先进航空发动机高压压气机550～600 ℃环境使用的关键/重要件对600 ℃高温钛合金提出迫切需求。但是，难成形的复杂构件以及梯度/复合结构与功能一体化构件等的制造，采用传统铸造、锻造等工艺技术难以满足需求和研发要求。增材制造是先进制造技术的典型代表，拥有材料设计-制造一体化、复杂设计-定制一体化等独特优势，为600 ℃高温钛合金新材料/新技术研发提供了新的途径。目前国内外已开始关注通过增材制造的方式制备600 ℃高温钛合金，重点研究材料-工艺-组织-性能的关系。本文首先简要回顾600 ℃高温钛合金研究，其次重点介绍不同增材制造工艺下600 ℃高温钛合金沉积态和后处理态的微观组织特点；在综合性能研究方面，列举并分析拉伸性能、蠕变性能、热疲劳性能和抗氧化性能等关键性能；在复杂设计/复合结构章节，论述以600 ℃高温钛合金为基体的复合材料和梯度结构增材制造的研究进展。最后，对增材制造600 ℃高温钛合金材料开发、复合工艺探索、缺陷控制和性能评价标准建立等研究方向进行展望。

增材制造是一种集激光、数字化、材料等学科为一体的新型制造技术，具有降维制造、复杂成型、材料利用率高等优点，是材料加工领域中最具应用前景的技术之一，金属增材制造技术已在航空领域得到广泛研究和应用，国内外学者在航空金属材料增材制造方面的研究不断深入。中国航发增材制造技术创新中心在金属增材制造结构四要素——组织、缺陷、表面、构型方面开展了大量研究并获得一些数据，发现了一些现象和规律，包括组织接续生长特征及其对力学性能的影响；典型材料增材制造常见缺陷（气孔、裂纹、未熔合）特征、形成原因及其对力学性能特别是疲劳性能的影响机制；零件表面粗糙度与成形角度的关系及对疲劳性能的影响；金属增材制造构型的影响因素。在此基础上，总结了金属增材制造发展中存在的问题，对下一步重点提出了建议，并对未来研究工作提出了展望。

先进材料技术是航空航天高新装备的发展先导，是支撑现代工业的关键基础技术，渗透到国防建设、国民经济和社会生活等方方面面，已成为世界各国争相发展的技术高地和国防重点。本文梳理分析航空航天先进结构材料近年来的技术现状及发展趋势，在高性能高分子材料及其复合材料、高温与特种金属结构材料、轻质高强金属及其复合材料、先进结构陶瓷及其复合材料四方面进行重点阐释，明确我国航空航天结构材料的研发与生产仍面临着跟踪研仿多、自主创新少、技术封锁严重、技术瓶颈亟待突破等困境。同时，本文对航空航天结构材料未来研究和发展提出展望，点明建立“产-学-研-用”完整技术体系的重要性。

镍基高温合金具有良好的高温性能，被广泛用于航空发动机与燃气轮机热端部件的制造。增材制造逐点快速熔凝、逐层累积堆叠的工艺特点，不仅可实现高性能复杂结构零件的快速制造，还可用于损伤零件的高效率、高质量修复。目前，增材制造技术已逐渐成为镍基高温合金零件制备及修复的重要技术途径之一。本文综述了增材制造镍基高温合金在显微组织与冶金缺陷研究方面的进展，总结现有文献中GH3536、GH3625和GH4169三种常用镍基高温合金的拉伸性能，介绍增材制造镍基高温合金零件在航空发动机及燃气轮机中的典型应用案例。最后，针对现有研究存在的问题及制约增材制造镍基高温合金零件应用的困难，提出从设计增材制造专用镍基高温合金成分、建立增材制造镍基高温合金专用热处理/热等静压工艺、开发单晶镍基高温合金增材制造技术、发展增材制造实时监测控制技术、创新增材制造零件内表面处理技术等方面，进一步促进增材制造镍基高温合金零件的工程应用。

