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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

基于GH738高温合金变形温度和应变速率分别在980～1100 ℃和0.001～0.1 s⁻¹范围的热压缩实验，计算变形激活能Q、温度补偿应变因子lnZ、功率耗散效率η和失稳因子$ \xi (\dot{\varepsilon })$，建立以热变形工艺参数为输入变量，Q、lnZ、η和$ \xi (\dot{\varepsilon })$为输出目标的响应面模型，实现合金热变形工艺参数优化。结果表明：合金流动应力对热变形工艺参数非常敏感，热变形工艺参数对Q、lnZ、η和$ \xi (\dot{\varepsilon })$影响较大，建立的响应面模型具有较高预测精度，其平均绝对相对误差分别为0.494%、0.564%、0.919%和13.484%。基于低Q和lnZ以及高η和$ \xi (\dot{\varepsilon })$的多目标优化，获得的最佳变形工艺参数窗口为变形温度和应变速率分别在1092～1100 ℃和0.001～0.0056 s⁻¹，通过微观组织观察证实该多目标优化结果的正确性。

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。

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。

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。

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。

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。

随着航空发动机涡轮前温度的不断提升，研发新一代航空发动机涡轮叶片用单晶高温合金及其热防护涂层迫在眉睫。为了满足航空发动机复杂的服役环境对高温结构材料综合性能提出的严苛要求，在材料集成计算工程与材料信息学的推动下，近年来国内外逐步开展了单晶高温合金与热防护涂层的智能设计研究，以提高研发效率、降低研发成本。本文重点综述多尺度计算模拟与机器学习方法在推动新型单晶高温合金与热防护涂层设计上的最新研究进展，确证了多尺度计算模拟为揭示单晶高温合金强韧化机理与热防护涂层抗氧化、阻扩散机制所提供的有效理论支撑，展现机器学习在构建高温结构材料“成分-组织-性能”内禀关系上的可靠性与巨大潜力，为新一代高承温单晶高温合金与热防护涂层提供了智能高效的快速研发新路径。

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。

单晶高温合金的薄壁效应是指当试样、零件厚度小于1 mm时，其持久寿命减少、蠕变速率增加以及其他力学性能发生显著衰减的现象。随着先进航空发动机单晶叶片零件内部冷却结构的发展，其部分区域结构厚度的减小使其属于典型的薄壁结构，因此在设计与制造叶片的过程中将薄壁区域的薄壁效应纳入考量具有重要工程意义。蠕变性能是航发叶片单晶高温合金材料最重要的性能之一，本文总结了单晶高温合金蠕变性能薄壁效应方面的研究以及薄壁效应研究中发展的先进实验设备。引起蠕变性能薄壁效应的机制包括氧化作用相对增强、各向异性效应更加显著、微观组织的变化、缺陷的萌生与运动方式变化，对蠕变薄壁效应产生影响的因素则有实验条件（温度、应力等），加工方式（直接铸造，机械加工），几何外形（矩形截面、环形截面、打气膜孔）。对单晶高温合金薄壁效应的研究属于工程应用范畴，薄壁件作为“积木式”验证评价技术中“元件级/模拟件级”的一环，在服役环境或近服役环境条件下研究薄壁效应就使得研究结果更具有应用价值，为此，国内外发展了各式各样的实验设备平台用于模拟叶片在发动机内的某一个或几种耦合服役条件（高温、高压、腐蚀/冲蚀、离心加载）。未来薄壁效应的研究应当在更接近实际服役条件下进行，即按实际叶片制造工艺制备实验试样，并在模拟服役环境设备上进行实验。

