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。

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。

采用钛合金碰撞摩擦点燃装置，将TC4钛合金转杆与TA7等钛合金碰摩试样进行碰撞以及持续摩擦，结合SEM等微观分析，对TA7和TC11钛合金抗点燃性能及产物进行研究，并得出了在这一特殊摩擦条件下的实验结果。研究结果表明：摩擦接触压力P_f和燃烧室压力P可作为有效的实验参数评价钛合金的碰摩点燃过程；根据P_f-P绘制的3种钛合金临界点燃曲线均呈线性规律，抗点燃性能：TC11 > TA11 > TA7；对碰摩点燃后的钛合金进行微观组织分析表明，钛合金燃烧反应区包括燃烧产物区（CPZ）、氧化物区（OZ）、热影响区（HAZ）以及摩擦产物区（FPZ）共4个区域；TC11点燃后形成的多层结构Al₂O₃有利于阻止Ti、O等元素互扩散，是其具有更优异抗碰摩点燃性能的主要原因。

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。

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。

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。

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。

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。

连续SiC纤维增强钛基（SiC_f/Ti）复合材料具有比强度高、比模量高、耐高温等特点，在航空航天领域具有重要的应用前景。本文总结了SiC_f/Ti复合材料的应用、制备、性能调控和检测技术，并提出了SiC_f/Ti复合材料未来需要突破的瓶颈问题。SiC_f/Ti复合材料单向性能优异，在环类转动件（叶环、涡轮盘等）、杆件（涡轮轴、连杆、紧固件等）以及板类构件（飞机蒙皮等）具有明显应用优势。常用的SiC_f/Ti复合材料的制备方法有箔压法和基体涂层法，箔压法适合制备板类结构件，基体涂层法适用于缠绕形式的结构件，如环、盘以及杆等。SiC_f/Ti复合材料的性能主要取决于SiC纤维、钛合金基体以及纤维/基体界面。SiC纤维微观结构和性能对制备工艺具有较强的敏感性，通过反应器结构和沉积条件调控获得性能稳定的SiC纤维是研究重点之一。钛合金基体可通过物理气相沉积的方法涂敷到纤维表面，制备出钛合金先驱丝，这是后续制备出高质量构件的关键。界面微观结构、热稳定性、力学性能与纤维表面的涂层密切相关，因此涂层种类和结构调控是SiC_f/Ti复合材料的界面性能调控的重要手段。SiC_f/Ti复合材料的应用促进了无损检测技术的发展，由此研究者开展了超声检测、X射线检测和声发射等在复合材料检测上的基础研究。为了实现SiC_f/Ti复合材料的广泛应用，未来还需要在复合材料结构设计、低成本制造、失效分析与寿命预测等方面开展进一步的研究工作。

高超声速飞行器等航空装备的快速发展对钛合金综合性能及应用水平提出更高要求。采用传统热工艺技术制备钛合金的性能已经接近或达到理论极限。传统技术很难大幅提高钛合金的综合性能，探寻石墨烯技术改性钛合金成为一个重要发展方向。然而，钛合金中石墨烯的界面反应控制难度大，如何获得具有良好结合强度的石墨烯/钛界面是石墨烯增强钛基复合材料性能提升的基础与关键。本文在分析制约石墨烯增强钛基复合材料发展系列问题基础上，重点介绍石墨烯增强钛基复合材料微观组织、界面特征以及静态/动态力学性能、摩擦磨损、抗氧化性能和石墨烯强韧化机理等方面的研究进展，探讨现阶段解决石墨烯增强钛基复合材料分散均匀性、界面结合性和组织致密性的方案和优缺点，最后指出该类型材料在界面调控、大规模制备和性能稳定性等方面技术面临的挑战，并提出该类型材料发展应与理论计算技术、先进制备技术和特种功能应用相结合，深化界面优化设计和可控制备，拓宽应用领域。

利用SHPB装置研究高应变速率下TC17和TC4合金锻件的动态力学性能，并利用OM、SEM和EBSD分析两种合金的绝热剪切行为。结果表明：随着应变速率的增加，两种合金的强度均呈现出升高趋势，表现出应变速率强化效应；与TC17合金相比，TC4合金在相同应变速率下具有更大的塑性应变和动态吸收能；TC17合金经β锻造后获得网篮组织，板条状α相和残余β相形成了大量的相界面，增加了绝热剪切带（ASB）的形成位置，且ASB在扩展过程中容易出现分叉现象；TC4合金经α+β锻造后具有双态组织，等轴状初生α相具有较好的延展性，提高了合金的动态塑性变形能力，合金中排列较规则的片层状次生α相导致相界面减少，ASB的数目较少且难以分叉；在动态压缩中断条件下，TC17合金中ASB的萌生时刻早，萌生孕育能低；TC17合金的绝热剪切敏感性高于TC4合金，且两种合金的绝热剪切敏感性均随着应变速率增加而升高。

针对航空发动机叶片前缘外物损伤（foregin object damage，FOD）后疲劳性能严重下降的问题，采用激光冲击/机械喷丸复合强化对TC4钛合金薄壁试样进行表面处理。采用X射线衍射测量复合强化前后试样表面残余应力梯度分布；通过硬度计预制不同形状的凹坑在试样表面引入FOD，利用电磁振动台测试处理前后TC4钛合金薄壁试样的高周一阶振动疲劳寿命；通过扫描电镜分析疲劳断口形貌；采用有限元动力学数值仿真模拟FOD前后试样表面残余应力分布演化规律，揭示了复合强化层对FOD缺口疲劳性能的影响机制。结果表明：相比未强化的FOD和无FOD试样，复合强化FOD试样的平均疲劳寿命分别提高了370%和60%；复合强化后试样表层形成的深层残余压应力场（厚度500 μm）是提高FOD试样疲劳寿命的重要原因。