在主轴转速250～350 r/min、横向移动速度50～150 mm/min工艺参数下进行2219-T87铝合金搅拌摩擦沉积增材（additive friction stir deposition，AFSD）实验，探究工艺参数与多层热循环对沉积层宏观成形、微观组织和力学性能的影响。结果表明：在主轴转速250 r/min，移动速度100 mm/min工艺参数下可获得成形良好的单道16层增材试样。增材区晶粒尺寸发生显著细化，在4～6 μm之间，细小等轴晶组织取代沉积棒料粗大的无规则晶粒组织。增材试样发生剧烈的动态再结晶，整体再结晶晶粒在80%以上，试样底部（第1层）受到多次热循环影响，再结晶晶粒达到91.8%。增材区域织构基本由Cube、Copper、P和RtB四种再结晶织构以及S、T和Brass织构构成。增材试样的硬度和抗拉强度相比于沉积棒料都明显降低，其中，第16层沉积层硬度最大为80HV，约为沉积棒料母材的55.6%；第1～8层沉积层硬度均匀在60HV。增材区水平（longitudinal direction，LD）方向第9～16层和1～8层的平均抗拉强度分别为243.0 MPa和219.3 MPa，约为母材的60.0%和52.9%；平均伸长率为19.4%和24.5%，分别约为母材的181.1%和229.0%。增材试样LD方向断裂模式均为韧性断裂。

随着“双碳”目标的提出，氢作为绿色清洁能源成为未来航空业发展的重要趋势，近年来氢燃料航空发动机备受关注。高温合金是当前燃气涡轮发动机热端部件中应用最广泛的材料，本文综述现有其他领域涉氢环境对合金的影响，为未来氢燃料航空发动机用高温合金研制和应用提供参考。对内/外氢环境的引入、渗（充）氢方法、氢浓度/氢分布特征及氢稳定存在温度的测量、氢对拉伸、蠕变/持久和疲劳性能的影响以及氢脆的断裂机理进行分述，总结不同成分、制备工艺、原始组织状态、合金化程度以及不同应用领域高温合金在涉氢环境下的力学性能退化因素。结果表明，外氢环境下比内氢环境下力学性能下降更快；合金化程度更高的高温合金氢脆更明显，而高温氢环境下合金性能损伤（蠕变/持久、疲劳和拉伸）倾向较室温明显降低。就燃氢涡轮动力用高温合金在涉氢环境下的力学性能评价及适氢环境高温合金的研制进行展望。燃氢涡轮航空发动机可能面临的涉氢工作环境包括：液氢存储的低温氢环境；用于通道冷却的氢环境；经过气体压缩的高温高压氢环境；以及燃烧产物-高温水蒸气（高温潮湿）环境的影响。重点应关注氢在高温合金中的扩散和渗透、高温合金在高压氢环境下的脆性和腐蚀、高温潮湿环境下氧化和腐蚀行为以及上述多重耦合环境下合金和涂层的退化和防护机制。针对燃氢涡轮发动机工作环境，需要搭建近服役条件的高温合金燃氢环境实验装置，开展燃氢环境对高温合金及零部件的影响研究，建立现役叶片和盘件等热端部件关键用材在涉氢环境中的力学性能数据库和相关标准，并在此基础上适时研发适用于燃氢环境使用的高温结构材料，为氢燃料燃气涡轮航空发动机的应用提供支持。

研究激光选区熔化（selective laser melting，SLM）技术成形Al-Mg-Sc-Zr合金材料不同取向的显微组织特征、拉伸和损伤容限性能。结果表明：YZ截面为细小的等轴晶和粗大的柱状晶组成的双峰组织，XY截面由细小的等轴晶组成；0°和90°方向屈服强度、抗拉强度均超过500 MPa，各向异性较小，但堆积层间存在的未熔合缺陷使得90°方向断裂伸长率明显低于0°方向；0°和90°CT试样K_IC分别为21.41 MPa·m^1/2和20.89 MPa·m^1/2，在柱状晶区域裂纹扩展阻抗低，导致90°CT试样K_IC稍小；显微组织和缺陷是影响裂纹扩展性能各向异性的主要因素，在近门槛区未熔合缺陷起主导作用，当裂纹面平行于水平方向时裂纹扩展速率更快；在稳态扩展区显微组织的影响起主导作用，当裂纹面平行于水平方向时为穿晶断裂，裂纹扩展阻抗较高，裂纹扩展速率较低。

