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。

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。

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。

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。

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。

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。

航空装备用高性能损伤容限型钛合金的材料技术创新，是支撑我国航空工业实现装备结构设计自主化、关键技术国产化及产业跨越升级的核心战略支撑。本文系统综述了国内外航空结构用损伤容限型钛合金的研究现状与技术进展，重点阐述了北京航空材料研究院在我国飞机结构用新型高性能损伤容限型钛合金的研制突破与工程化应用成果。研究提出，以“需求牵引、体系化发展、跨代研制”为核心原则，是推动我国新一代航空高性能钛合金材料技术迭代的根本路径。为此，通过突破合金成分精准设计、高纯洁净熔炼、大规格棒材均匀化成形、整体化锻件一体化加工及多尺度综合强韧化等关键技术，已初步构建具有自主知识产权的中国飞机结构钛合金主干材料体系，涵盖中强高韧、高强高韧及超高强韧三大类损伤容限型钛合金系列。同时，为满足航空装备轻量化与低成本化的双重需求，成功研发出新型中高强韧低成本损伤容限型钛合金材料及应用技术，实现了该材料三种典型显微组织的强韧性协同优化与性能最佳匹配，为航空装备结构轻量化设计与工程化应用提供了新途径。未来研究需进一步深度耦合人工智能辅助材料设计、增材制造等前沿技术，强化基础理论研究与工程化验证力度，为我国高性能损伤容限型钛合金材料的性能进一步提升与工程化广泛应用奠定坚实的理论根基与技术支撑。

先进航空发动机性能的提升对整机结构轻量化提出更高要求，树脂基复合材料是实现航空发动机轻量化的关键材料之一。近年来，北京航空材料研究院聚焦航空发动机冷端部件应用的需求，系统研发了航空发动机高韧性环氧树脂、耐高温高韧性双马树脂、耐高温聚酰亚胺树脂以及高韧性热塑性树脂基复合材料。本文在总结国外航空发动机用树脂基复合材料进展概况、航空发动机发展对树脂基复合材料的要求的基础上，以北京航空材料研究院相关研制进展为代表，介绍国内航空发动机用树脂基复合材料研发和应用方面的主要进展，并提出航空发动机用树脂基复合材料未来发展趋势和重点。总体来讲，国内航空发动机用树脂基复合材料在耐高温性能、抗冲击性能、结构功能一体化、整体制造技术等方面取得突破，并实现在航空发动机风扇叶片、包容机匣、外涵机匣等的批量应用。面向未来航空发动机需求，树脂基复合材料将向耐高温化、高韧化、结构整体化、工艺自动化与智能化、全寿命周期低成本化等方向不断聚焦。

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。

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。

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。

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。

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。

重型燃气轮机（HDGT）高温涡轮叶片的设计寿命通常达到数万小时，其服役环境呈现高应力、长时热暴露及高盐/高硫等复杂介质诱发的热腐蚀耦合特征。本文系统综述了HDGT用定向柱晶（DS）与单晶（SC）镍基高温合金的研究现状与发展趋势。首先，明确了工业燃机“高温前级高性能化、低温后级经济化”的分级用材策略，指出其核心设计逻辑已由追求瞬时极限强度转向保障长期组织稳定性。其次，重点探讨了合金成分设计的演变，分析了以降低Re含量、优化W/Mo配比及提高Cr含量为特征的“低Re设计哲学”，旨在抑制长期服役中拓扑密排（TCP）相的析出并提升环境适应性。随后，针对HDGT叶片尺寸巨大的特点，梳理了大尺寸叶片制备中由尺度效应引发的热-溶质-应力多场协同失稳问题，以及枝晶偏析对服役性能的“组织继承效应”。最后，阐述了长寿命服役下蠕变、疲劳与环境损伤的多机制耦合演化规律，并重点展望了修复延寿技术在全寿命管理中的工程应用，指出其未来发展的核心：在不破坏原有单晶或定向晶体结构完整性的前提下，实现大尺寸叶片表层防护体系的重建与内部退化组织的高效恢复。突破大尺寸复杂结构叶片的铸造良率瓶颈、提升极端工况下的抗热腐蚀能力是当前面临的核心挑战。未来研究应聚焦于力学-环境性能的协同优化及基于物理机理的寿命预测模型，以支撑下一代高参数燃机的研制。

