镁合金作为最轻质的结构材料，在电子产品及汽车工业领域具有广泛的应用前景。相比于非稀土镁合金，稀土镁合金具有强度高且高温性能好的优点，而成为研究热点之一。本文重点介绍了高稀土含量镁合金和低稀土含量镁合金的强韧化方法。高稀土含量的镁合金可以调控三角分布的棱柱面片状析出相β'，阻碍位错滑移，提高合金强度。低稀土含量的镁合金可以采用表面机械研磨处理方法得到表面含有纳米晶中心含有孪晶的梯度组织，利用细晶强化和孪晶强化提高合金强度。

结合飞机起落架设计思想和需求，介绍国内外飞机起落架用钢的应用及研究进展，总结起落架用钢的应用特点和思路，对比国内外飞机起落架用钢的差距。目前飞机起落架用钢已经形成了低合金超高强度钢和高合金超高强度钢并用的材料体系，建立了完整的抗疲劳制造技术体系。我国起落架用超高强度钢的研制和应用处于国际先进水平。分析讨论了飞机起落架用超高强度钢的发展方向。

对相同铺层比例、不同厚度的A，B，C三组T800级碳纤维复合材料层板进行多种冲击能量的冲击实验，测试冲击后凹坑深度、剩余压缩强度及压缩破坏应变等性能。结果表明：复合材料的冲击能量-凹坑深度曲线和凹坑深度-剩余压缩强度曲线均存在拐点，A组拐点位置为0.70 mm，B组拐点位置为0.76 mm，C组拐点位置为0.45 mm，均小于目视勉强可见冲击损伤（BVID）对应的凹坑深度（1.3 mm)；同一铺层比例下，复合材料层合板厚度越大，其抗冲击损伤性能越好。

采用超音速气体雾化制备AlSi10Mg粉末，粉末经分级后通过激光选区熔化制成试块。利用金相显微镜、扫描电子显微镜、X射线衍射仪研究粉末和试块的微观组织、组成相及演变情况，通过拉伸实验测试试块的室温拉伸性能。结果表明，AlSi10Mg粉末粒径分布符合激光选区熔化工艺要求，粉末呈球形或类球形。粉末组织细小均匀，主要由α（Al）基体和（α+Si）共晶组成。试块熔池形貌清晰可见，组织均匀、致密，其致密度达到99.5%；该组织中仅存在α（Al）和极少量Si相，几乎所有合金元素均固溶于Al基体中。经室温拉伸性能测试，试块的抗拉强度达到了442 MPa。

综述了空间苛刻服役环境及其对空间摩擦学材料性能影响的研究，深入分析了空间环境对空间摩擦材料、空间耐磨材料和空间减摩材料摩擦磨损机理的影响。空间摩擦材料主要应用于空间对接机构及空间机械臂中，应具有稳定的摩擦力矩与优良的抗黏着磨损性能。空间耐磨材料主要应用于空间轴承、齿轮和密封件等部件中，如Fe-Al金属间化合物在高温下抗蠕变性急剧下降，常通过添加金属元素（Ce，Cr，Mn，Mo，Nb，W等）及固体润滑剂提高材料抗蠕变性能；Ti及其合金常通过表面改性改善黏着性；与基体结合性良好的耐磨涂层可以较大程度的改善材料的耐磨性。空间减摩材料主要指润滑剂与自润滑材料，如软金属Pb、高分子材料PI和PTFE等，以及某些金属的氧化物，氟化物和硫化物等，能较好地降低材料表面的摩擦因数。随着航天科技的发展，亟须开发新型高性能空间摩擦学材料，建立摩擦学材料数据库，以应对国际航天技术发展的挑战。

金属构件的加工表面完整性状态对其整体疲劳性能具有显著影响。本工作研究了磨削、磨削 + 铸钢丸喷丸、磨削 + 陶瓷丸喷丸和磨削 + 复合喷丸4种表面加工集成方法对FGH95合金高周疲劳性能的影响规律。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不同复合加工方法试样的表面粗糙度、表面残余应力分布和硬度梯度等表面完整性参数进行了表征；采用旋转弯曲疲劳试验机测试了缺口（应力集中系数K_t = 1.7）试样的旋转弯曲疲劳，研究不同表面完整性状态对缺口试样高温疲劳寿命的影响规律。结果表明：相对磨削，磨削 + 铸钢丸喷丸、磨削 + 陶瓷丸喷丸和磨削 + 复合喷丸三种方法均可显著提高试样的高温疲劳寿命；其中，磨削 + 复合喷丸方法获得了最优的表面残余应力场、硬度梯度、表面粗糙度和高温疲劳寿命增益效果。