镍基高温合金是涡轮发动机和燃气轮机中的重要结构材料，然而其制件传统加工过程复杂、成本高昂且原材料利用率不高。电子束粉末床熔融（electron beam powder bed fusion，EBPBF）技术能够实现复杂结构制件近净成形，是一种高温合金成形的新方案。EBPBF技术实现了以Inconel 718、Inconel 625为代表的高温合金材料构件的成形，并且发展至能够成形无裂纹的高比例γ′相难焊镍基高温合金，甚至直接制备单晶体镍基高温合金构件，材料的性能达到了传统铸锻件的水平。本文回顾近年来以EBPBF镍基高温合金作为研究对象的相关文献，从工艺过程、组织调控、力学性能等角度对EBPBF制备镍基高温合金构件研究现状进行分析总结，并对未来的研究工作提出了展望。

为了明确超高速激光熔化沉积Al-Mg-Sc高强铝合金的沉积态组织及力学性能特征，以7075铝合金为基体，采用自主开发的LDF3000-40型激光熔化沉积设备制备Al-Mg-Sc高强铝合金，探究激光扫描速度对材料微观组织与室温拉伸性能的影响。结果表明：超高速激光熔化沉积样品均无明显裂纹，但含有少量小尺寸气孔。沉积态组织由细小的α-Al等轴晶及弥散分布的Al₃（Sc，Zr）颗粒构成。利用数值模拟进一步研究扫描速度对力学性能的影响，发现在0.1～1 m/s范围内，较高的激光扫描速度能减少粉末材料的堆积，降低沉积层表面的孔隙率，因此可以提高力学性能。沉积态样品最大抗拉强度为303 MPa，断裂伸长率为22.5%。

研究热处理制度对激光选区熔化成形GH4169合金组织及高温力学性能的影响。通过自主研发的SEM原位加热拉伸测试平台，探究热处理前后650 ℃合金力学性能变化与动态组织演变的关系。结果表明：热处理后合金的晶粒形态由柱状晶转化为等轴晶，Laves相溶解，析出大量γ′和γ′′强化相；在650 ℃下，沉积态合金的屈服强度和抗拉强度分别为574 MPa和740 MPa，热处理态（HSA态）合金的屈服强度和抗拉强度分别为818 MPa和892 MPa，较沉积态分别提升了42.5%和20.1%；沉积态合金表面晶粒起伏更大，协调变形能力更强，塑性流动能力好；裂纹在Laves相周围萌生沿枝状晶向最大切应力方向扩展，样品颈缩后发生剪切断裂；HSA态裂纹在碳化物周围萌生沿晶界扩展，断裂方式为沿晶和穿晶相结合的混合断裂。

将新兴高熵合金材料引入激光增材修复的先进智能制造之中，有望推动新一代材料与制造技术的深度融合发展，大幅提高原材料和能量的利用率，具有广泛的应用领域和极好的发展前景。本文介绍了高熵合金在激光增材修复中的应用现状，指出强度塑性有待提高、调控工艺有待优化、强化机理有待明确是高熵合金在激光增材修复中拓展应用解决的关键科学问题。探究高熵合金熔覆涂层金属强韧化机制，明确熔覆涂层的材料、工艺、组织结构和宏观性能之间基本对应关系，获取完整有效的高熵合金成分预测方法，创新合金体系设计、优化调整控制工艺，获得适用于极端服役环境且成本低廉的高性能熔覆涂层是未来的主要研究热点和发展趋势。

GH4169合金通常于高温环境下服役，增材制造的GH4169合金高温性能往往低于锻件标准，影响其服役安全性，有必要通过热处理手段提高其安全性。采用激光选区熔化技术（SLM）制备GH4169合金，利用金相显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）、X射线能谱分析（EDS）等表征手段，探究热等静压热处理工艺对SLM成形GH4169合金微观组织、高温拉伸性能和高温持久性能的影响。结果表明：与常规热处理工艺相比，经过热等静压处理后的GH4169合金晶粒为等轴晶，气孔基本消失，Laves相基本消失，短棒状δ相在晶界处更加连续，颗粒状γ''相在晶粒内部大量析出，晶粒得到明显细化。热等静压处理后GH4169合金在扫描方向与沉积方向上的650 ℃抗拉强度分别为1053 MPa和1051 MPa，断后伸长率分别为8.6%和8.5%；高温持久时间分别为1620 min和2065 min，高温持久时间分别提升了90倍和30倍。高温抗拉强度和高温持久时间均高于锻件的性能指标，断后伸长率尚未超过锻件标准。