连续SiC纤维增强钛基复合材料（SiC_f/Ti复合材料）具有良好的比强度和综合力学性能，是新一代装备研制备受关注的轻质高温结构材料。SiC_f/Ti复合材料可采用箔压法（FFF）和基体涂层法（MCF）进行制备，为对比两种工艺方法对其界面反应生长的影响，采用FFF和MCF分别制备SiC_f/TC17复合材料。对两种工艺制备的SiC_f/TC17复合材料在高温下（800~900 ℃）进行热暴露处理，通过扫描电镜对其微观结构及界面反应层厚度进行分析，获得界面反应层在高温下的生长速率，并进一步获得不同制备工艺状态下材料的界面反应动力学参数。结果表明：相同温度下MCF法制备的SiC_f/TC17复合材料界面反应速率大于FFF法制备的复合材料，前者的反应速率因子k₀为4.942×10⁻³ m/s^1/2，反应激活能Q为276.3 kJ/mol，后者的界面反应速率因子k₀为8.149×10⁻³ m/s^1/2，反应激活能Q为291.7 kJ/mol。这是由于MCF法制备的钛合金基体具有更微小的相组织，具有较小的反应激活能，在高温下具有更高的元素扩散速率。

高速切削是实现钛合金等难加工材料高效、高质量加工的有效技术方法。钛合金高速切削加工过程具有高温、高应变和高应变率的热力强耦合非线性动态特征。为了准确描述高速切削时钛合金动态力学行为，对钛合金动态本构模型的研究进行综述。以钛合金Ti-6Al-4V为研究对象，从唯象模型和物理学模型的角度，分析了Johnson-Cook模型、Zerilli-Armstrong模型、Bammann模型的适用条件及优缺点。经综合比较，选取Johnson-Cook模型开展进一步探究，并且基于温度影响和竞争机制影响对Johnson-Cook修正模型进行分类，Johnson-Cook修正模型的预测精度与经典模型的预测精度相比均有所提高；同时提出可将构建唯象-物理学复合本构模型作为探究钛合金动态本构模型的重点方向，采取实验与计算机同步方法得到本构模型参数的最优解，从而提高动态本构模型的预测精度。

利用拉伸试验机研究不同应变速率对TC17和TC4钛合金锻件力学性能的影响，并利用Vickers硬度计、OM、SEM、EBSD等对两种钛合金的维氏硬度、变形组织以及断口形貌进行研究。结果表明：随着应变速率的增加，两种钛合金的强度升高而伸长率降低，均表现出正流变应力的应变速率敏感性，且应变速率敏感性系数随真应变增加呈现下降趋势；在相同应变速率下，除合金元素的固溶强化外，TC17钛合金网篮组织中板条状α相与残余β相交错排列，导致相界面多，位错容易在相界面塞积且位错运动的平均自由行程较短，合金的强度较高；另外，微孔易在相界面处大量形核，导致断口韧窝尺寸较小且数目较多，合金的塑性较差；TC4钛合金双态组织中等轴初生α相具有较好的协调变形能力，且β转变组织中的次生α相排列较为规则，导致相界面较少，降低了对位错运动的阻碍作用，韧窝尺寸较大且数目较少，合金的强度较低而塑性较好。

Ti-6Al-4V是目前应用最广泛的钛合金，但其铸态强塑性不足。本研究设计思想基于Ti-6Al-4V合金双团簇成分式α-{[Al-Ti₁₂]（AlTi₂）}₁₂+β-{[Al-Ti₁₄]（V₂Ti）}₅：首先通过改变β相团簇式个数为2，使合金成分偏向α-Ti，其次增加β相团簇式中V原子个数至3，提高了β-Ti结构单元稳定性，然后用不同个数Zr（x = 1、2、3、5）替代β相团簇式中Ti，最后得到了团簇式α-{[Al-Ti₁₂]（AlTi₂）}₁₅-β-{[AlTi_14-xZr_x]V₃）}₂，设计了Ti-（6.64~6.82）Al-（2.42~2.35）V-（1.44~7.02）Zr （质量分数/%）合金，采用非自耗真空电弧炉熔炼制备合金铸锭，并用真空铜模吸铸成合金棒材，进而对不同合金样品进行显微组织表征和拉伸测试。结果表明：合金均由α'相马氏体组成，其形貌由针状魏氏逐渐转为网篮组织，其中Ti-6.64Al-2.35V-7.02Zr （Zr含量最高）合金为网篮组织，具有最佳的力学性能，屈服强度σ_YS为806 MPa，抗拉强度σ_UTS为963 MPa，伸长率δ为5.9%，相比于相同状态下Ti-6Al-4V合金，分别提高了23%、19%、51%；比强度和比硬度分别为217 kN•m/kg和0.71 GPa•cm³/g，相比于Ti-6Al-4V合金分别提高了18%和10%。

电弧熔丝增材制造技术（wire arc additive manufacturing，WAAM）是一种高沉积效率的增材制造技术，采用逐层堆积的方式制备多种高性能的金属结构件，针对航空装备的大型、中等复杂的铝合金、钛合金WAAM成形技术的研究获得广泛关注。本文对WAAM技术定义、技术分类、成形系统及原理进行论述，综述了近年来国内外航空航天领域WAAM成形铝合金、钛合金的组织特性、冶金缺陷及质量改善、典型构件技术应用等方面的研究进展，分析了目前航空装备的大型、中等复杂构件WAAM成形技术所面临的关键共性问题，并提出了2035年WAAM成形技术路线规划图。