根据雷击过程中能量转换关系，建立基于热-电耦合的复合材料雷击烧蚀损伤分析模型，该模型考虑了复合材料电导率随热解度的变化。通过该模型，对比复合材料三个方向电导率多个数量级变化后的雷击烧蚀损伤。结果表明：在相同雷电流参数下，复合材料沿不同方向的电导率变化对雷击烧蚀损伤影响程度不同；沿纤维方向电导率提升，表观损伤面积和损伤深度均下降；垂直于纤维方向电导率提升，表观损伤面积增加，损伤深度下降；沿厚度方向电导率提升，表观损伤面积下降，损伤深度增加；三个方向任一电导率提升，复合材料总体的损伤体积均下降，当各方向上的电导率分别提高1、2、3个数量级，损伤体积影响程度最大的是沿纤维方向变化，分别降低47.83%、75.08%和97.82%，沿厚度方向变化影响程度次之，分别降低36.25%、53.44%、65.54%，垂直于纤维方向影响程度最小，分别降低8.72%、12.58%和24.76%；提高复合材料电导率，能够对雷击防护起到明显作用，对于防雷击效果的全面评估需要二维损伤和三维损伤相结合。

随着先进航空发动机向大推重比、轻量化的方向发展，镍基高温合金、钛合金以及陶瓷基复合材料等一系列轻质航空材料不断涌现并被应用，成为航空发动机叶片等关键构件的主要生产材料。然而由于硬质合金的应力集中敏感特性以及复合材料的各向异性和脆断机制，其面临的疲劳失效问题也逐渐凸显。现有研究表明，航空发动机叶片抗疲劳性能与其加工过程有重要关系，进而影响装备的服役性能和服役寿命。磨削作为航空发动机叶片的最终材料去除工艺，在获得精确廓形的同时直接决定了叶片最终的表面完整性状态和抗疲劳性能。为了解新型轻质航空材料特性及其磨削表面抗疲劳性能，进而为面向抗疲劳性能优化的航发叶片加工提供指导，本文对航空发动机叶片的典型材料及抗疲劳磨削技术研究现状进行了归纳总结。首先，简述了典型轻质、高强航空材料特性及其在航发叶片生产中的应用现状；然后，分析了航空发动机叶片的高表面完整性磨削方法及其抗疲劳加工关键技术；最后对航空发动机叶片的抗疲劳磨削研究进行了未来展望。

增材制造技术（AM）是一种基于离散-堆积原理，以计算机模型数据来加工组件的新型制造技术。激光选区熔化（SLM）作为增材制造领域的一项重要技术，以其一体化制造特点和在复杂结构零部件制造领域的显著优势，成为航空航天制造领域的重点发展技术和前沿方向。本文综述了SLM技术的材料体系和应用领域，主要对SLM技术的最新工艺研究和航空航天领域的典型应用进行细致分析。重点阐述SLM铁基合金、镍基合金、钛合金和铝合金等材料体系的研究进展及成果。SLM技术在各领域广泛应用的同时，也存在成形材料内部缺陷多、高性能材料的裂纹及变形、标准体系的欠缺和粉末材料兼容性低等诸多问题和不足之处，使其发展受到一定制约，需要在这些方面做更深入的工作。

利用扫描电镜原位观察的方法研究了粉末高温合金FGH96中不同级别的原始颗粒边界（PPB）在550℃下对合金高周疲劳力学行为的影响。结果表明：采用等离子旋转电极（PREP）制粉+热等静压（HIP）工艺制备的FGH96合金中PPB主要由大尺寸γ'相和碳化物组成；不同级别的PPB对高周疲劳裂纹萌生和扩展均无显著影响，裂纹萌生于晶粒内部，裂纹扩展受晶界与应力轴角度影响，穿晶或沿晶扩展；在裂纹快速扩展区和瞬断区，PPB级别严重的FGH96合金断口呈现穿晶和沿PPB断裂的形貌。