GH3536和GH4169镍基高温合金常用来制造航空发动机等热端部件。采用激光选区熔化（selective laser melting，SLM）最优工艺参数制备GH3536和GH4169合金试样，研究不同均匀化温度和保温时间对两种合金组织演变、平均晶粒尺寸和性能的影响，利用OM、SEM、EDS等方法表征其缺陷特征和微观组织，利用维氏硬度仪测试合金的显微硬度。结果表明：成形态GH3536合金中存在更多缺陷，包括气孔、裂纹和未熔合；成形态GH4169合金中只存在气孔。均匀化处理使合金熔池消失，使晶粒长大成为等轴晶。GH3536合金晶界和晶内有M₂₃C₆析出，GH4169合金晶界和晶内有NbC析出，随着均匀化温度升高，析出物明显减少。GH3536合金的平均晶粒尺寸从1130 ℃，1 h的48.5 μm增大到1250 ℃，4 h的100.9 μm，增大了106.8%；GH4169的平均晶粒尺寸从1080 ℃，1 h时的57 μm增大到1200 ℃，4 h时的87.4 μm，增加了53.3%。GH3536合金经过均匀化处理后显微硬度下降明显，由原来262HV下降到180～190HV；与之相反，GH4169合金经过均匀化处理后硬度提高，显微硬度均保持在430～450HV之间，明显高于成形态试样的313HV。

螺旋桨推进方式在航空领域占有重要地位。复合材料具有高比强度、高比模量、高阻尼、可设计性等特性，复合材料螺旋桨叶片能够提升螺旋桨减重效率、推进效率、耐蚀性、降噪等方面性能，已成为大势所趋。本文对国内外航空复合材料螺旋桨叶片的研究成果进行回顾和总结，基于传统飞机螺旋桨叶片和旋翼桨叶，对航空螺旋桨叶片材料体系、结构设计和制造工艺进行分类阐述，重点总结复合材料螺旋桨制造工艺中的关键技术问题，概述桨叶制造工艺方面的仿真模拟研究，最后从健全材料体系、优化结构设计、深入工艺研究和加强数值模拟技术的工程化应用几个方面提出了国产化复合材料航空螺旋桨的未来发展方向。

K403镍基高温合金具有优异的室温和高温综合性能，广泛用于航空发动机涡轮叶片及导向器的制造。针对涡轮叶片长期服役于复杂工况产生的裂纹缺陷等问题，本工作先对钨极氩弧（tungsten inert gas，TIG）焊和激光熔覆两种工艺修复后的组织与拉伸性能展开对比分析，而后使用激光熔覆工艺修复叶片，并进行无损检测。利用OM、SEM观察微观组织、断口形貌，利用EDS进行相的成分分析。结果表明：TIG焊修复工艺在修复界面区附近易产生微裂纹缺陷，主要碳化物相和低熔点共晶组织引起；激光熔覆工艺修复区域的晶粒与组织更加均匀，微裂纹缺陷更易得到控制；激光熔覆工艺修复的试样综合力学性能明显高于TIG焊修复工艺的试样，且激光熔覆工艺具有较好的工艺稳定性，TIG焊修复工艺的室温拉伸强度为K403母材强度的69.22%，激光熔覆修复工艺室温抗拉强度达到了母材的87.44%，断口形貌显示修复区域的室温拉伸断口呈现出混合断裂特征，高温拉伸断口呈现出沿晶断裂的特征。修复区域的微裂纹、局部液相不足缺陷和碳化物是拉伸断裂的主要原因。激光熔覆修复工艺具有热源集中、热影响区小的优势，能够有效抑制修复区缺陷并细化微观组织，在叶片修复方面具有更大优势。使用激光熔覆修复工艺完成了叶片试车过程产生的边缘板裂纹损伤修复，经过荧光检测及煤油-白垩检测，满足相关使用要求。