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。

Ti₂AlNb合金作为一种新型高温轻质结构材料，被视为替代镍基高温合金、实现航空发动机关键高温部件显著减重最具潜力的候选材料之一。目前，Ti₂AlNb合金的研制已步入成熟阶段，其在航空发动机领域的应用正加速推进，从实验室材料性能向实际结构服役性能转化的需求日益迫切。本文围绕Ti₂AlNb合金在航空发动机中的应用性能研究现状与发展进行系统综述，在总结该合金的研制进展及其在发动机中的选材分析与应用现状的基础上，归纳出先静子后转子的应用路径及其典型潜在应用对象。进一步从发动机结构完整性要求、强度寿命分析方法工具需求及材料应用综合评价体系构建等方面，系统梳理面向结构应用的Ti₂AlNb合金性能评价需求与重点研究内容。随后，以燃烧室机匣为例，重点阐述Ti₂AlNb合金在典型航空发动机结构件中的应用性能评价研究现状。最后，结合当前研究进展，提出推动Ti₂AlNb合金选材与结构应用性能评价领域未来发展的建议方向：未来应聚焦发动机真实服役工况，系统开展多因素耦合环境下的性能评价，构建组织-性能定量关联模型，发展材料-结构-性能一体化设计方法，为Ti₂AlNb合金在燃烧室机匣等关键构件上的工程化应用提供坚实支撑。

高性能钛基材料因成分-工艺-组织-性能关系的敏感性与复杂性，其研发过程长期受限于高维非线性优化与高试错成本的双重挑战。人工智能（artificial intelligence，AI）作为一项渗透性极强的颠覆性技术，正在为高性能钛基材料这一战略领域引入从经验驱动向模型与数据双轮驱动的研发新范式。本文综述人工智能驱动高性能钛基材料技术（AI+Ti）的最新研究进展，聚焦AI如何针对高性能钛基材料的成分复杂、相变多样、热工艺窗口窄、组织演化路径依赖性强等固有特点，提供新的解决方案。主要内容包括：AI在构建高精度相图-性能预测模型、实现性能目标→微观组织→成分/工艺逆向设计中的突破；在增材制造、热处理等关键过程中，实现从成形控制到组织与性能主动调控的智能升级；以及构建基于数字孪生的服役行为预测框架。在此基础上，进一步剖析AI+Ti领域面临的数据、模型、验证、集成等核心挑战，并展望物理信息机器学习、自主实验平台等未来发展方向。最后，针对知识表示、人机协作模式、工程信任建立等非共识性问题进行讨论，并对该领域的未来发展趋势进行深入阐述：（1）复杂服役环境下的材料性能预测与多尺度耦合；（2）全流程工艺参数的智能协同；（3）钛合金专用物理信息感知模型的构建与演进。AI+Ti已超越工具应用范畴，升维为一场深刻理解并最终驾驭高性能钛基材料认知与范式的变革。

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。

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。

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。

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。

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。

单晶高温合金具有优异的综合性能，在先进航空发动机上获得广泛应用。本文综述了单晶高温合金强化机制与成分设计、定向凝固与晶体生长、固态相变与热处理以及力学行为方面的发展，重点介绍了北京航空材料研究院具有我国自主知识产权的高性能、低成本单晶高温合金的发展，探讨了单晶高温合金的发展方向。

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。

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。

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。

航空座舱透明件是飞机上的关键结构功能件，其制造技术是一项多学科交叉的前沿技术。针对该领域的研究现状，本文系统梳理了先进航空透明材料与透明件技术的发展历程和目前的技术状态，详细总结了航空透明材料、单层及复合结构透明件成型技术、透明件功能膜系及电致变色技术等研究成果，最后，对先进航空透明材料与透明件领域发展趋势进行了展望。

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。

MXene 作为新型二维过渡金属碳/氮化物的典型代表，凭借优异的导电性、可调控的层间距及丰富的表面官能团，在智能电磁领域展现出广阔应用前景。本文围绕 MXene 基复合材料的制备方法、性能调控策略及其在电磁功能材料前沿领域的研究进展展开系统论述。首先，介绍二维 MXene 材料的核心特性，重点分析 MXene 基复合材料的主要制备路径与微观结构特点；随后，深入探讨复合材料的性能调控策略，详细剖析结构设计、表面改性、复合杂化等多维界面协同优化的作用机制；最后，针对当前 MXene 基复合材料面临的环境稳定性欠佳、规模化制备技术受限、多功能协同平衡难度大等核心挑战，提出未来智能电磁材料设计的研究方向，为该类材料在航空航天等高端领域的实际应用提供参考。