采用SEM和EBSD显微分析手段研究镍基变形高温合金GH4065A熔焊焊点的缺欠组织，并对比研究无焊点、有密排焊点和疏散排布焊点3种GH4065A带中孔薄板试样分别在低周和低高周复合疲劳载荷下的寿命差异和断裂方式差异。结果表明：焊点组织中存在未熔合孔洞、凝固裂纹和液化裂纹，是导致含焊点试样低周和低高周复合疲劳寿命大幅下降的主要熔焊缺陷。这些熔焊缺陷的存在使得疲劳裂纹从无焊点试样的中孔内表面处转为在焊点处优先形成，导致700 ℃/700 MPa低周疲劳寿命的下降幅度可达44%～83%。在600 ℃和700 ℃低高周复合载荷（静应力700 MPa+动应力100 MPa）下，熔焊缺陷不仅使得裂纹源从中孔内表面处转为在焊点处优先形成，也改变了裂纹扩展方式，增大了沿晶扩展倾向。这使得低高周复合疲劳寿命在两种温度下均大幅下降超过85%。由于密排焊点因距离中孔结构更近，密排焊点试样低周疲劳寿命低于疏散排布焊点试样，但这种焊点情况差异对低高周复合疲劳寿命的影响不大。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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GH5188高温合金异形件表面制备了铂铱薄膜热电偶，并将薄膜热电偶放置于焰流台，测试高温合金异形件表面的瞬态温度。经过高温高速焰流灼烧四个循环，总测试时长达到8700 s后，铂铱薄膜热电偶仍可以稳定获取温度数据。这次实验的成功，说明铂铱薄膜热电偶向工程化应用迈出了重要一步。项目团队瞄准薄膜热电偶工程化应用，研究了薄膜制备技术、界面调控、集成制备及信号与系统等内容，突破了13项关键技术，实现了铂铱薄膜热电偶的工程应用。该项实验的突破使得国内在叶片模拟服役条件下具备测温能力。

使用TWL12+TWL20无机盐铝涂层喷涂于镍基粉末高温合金表面，采用XRD、SEM、EPMA和TEM研究无机盐铝涂层与粉末高温合金经700、750、800 ℃高温氧化后的组织变化。结果表明：高温氧化后涂层表层结构出现剥落，涂层中的铝与基体合金发生扩散，形成由氧化区、扩散区、互扩散区组成的过渡层，其中氧化区为最外层，该区域主要富集O、Al元素，形成Al₂O₃层；随之的扩散区主要含有Ni、Al元素，形成NiAl相及在其中弥散分布的α-Cr相；最后是富集Ti、Cr、Co、Ta等元素的互扩散区，存在于扩散区与基体之间，主要由Ni₂AlTi相基体及在其中弥散分布的σ相组成；分析表明过渡层厚度随着氧化温度升高而变化，主要表现为互扩散区宽度增加，扩散区中的α-Cr相与互扩散区的σ相尺寸增大，且σ相沿垂直过渡区方向生长的趋势加剧；氧化增重曲线表明，涂层表层结构脱落后，过渡层在750、800 ℃高温氧化过程中表现出良好的抗氧化性能，说明TWL12+TWL20无机盐铝涂层具有为航空发动机用先进粉末高温合金提供高温氧化涂层保护的潜力。

研究DD6单晶高温合金在700 ℃、R=0.05条件下的低周疲劳性能，采用扫描电镜观察断口形貌和断裂组织，分析疲劳裂纹萌生、扩展及断裂机制。结果表明：随着应变幅增加，合金的低周疲劳寿命降低，合金在非对称循环载荷条件下具有良好的低周疲劳性能，不存在过渡寿命，低周疲劳过程中弹性应变起主要作用，塑性变形量极小。随着总应变幅的增加，塑性变形损伤增加；疲劳断口由疲劳源区、裂纹扩展区和瞬断区三部分组成，所有试样断裂机制均为类解理断裂。疲劳裂纹萌生于试样的表面、亚表面或远离表面的显微孔洞，远离表面起裂断口呈现“鱼眼”特征。裂纹先沿与主应力轴垂直方向扩展，然后沿{111}平面扩展，裂纹扩展区有典型的疲劳条带、解理台阶、河流状花样特征，瞬断区有解理平面、滑移带、撕裂棱特征；断裂组织分析表明远离断口处γ′相仍保持立方状形态，断口附近的γ′相发生了塑性变形，断口附近可见滑移带，二次裂纹沿滑移带形成。

采用引晶技术制备了大尺寸双联镍基单晶涡轮导向叶片。利用高速凝固法（high rate solidification，HRS）进行单晶叶片定向凝固，并对单晶叶片进行宏观腐蚀，揭示叶片单晶完整性。通过扫描电镜、电子背散射衍射（EBSD）技术及高温持久实验，评估单晶叶片实际性能。同时，利用有限元模拟软件ProCAST对单晶叶片的定向凝固过程进行数值模拟及分析。结果表明：采用引晶技术可有效避免杂晶缺陷的形成，并可成功制备单晶完整性良好的大尺寸双联涡轮导向叶片，但在Vane 1叶片主晶与引入晶体之间仍会形成角度分别为1.5°和2.7°小角度晶界（LABs）缺陷；LABs使得单晶叶片的高温持久性能虽稍有降低（寿命损失小于15%、断后伸长率损失小于7%），但仍可满足叶片的服役性能。根据ProCAST软件对大尺寸双联单晶导向叶片凝固过程的模拟结果得知，设置引晶结构后，叶片的原始凝固路径得到了优化，叶片前缘位置的过冷条件得到了改善，杂晶缺陷的形核概率得到了降低，有效避免了杂晶缺陷的形成。

