；当流量比为3.69%时，平均冷效随温比增大而逐渐减小。同时，中截面平均冷效随流量比增大而增大。

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。

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。

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。

材料/工艺是制造业发展的基础，尤其对于民用航空产品，其设计、验证以及适航审定离不开材料数据的支撑。尽管国内材料/工艺技术近年来取得显著进步，但受限于材料体系不完善、历史数据积累不足等问题，民用航空发动机材料适航审定仍面临不少困难和挑战。当前主要矛盾集中体现为：民机适航对材料/工艺的高要求与国内材料体系支撑能力不足、问题解决时间紧迫之间的冲突。本文通过解析CCAR33.15等材料适航规章核心要求，对比国内外材料/工艺适航审定现状，梳理出我国在材料规范统计性验证、过程管控机制、设计许用值生成及特种工艺验证等方面的差距；结合审定实践中的主要问题，提出基于国情的技术方案—以国家协同创新机制为依托，构建“规章解读-体系协同-多方联动-技术协同-动态适配”的五维实施路径，通过型号项目驱动企业材料体系完善，以设计需求为导向精准获取验证数据。实践表明，该方案已推动完成600余项材料工艺实验、建立100余份材料规范及1000余条设计用性能曲线，可有效支撑型号合格审定工作。研究成果为完善我国民用航空发动机材料/工艺适航审定管理、推动自主材料应用提供了技术参考。

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。