超高强铝合金具有密度低、比强度高等特点，广泛应用于航空、航天、核工业等领域。合金的极限强度已从第四代铝合金的600 MPa级，逐步发展到650～700 MPa级、750 MPa级，甚至800 MPa级及以上第五代铝合金。本文首先对超高强铝合金的发展历程和国内外发展现状进行概述；随后，从成分设计与优化、熔铸与均匀化技术、热变形技术、热处理技术、计算机辅助模拟计算共五个方面对近些年的研究进展和所遇到的问题进行了总结和讨论；最后，结合未来装备的发展需求和国内的技术现状，指出“深入研究基础理论，解决综合性能匹配等问题以及在特定应用场景下专用材料的推广应用”是超高强铝合金的发展趋势和重要方向。

利用激光选区熔化（selective laser melting，SLM）技术可近净成形GH3536合金复杂零件，其高温力学性能是能否安全服役的重要考量指标，本工作研究热处理对SLM成形 GH3536合金的微观组织与高温拉伸性能的影响。在1225 ℃下进行1 h热处理以探究组织性能调控机制，测试GH3536增材试样沉积态与热处理态高温下的拉伸性能，采用扫描电镜研究热处理前后增材GH3536试样的微观组织演变。结果表明：热处理可有效消除晶粒内部的胞状亚晶结构，使位错滑移能力显著增强，其在室温、650、815 ℃环境下断裂伸长率分别提高75%、92%、683%；另外，柱状晶纵横比的减小使热处理试样的各向异性显著降低；断口分析表明随着拉伸环境温度的增加，热处理试样的断裂模式由沿晶断裂转变为混合断裂。

通过改变激光选区熔化成形工艺，即激光功率和扫描速度，制备多个GH4169试样。采用金相法观察显微组织及其内部缺陷的形貌与分布，采用X射线断层成像获得试样孔隙率，并统计分析缺陷三维特征，研究成形工艺与缺陷特征的相关性。结果表明：当能量输入密度为59.1 J/mm³的优化工艺时成形试样中互相搭接的熔道形貌齐整、随机分布的规则气孔尺寸小于30 μm、致密度高达99.9998%。在较窄的工艺窗口下（220～300 W、700～1300 mm/s），试样致密度对扫描速度更为敏感，高扫描速度易形成分布在熔道搭接区内极不规则的未熔合。偏离优化工艺时，缺陷数量增多，部分缺陷尺寸大于30 μm，其中高激光功率形成的气孔形状或高扫描速度形成的未熔合形状都与各自的尺寸密切相关，即尺寸越大，形状越不规则，产生的不利影响要远大于规则气孔。

随着深空探测、极地科考、低温贮运等低温领域的快速发展，对低温材料的要求越来越高，低温材料逐渐成为目前国内外的研究热点。本文综述低温钢、铝合金、钛合金、铝基复合材料以及树脂基复合材料等常见结构材料的低温性能，归纳不同晶体结构、合金种类、合金元素等因素对结构材料的低温强度、塑性与韧性等力学性能的影响及低温变形和强韧化机理，介绍不同种类低温结构材料在国内外重要领域的应用，提出了低温材料未来的研究展望。

综述难熔高熵合金目前的研究现状，阐述难熔高熵合金成分设计，归纳包括金属元素和非金属元素对难熔高熵合金结构与性能的影响。另外描述不同制备方法下，难熔高熵合金的微观结构与力学性能，讨论难熔高熵合金基复合材料及其强化机制。对难熔高熵合金未来发展进行展望，并对其未来研究方向提出以下建议：通过不同相之间界面设计，多相协同增强难熔高熵合金；设计并优化难熔高熵合金成分，开发出室温易加工的难熔高熵合金；结合高通量计算方法，快速筛选出难熔高熵合金成分和微观结构；利用增材制造技术对难熔高熵合金组织与结构进行调控；对难熔高熵合金基复合材料进行构型化设计，均衡难熔高熵合金基复合材料的强塑性匹配。