采用表面粗糙度仪、X射线残余应力测试仪和显微硬度计分别对试样表面粗糙度、表面残余应力分布和硬度梯度等表面完整性参数进行表征，研究不同表面完整性状态对K4169合金缺口旋弯试样高温疲劳寿命的影响规律。结果表明：相比未喷丸试样，喷丸试样在632 ℃、450 MPa条件下的中值疲劳寿命提高了10.2~43.9倍；喷丸后疲劳源数量降至单个，疲劳源萌生位置由表面转移至次表层。喷丸试样表面形成了高幅值的表面残余压应力（–941~–1023 MPa），并产生了一定深度的硬化层（0.10~0.32 mm），较大的喷丸强度获得了较大的硬化层深度；喷丸消除了试样表面加工刀痕，并显著降低了表面应力集中系数；喷丸改善了试样表面完整性，是疲劳寿命提升的主要原因。

以具有空心气冷结构涡轮叶片用第二代镍基单晶高温合金DD6为研究对象，研究试样厚度对其超高周疲劳性能的影响。基于有限元方法结合实测设计了工作段厚度为0.5 mm的超高频振动疲劳薄壁试样，实测一弯共振频率达到1425 Hz左右，采用电磁振动台开展超高周疲劳实验，获取最高至10⁹周次的疲劳S-N曲线，并开展与标准旋转弯曲疲劳、标准振动疲劳实验数据的对比分析。结果表明：DD6单晶高温合金的疲劳强度在10⁷~10⁹周次范围内下降约25%，薄壁试样高周疲劳强度和同材料标准旋弯疲劳强度基本一致，略低于标准振动疲劳强度；薄壁试样的裂纹在危险截面的表面萌生，呈线源特征，疲劳扩展区存在两个扩展平面，呈现类解理特征。

利用悬挂法研究不同直径石英玻璃柱型芯在单晶高温合金定向凝固过程中的蠕变变形特征。采用扫描电镜 （SEM） 观察蠕变型芯表面及径向组织，利用能谱（EDS）分析蠕变型芯表面产物成分，使用XRD方法确定其表面反应产物。结果表明：随定向凝固时间的延长，玻璃柱型芯蠕变变形量增加；随型芯直径增大，蠕变变形量降低；蠕变时间60 min、直径0.5 mm的石英柱变形最严重，平均变形量为30 mm、直径2.0 mm的石英玻璃柱最轻，平均变形量只有24 mm；高温与高真空环境下，定向炉内的C颗粒粉末及合金中挥发的Al会沉积到石英玻璃柱型芯表面，玻璃柱型芯表面与C及Al发生界面反应并形成表层疏松组织层，反应产物所占型芯体积分数导致了不同直径石英玻璃柱型芯的蠕变量不同，随反应产物体积分数的增加，玻璃柱型芯蠕变变形量线性增大。

采用高纯度W箔中间层复合AgCuTi活性钎料对镍基高温合金（GH4169）与Si₃N₄陶瓷进行连接，系统研究接头的微观界面结构以及钎焊温度对GH4169/Si₃N₄钎焊接头组织和力学性能的影响。结果表明：采用AgCuTi+W复合钎料可实现GH4169/Si₃N₄钎焊接头的有效连接，其接头组织成分为GH4169/TiNi₃+TiCu+TiCu₂+Ag(s, s)+Cu(s, s)+W+TiN+Ti₅Si₃/Si₃N₄；钎焊温度对接头组织和力学性能有显著影响。当钎焊温度较低时，液态钎料中的Ti元素扩散到陶瓷与钎料界面的较少，没有形成明显的反应层；当钎焊温度增加到880 ℃时，Ti元素富集在陶瓷侧反应生成厚度为2 μm的TiN和Ti₅Si₃反应层，此时接头的剪切强度最高，达到190.9 MPa。随着钎焊温度的升高，脆性化合物增多，使接头的力学性能大幅降低；断口结果表明在剪切过程中，裂纹在中间层萌生，后扩散至Si₃N₄陶瓷基体内，最终在Si₃N₄母材内发生断裂。