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。

先进航空发动机技术的迭代升级对热障涂层的性能提出了更高要求，传统YSZ热障涂层体系已难以满足涡轮叶片的高温、复杂环境服役需求。稀土锆酸盐材料因具备稳定的高温相结构、低热导率、良好抗腐蚀性能等突出优势，成为最具潜力的下一代涡轮叶片热障涂层应用体系。本文系统总结了电子束物理气相沉积（EB-PVD）制备稀土锆酸盐热障涂层的研究进展，全面综述其制备特性、核心性能及失效行为机制，重点阐述了稀土锆酸盐材料的相结构、热导率、热膨胀系数及抗CMAS腐蚀等关键性能特点，深入分析了其多诱因耦合失效行为特征。最后，明确了稀土锆酸盐涂层偏析控制、超低热导与高热膨胀涂层设计的技术发展路径，并展望了其特定CMAS腐蚀机制及多因素关联失效行为模型的后续研究方向。

本文综述了近十余年本课题组在变形高温合金及其制备工艺方面开展的研究工作。一方面为航空航天用变形高温合金，包括用于750 ℃以上的高强度难变形高温合金、兼具结构与功能特性的新一代低膨胀高温合金、高温高强紧固件用变形高温合金等，阐述这些新材料的组织特征与典型性能；另一方面为核反应堆用变形高温合金，介绍耐腐蚀抗辐照的高温核结构材料的研制进展与组织性能特点。同时，介绍变形高温合金细晶均质棒材热挤压开坯工艺、空心薄壁长轴类锻件热挤压成形工艺等先进技术的研究进展。最后，对我国变形高温合金材料研发、工艺技术发展及产业前景进行展望：（1）构建自主正向研发体系；（2）突破全流程稳定化制备技术；（3）拓展跨领域应用；（4）深化返回料规模化再生利用。

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。

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。

TiAl合金具有低密度、优异的高温力学性能等优点，可替代镍基高温合金应用于航空发动机转子叶片，一方面可以降低叶片质量，另一方面可以减小叶片转动过程中产生的离心力，有助于盘、轴优化设计，实现航空发动机结构减重。至今TiAl合金的发展已历经三代，第一代TiAl合金未获得应用，美国研发的第二代TiAl合金4822、45XD合金已获得工程应用，采用铸造工艺制备了多种航空发动机低压涡轮叶片，叶片长时使用温度为650 ℃。目前，国内外研发出了多种第三代TiAl合金，包括TNM、TNB、G8等，合金在750 ℃具有较好的综合力学性能，第三代TiAl合金在航空发动机领域尚未获得工程应用。本文回顾了航空发动机用TiAl合金的发展历程，简要总结了锻造TiAl合金中固溶强化、沉淀强化元素的种类，评述了锻造TiAl合金组织性能、熔炼工艺、热加工工艺以及应用等方面的研究历程与现状，分析了三相、双相锻造TiAl合金的特点，阐述了两种第三代锻造TiAl合金长时高温暴露后组织、性能演变情况，为航空发动机设计人员对第三代锻造TiAl合金选材提供参考。

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。

难熔高熵合金以其优异的高温性能在航空航天领域有着广泛应用。本工作采用多丝电弧增材制造工艺制备Ta_1.5Mo_1.5Nb_0.5Zr₂Ti难熔高熵合金，基于金相显微镜（OM）和高速相机等设备，探究基值电流、峰值电流和占空比对成形质量的影响规律，得到制备Ta_1.5Mo_1.5Nb_0.5Zr₂Ti合金的最佳工艺参数（基值电流100 A，峰值电流300 A和占空比35%）。金相表征显示，制备零件具有良好的成形质量，其未熔面积占比低于10%，孔隙率小于0.5%。为了解决不同丝材之间的熔点差异，采用热丝技术辅助高熔点Ta/Mo丝材的熔化。基于四丝同步非连续性液桥过渡形成共同熔滴的热力学机制，建立“单液滴预合金熔滴”的过渡模式。在该熔滴过渡模式下所沉积的零件宏观形貌良好，且具有较少的内部缺陷。通过熔滴受力分析，提出考虑重力、电磁力、等离子流力等关键因素的力学模型。本研究可为多丝电弧增材制造难熔高熵合金的制备提供工艺理论基础。

3D打印技术作为一种新兴的成形技术逐渐走向成熟并有望取代传统热压注成型技术，成为目前制造航空涡轮叶片用陶瓷型芯的重要方法。然而，3D打印制备的陶瓷型芯由于其层状结构与气孔定向排列，导致烧结收缩率及强度等力学性能表现出显著的方向性差异，这种差异性行为严重限制其生产应用，成为目前亟待解决的问题。本文针对 3D 打印的陶瓷型芯存在的各向异性问题，系统总结各向异性表现形式，揭示其形成机理，明确了其评判标准，并总结出其调控策略。最后，从材料体系创新、工艺优化、综合性能调控、多技术融合与智能化等方面展望未来研究方向，为3D打印陶瓷型芯的高性能化与规模化应用提供了理论支撑。

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。