高温合金主要应用于涡轮后机匣、扩压器、预旋喷嘴等航空关键热端部件，采用整体精密铸造技术取代“分体铸造+焊接”成形方法，可减少零件数量和加工工序、提升可靠性、减轻质量，是航空发动机先进材料加工关键核心技术之一。然而复杂薄壁构件液态精密成型存在尺寸超差难题，导致发动机气动性能降低，装配精度下降，是长期制约我国航空发动机关键构件制造质量的瓶颈问题。本文综述目前国内外在高温合金精密铸造尺寸精度控制方面的研究进展，并对基于数字化和智能化技术的发展趋势进行了前瞻性分析和探讨，未来迫切需要构建液态精密成型数字孪生平台，发展更先进的尺寸变形精准定量智能预测方法以及压蜡模具内腔型面设计理论。

杂环芳纶是指主链中含有芳杂环（通常为苯并咪唑）的一类对位芳纶，其具有轻质、高强高模、高耐热、耐溶剂等优异性能。相比典型的芳纶Ⅱ纤维，杂环芳纶具有更加优异的力学性能，目前在我国的航空航天和防弹防护等领域得到了实际的应用。然而，与其他有机纤维类似，杂环芳纶由于表面惰性，其与树脂的复合性能相对较低，限制了其在先进复合材料领域的应用。本文从杂环芳纶表面改性和结构设计两方面出发，总结近年来提高杂环芳纶复合性能的设计思路、技术手段和研究成果，展望其在先进复合材料应用领域的发展趋势，为有机纤维的界面设计及改善界面粘接性提供帮助和参考。

未来航空发动机推重比等性能不断提升，对钛合金部件的高温力学及结构稳定性等提出更高的需求。传统实物实验在时间、空间尺度的局限性日益凸显，对于微观瞬态现象及机理的深入研究存在一定难度。而分子动力学（molecular dynamics，MD）计算技术以原子/分子模型为计算对象，在引入牛顿经典力学与经验参数的基础上，较量子计算方法大幅度提高了计算效率，从而成为实现航空发动机钛合金工艺参数优化与组织性能计算的重要技术途径。本文在概述MD计算空间与时间尺度优势基本原理的基础上，重点介绍通过MD计算方法研究钛合金成形制造、微观组织与结构、力学与热力学性能、材料设计和力场开发等方面的研究进展，以及有助于航空发动机钛合金耐高温性能提升的代表性结论。最后结合航空发动机钛合金对MD计算技术的需求，展望未来研究方向，指出基于MD计算方法的钛合金高通量成分设计、训练针对成熟钛合金成分体系的分子力场和将新型ReaxFF（reactive force field）反应力场引入钛合金燃烧机理研究中面临的挑战。

增材制造技术为发展高性能高温合金材料及部件提供了新的途径。本工作开发一种适于增材制造工艺条件的γ′相强化CoNi基高温合金，并结合电子束熔化（electron beam melting ，EBM）技术的工艺参数优化，制备出无裂纹的合金块体材料。结果表明：扫描速度为2000 mm/s时，合金孔隙率最低，约为0.14%；打印态CoNi基合金显微组织为沿<001>方向生长的柱状晶粒，平均晶粒宽度约为235 μm，γ′相体积分数约为 30%；经过热等静压及固溶时效处理后，孔隙率进一步降低至约0.09%，柱状晶粒基本没有变化；γ′相的平均尺寸为（70±18） nm，体积分数为（32±3.6）%。室温拉伸实验结果表明，增材制造γʹ相强化CoNi基高温合金展示出优异的强塑性配合，展示出良好的工业应用前景。

以峰时效态的Al-Cu-Mg-Ag轮毂锻件为研究对象，研究锻件不同热暴露温度和热暴露时间的室温拉伸性能和高温拉伸性能，并对锻件在不同温度下的热稳定性进行对比和分析，结果表明：Al-Cu-Mg-Ag锻件具有良好的热稳定性，在150 ℃暴露1～100 h后，室温拉伸性能和高温拉伸性能无显著变化；在150～200 ℃短时间热暴露1 h不会降低综合性能，但随着热暴露温度的升高和热暴露时间的延长，Al-Cu-Mg-Ag锻件强度产生不同程度的下降；在200 ℃和250 ℃暴露100 h后，室温屈服强度分别剩余61.1%和37.2%，室温抗拉强度分别剩余77.8%和60.8%，高温屈服强度分别剩余61.6%和42.8%，高温抗拉强度分别剩余67.5%和47.6%；Al-Cu-Mg-Ag锻件的主要析出相为Ω相和θ′相，在K_t=1和R=0.1的实验条件下，200 ℃/10 h热暴露后的室温疲劳极限为278 MPa，相比热暴露前的疲劳极限311 MPa降低了10.6%。

