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美国通用电气航空公司（简称GE公司）自20世纪80年代开始预浸料-熔渗工艺SiCf/SiC复合材料的研发，组织数百名科学家和工程师，历时30年、累计投入近15亿美金，最终实现了该材料在发动机领域的成功应用与商业化。本文详细阐述了GE公司预浸料-熔渗工艺SiCf/SiC复合材料螺旋式的发展历程，聚焦其在燃气轮机和航空发动机热端部件领域的创新实践，通过多个典型热端构件研发的案例分析，揭示了GE公司以“需求牵引-技术验证-工程迭代”为核心的研发范式，并深度解构了GE公司的7FA发动机涡轮外环组件跨越10年的渐进式设计迭代路径，层层解构其服役失效逆向反馈与正向设计牵引的协同优化逻辑。针对国外发展现状，本文进一步解读了GE公司通过垂直整合制造链，引入数字孪生工艺优化，建立机器学习检测体系，构建“材料-工艺-检测”三位一体的技术壁垒。GE公司发展经验表明，技术突破需兼顾长期基础研究与敏捷工程迭代，国内应通过技术体系革新，以典型构件为牵引，建立“设计-制造-考核”闭环的研发流程，建立多学科平等协同机制。强化基础能力，依托高校和国家级研发中心开展机理研究，实施热-力-化学多场耦合约束下的多维度协同优化，尽快推进产业生态构建，整合零散资源，搭建“产学研”快速验证平台。提早布局数字化赋能，实施全链条数据采集与AI嵌入。最后通过深度凝练外在相关技术领域的成功经验，结合国内实际情况，提出了涵盖“基础研究-中试验证-标准建设-产业协同”的自主化发展路线图，旨在为国内高推重比航空发动机用陶瓷基复合材料技术攻关提供方法论层面的战略参考。
金刚石颗粒增强金属基复合材料同时具备金属和金刚石的优良特性，作为功能材料、耐磨材料等在众多领域有着重要应用。增材制造技术为金属/金刚石复合材料复杂构件的直接成形提供新途径，极大地增加构件设计的自由度。本文基于常用于制备金属/金刚石复合材料的激光选区熔化、激光熔覆、冷喷涂等几种典型增材制造技术，从粉末原料和成形过程的主要技术难点、应用场景等方面，介绍增材制造金属/金刚石复合材料的研究进展。着重讨论成形过程中金刚石飞溅及石墨化的产生原因、影响及主要解决方法，最后总结增材制造金属/金刚石复合材料面临的挑战和未来发展方向。面临的挑战主要表现在增材制造过程中，出现金刚石飞溅、金属与金刚石颗粒界面控制、金刚石石墨化、金刚石颗粒破损等问题。其中，需要解决的问题侧重于优化成形工艺，实现复合材料致密性、界面结合、金刚石防护等几方面协同控制。
开展激光熔覆Inconel 625（IN625）合金动态剪切力学特性及微观结构演化规律的研究，可以为材料力学性能优化提供理论指导。采用分离式霍普金森压杆（SHPB）对激光熔覆IN625合金开展不同环境温度（20、600、800 ℃和1000 ℃）和加载应变率（40000、60000 s−1和80000 s−1）下动态剪切实验，获得动态剪切应力-应变关系。结合扫描电镜（SEM）和电子背散射衍射（EBSD）对加载前后材料的微观形貌和晶体结构进行表征。结果表明：激光熔覆IN625合金应变率强化效应和温度软化效应显著，高温下温度软化效应主导材料力学行为。相比于未加载试样，常温动态剪切实验使材料呈现明显的剪切织构，位错密度升高，平均晶粒尺寸减小，小角度晶界占比由29%增至85%。与常温加载相比，高温动态剪切实验使材料晶体择优取向强度和位错密度均降低，平均晶粒尺寸进一步减小，小角度晶界占比由85%降至73.5%。
以不同P元素含量的GH4738合金为研究对象，利用扫描电镜、透射电镜、EBSD技术以及分子动力学模拟研究高温持久载荷下不同P含量对GH4738合金持久性能的影响机理。持久实验表明，P添加量从0.004%（质量分数，下同）增加至0.0091%时，合金的持久寿命增加；继续添加P元素，合金持久性能下降。微观分析及分子动力学模拟结果表明，P倾向偏聚于晶界，可以增加晶界的内聚力及结合能，同时与晶界碳化物共同影响GH4738合金的持久性能。P元素含量从0.004%增加至0.0091%时，晶界析出的M23C6碳化物由少量且离散分布的状态逐渐增加并呈不连续链状分布，持久变形时晶界碳化物对位错的钉扎作用增强，能有效地抑制位错运动，此时合金的持久性能较高。但当P含量进一步增加至0.019%时，晶界M23C6碳化物有连接成片的趋势，合金持久性能降低。
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。