针对镍基高温合金反重力铸造工艺中传统压力曲线设计方法的不足，充分考虑铸件沿充型方向的变截面结构特征，通过CAD软件的二次开发，实现铸件截面积的自动计算，以定量化描述铸件的截面变化特征。基于伯努利方程和流量守恒方程，推导出充型压力与金属液面上升速度之间的关系，提出基于铸件截面积自动计算的新型压力曲线设计方法。在此基础上，对镍基高温合金铸件的反重力铸造过程进行数值分析。充型模拟结果表明：与传统压力曲线设计方法相比，新型设计方法确定的压力曲线能使最小截面处充型速度峰值由0.611 m/s降至0.439 m/s，降幅达28.15%，有效避免金属液震荡和飞溅；同时可缩短充型时间，确保金属液快速平稳充型。水力学实验和浇注实验表明，新型压力曲线的充型液面更平稳，能有效抑制铸造缺陷，证明新型压力曲线设计方法的有效性，为合理设计反重力压力曲线提供依据。

研究单/双重时效热处理对TB9合金次生α相形貌及力学性能的影响规律。借助XRD分析合金相组成，采用光学显微镜和扫描电子显微镜观察显微组织，着重分析微观组织形貌随时效温度变化的演变特征，测试室温拉伸性能和断裂韧度。研究结果表明：单重时效时，晶粒内次生α相呈锯齿状和片层状析出，随着时效温度升高，α相尺寸增大，片层状α相含量增加；430 ℃时效时，合金强度较低，塑性较好，在470 ℃时效时合金强度最高；随时效温度的提高，强度先增大后维持在同一强度水平。双重时效时，晶粒内次生α相主要呈锯齿状析出，随时效温度升高，α相尺寸增大，抗拉强度先升高后降低，最高可达1542 MPa，且塑性变化较小。双重时效下合金的抗拉强度较单重时效大幅提高，这主要是由于晶界附近第二相析出强化和晶内锯齿结构α相的共同作用。

采用激光粉末床熔融（laser powder bed fusion，LPBF）法成功制备AlSi10Mg合金样品，研究130 ℃/4 h时效处理、236 ℃/10 h退火处理和540 ℃/1 h固溶处理三种热处理工艺对AlSi10Mg合金样品的微观组织的影响，以及热处理后AlSi10Mg合金在室温～400 ℃的温度范围内热膨胀系数和热导率演变规律。结果表明：时效处理后铝基体中析出球状的Si颗粒，仍然保留完整的网状共晶硅组织；退火后，网状共晶硅完全消失，球化Si颗粒均匀分布在基体中；固溶处理后出现大的块状Si颗粒，尺寸在1～3 μm；经过热处理之后AlSi10Mg合金的热物理性能均优于打印态。退火处理后的合金样品在室温到400 ℃的热膨胀系数为1.64×10⁻⁵～2.1×10⁻⁵ ℃⁻¹，平均热导率为179.6 W·m⁻¹·K⁻¹，性能优于时效处理和固溶处理。

航空航天系统的小型化、轻量化发展趋势对动力轴材料的强塑性提出了更高的要求。为了开发3 GPa级的马氏体时效钢，设计一种高Co、Ni、Mo的马氏体时效钢，其成分为14Ni-15Co-9Mo-0.86Ti-0.35Al-Fe。通过锻比大于10的高温大塑性变形尽可能细化晶粒，并结合预拉伸变形及深冷+时效的热处理工艺调控，实验钢抗拉强度达到3.076 GPa，断后伸长率5.5%，表现出了优异的强塑性。通过对其显微组织进行分析表征，发现其基体组织为高位错密度的板条马氏体结构，平均晶粒尺寸为0.47 μm。透射电镜及3DAP结果表明，基体中分布着大量的Ni₃（Mo,Ti），析出相平均直径为6～7 nm。析出强化、细晶强化及位错强化是其主要的强化机制，保证了合金超过3 GPa的超高强度，同时极细的亚微米级晶粒保证了材料良好的塑性。

高强Ti-5Al-3Mo-3V-2Zr-2Cr-1Nb-1Fe（Ti-5321）合金是顺应我国新一代飞机对高性能钛合金的需求设计而开发的一种新型高强损伤容限型钛合金。以Ti-5321合金为研究对象，构造等轴组织（EM）、网篮组织（BW）和细网篮组织（F-BW）三种典型组织，研究拉伸及疲劳裂纹扩展行为，利用光学显微镜（OM）和扫描电镜（SEM）观察组织和断口，揭示高强钛合金Paris及失稳扩展区的疲劳裂纹扩展机制。结果表明：三种组织试样的抗拉强度均在1200 MPa以上，且整个裂纹扩展阶段均表现出优异的疲劳裂纹扩展抗力；细网篮组织疲劳裂纹扩展抗力最高，等轴组织疲劳裂纹扩展抗力最低；Paris区及失稳扩展区疲劳裂纹主要以穿过初生α相和沿着初生α相两种方式进行扩展，裂纹扩展方式与α相的晶体学取向密切相关，裂纹倾向于穿过有利于（$ \bar{1} 011$）<$ {1}2 \bar 10$>锥滑移的α丛域，绕过有利于（$10\bar10 $）<$ 1\bar{2}10 $>柱滑移的α丛域。

利用Gleeble-3800热模拟试验机对真空粉末锻造成型FGH95合金的高温变形行为进行研究，在变形温度为1090～1170 ℃、应变速率为0.01～10 s⁻¹条件下进行热压缩实验，得到相应条件下流变应力-应变曲线，采用EBSD分析变形条件对真空粉末锻造成型FGH95合金微观组织演变的影响。在考虑温度、应变速率、应变量对合金流变行为的影响后，选择Arrhenius方程建立真空粉末锻造成型FGH95合金的本构模型，得出真空粉末锻造成型FGH95合金的材料参数，拟合出材料参数和应变量之间的关系并对得出的本构方程进行验证。结果表明：采用真空粉末锻造成形工艺制备的FGH95合金，在热变形过程中的流变应力随着温度的升高而减小，随着应变速率的升高而升高。变形后组织内的再结晶晶粒的尺寸随着温度的升高而减小，随着应变速率的降低而增大。经过计算得出变形激活能Q为685.7787 kJ·mol⁻¹，真空粉末锻造成型FGH95合金流变应力的预测值和实验值的误差为6.33%，预测值和实验值吻合较好。

航空材料的缺陷容限性能是航空产品结构设计的重要依据。以直升机传动系统用TC4钛合金作为对象，开展材料冲击和划痕两种预损伤条件下的缺陷容限性能研究。选取缺陷容限设计典型缺陷尺寸参数制备疲劳试样并开展高周疲劳S-N曲线测试，结果表明：缺陷显著降低TC4钛合金的疲劳极限值，在相同缺陷深度条件下，划痕缺陷的缺陷影响系数K_flaw值为2.29，显著高于冲击坑缺陷的K_flaw值1.75。通过对典型试件断口进行分析，获得划痕和冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生和扩展规律。其中划痕缺陷失效以多源特征为主，萌生于划痕缺口根部；而冲击坑缺陷疲劳裂纹萌生特征随疲劳加载应力变化，高应力下呈现多源特征，裂纹萌生于缺口表面，低应力下裂纹萌生于缺口次表面位置。

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。

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。

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。

银河宇宙射线、太阳宇宙射线、辐射带等辐射环境会对元器件、航天员等产生各种空间辐射效应，威胁航天器的正常工作以及航天员的生命健康。材料屏蔽是目前最有效的辐射防护措施之一，对保障航天任务的顺利进行有着重要的作用。本文针对元器件、航天员以及飞行器平台防护3类典型对象，梳理不同场景下空间辐射屏蔽材料研究进展，并对金属复合材料、聚合物材料等空间辐射屏蔽材料的发展方向进行探讨。

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。

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。