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]（Mo0.08Si0.4Nb0.1Ta0.32W0.14Sn0.96Zr1）}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]（Mo0.125Si0.5Nb0.125Ta0.5W0.25Sn0.5Zr1）}（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。
分析目前国际燃气轮机制造商和维修商常用的3种Al含量高于8%（质量分数） 的MCrAlY金属黏结层对HVOF-MCrAlY+APS-纳米结构YSZ（nYSZ）热障涂层在室温至1150 ℃之间的热循环行为的影响。HVOF-A386-2.5+APS-nYSZ的平均热循环寿命最高，HVOF-A9624+APS-nYSZ的平均热循环寿命最低，但是三者差别并不十分明显。3种HVOF-MCrAlY+APS-nYSZ热障涂层在热循环环境中的失效方式与传统的HVOF-MCrAlY+APS-YSZ（mYSZ）的失效方式完全相同，主要是由于nYSZ/mYSZ和mYSZ/mYSZ界面开裂引起在靠近APS-YSZ/HVOF-MCrAlY界面的APS-nYSZ层中的裂纹扩展与合并。HVOF-A9624表面的TGO生长速率最高，HVOF-A386-2.5表面的TGO生长速率最低，但是三者差别并不明显。由此可知，可以通过以下方式改善HVOF-MCrAlY+APS-nYSZ热障涂层热循环寿命：增加HVOF-MCrAlY的表面粗糙度以改善APS-nYSZ/HVOF-MCrAlY界面的结合强度；提高APS-nYSZ层中的YSZ/YSZ界面的结合力以避免YSZ/YSZ界面和APS-nYSZ外表面的开裂；控制HVOF-MCrAlY中的Al含量、添加适量能够减缓扩散速率的合金元素，以降低TGO生长速率和防止生成大量的CSN混合氧化物，或能减缓热障涂层中的裂纹扩展。
采用多巴胺预沉积结合化学镀银的方法，在四针状氧化锌晶须（T-ZnOw）表面实现纳米银负载，制备银锌复合防霉剂。研究多巴胺沉积时间以及银氨溶液浓度对T-ZnOw表面镀银效果的影响，确定最佳的改性条件。银锌复合防霉剂与耐高温型有机硅密封剂并用后，可以将有机硅密封剂的防霉等级从2级提升至1级，并且不会影响密封剂本身的耐热性能及粘接性能。此外，密封剂老化后的防霉等级仍能达到1级，说明银锌复合防霉剂具备良好的热稳定性。
陶瓷基复合材料（ceramic matrix composites，CMC） 作为一种优异的高温结构材料，在航空发动机领域得到了广泛应用。目前，依据GJB 10311—2021的双切口面内剪切实验方法存在明显局限性：切口位置处的应力集中效应导致标距区平均剪切应力计算结果偏高，使得面内剪切模量测试结果与V形缺口剪切实验偏差可达30%。为此，本工作将数字图像相关方法（DIC）与双切口剪切实验相结合，开发一种面内剪切力学性能测试的新方法。为消除切口处应力集中的影响，提出采用有限元模型修正技术（finite element model updating，FEMU），利用DIC实测标距区内面内平均剪切应变与数值计算应变之间的方差构造目标函数，迭代获得材料的面内剪切模量。为便于工程应用，通过优化试样切口深度，实现单次实验即可获得材料的面内剪切模量和面内剪切强度，并采用SiC/SiC正交层合陶瓷基复合材料进一步验证了该实验方法的可行性和测试结果的可靠性。结果表明：该实验方法可同时准确测定陶瓷基复合材料的面内剪切模量和强度，测试结果与V形缺口实验结果偏差小于5%。相较V形缺口剪切实验，该方法实验工装和试样尺寸更小，更适用于高温面内剪切实验。SiC/SiC复合材料面内剪切应力-应变存在典型的屈服点，且屈服后剪切行为表现出典型的线性应变强化特征。
针对FGH96合金带孔平板在600 ℃下开展疲劳实验研究，采用黏塑性本构模型计算FGH96合金带孔平板的应力和非弹性应变分布情况，结合扫描电子显微镜（SEM）对疲劳断口的微观形貌观察分析疲劳失效机理。基于SEM观测结果和FGH96合金带孔平板的几何特征，定义临界疲劳损伤参数和应力集中因子，并对连续损伤力学（CDM）模型进行修正。研究结果表明，相较于传统的疲劳寿命预测方法，考虑临界疲劳损伤和应力集中因子的改进CDM模型对FGH96合金带孔平板的疲劳寿命具有更高的预测精度，预测结果均位于实验结果的±2倍分散带以内。
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。