采用疲劳试验、透射电镜、扫描电镜及X射线衍射仪等方法研究了2124-T851铝合金厚板不同参数孔挤压强化后疲劳寿命与显微组织的变化。结果表明：孔挤压强化后试样的疲劳寿命先随挤压量的增大而升高, 随后又迅速降低, 挤压量为0.4 mm时疲劳寿命达到峰值, 较未强化增加12.66倍；组织观察结果表明孔挤压强化后, 在孔壁强化层内形成了位错胞状结构和残余压应力, 并且随挤压量增大先迅速增加然后趋于平缓, 强化层的形成可以有效延缓疲劳裂纹的扩展速率；同时, 适当的孔挤压强化可改善表面粗糙度, 降低裂纹萌生几率, 从而提高材料的疲劳寿命。

采用第一性原理平面波赝势方法，计算Al-Zn-Mg-Cu系高强铝合金主要中间相Al₂Cu，Al₂CuMg和MgZn₂的结合能、形成焓、弹性常数及态密度。计算结果表明：3相结合能按MgZn₂ > Al₂CuMg > Al₂Cu顺序递减；形成焓按MgZn₂ > Al₂Cu > Al₂CuMg顺序递减；Al₂Cu具有很高的弹性模量，同时具有一定的塑性，可以作为合金的强化相；Al₂CuMg是典型的脆性相，并表现出明显的各向异性，容易诱导产生裂纹；MgZn₂具有良好的塑性，同时熔点较低，是合金的主要强化相；3相中均存在离子键的相互作用，提高了结构稳定性；通过适当降低Cu，Mg含量，提高Zn的含量，有利于生成MgZn₂相，进一步提高合金的综合性能。

基于楔形试样等温锻造试验, 采用Deform-3D模拟软件, 模拟确定了楔形试样中不同位置的变形量, 研究了不同变形温度和不同变形量对挤压态FGH96合金晶粒异常长大的影响。结果表明：在压下速率0.04 mm/s的平模镦粗试验条件下, 挤压态FGH96合金出晶粒异常长大的临界变形温度为1100℃, 临界变形量为2%；1000~1070℃锻造变形时, 合金不易发生晶粒异常长大, 但也有"临界变形量"特征, 变形量5%~10%区域晶粒平均直径最大；选择15%及以上的变形量, 可以避免晶粒异常长大, 并获得均匀细小的晶粒组织。

采用力学拉伸实验、焊接实验、电化学阻抗谱（EIS）、循环阳极极化曲线（Tafel）以及金相和扫描电镜（SEM）等分析测试方法，研究Cu含量对2219铝合金锻件组织与性能的影响。结果表明：降低Cu含量，有利于减少2219铝合金基体内的残余结晶相，并有效抑制在合金焊接过程中粗大Al₂Cu相的析出，使基材和焊件的伸长率显著提高，强度略有下降；Cu在铝基体中形成Al₂Cu相诱导合金发生局部腐蚀，使材料的耐腐蚀性能变差，降低Cu含量能够减小合金的腐蚀倾向，改善合金的耐腐蚀性能。

海洋大气环境下铝合金的腐蚀本质上是薄液膜下的电化学腐蚀，与本体溶液中的腐蚀有很大不同，腐蚀速率与薄液膜的厚度及成分有关。建立并实验验证了薄液膜厚度、大气相对湿度和铝合金表面盐沉积量3者之间的关系，研究7B04铝合金在不同厚度和不同NaCl浓度薄液膜下的电化学性能。结果表明，薄液膜下7B04铝合金的自然腐蚀电位较本体溶液中更容易达到稳定，且电位更正，自然腐蚀速率更大；液膜厚度减小，7B04铝合金阴极极化电流密度增加，阳极反应受到抑制；薄液膜中NaCl浓度升高，7B04铝合金的自然腐蚀电位降低，腐蚀速率上升，而阴阳极极化过程受NaCl浓度变化影响不大，当NaCl质量分数达到5%后，自然腐蚀电位基本不再变化。

采用扫描电子显微镜（SEM）、反气相色谱（IGC）和X射线光电子能谱仪（XPS）对国产T700级碳纤维和东丽T700S碳纤维的表面形貌、表面能和表面化学特性进行表征，测试两种碳纤维增强双马树脂基复合材料的力学性能，考察国产碳纤维复合材料的界面黏结性能、韧性和湿热性能。结果表明：碳纤维表面特性（表面形貌、表面能和表面化学组成等）对复合材料界面黏结性能具有显著影响；国产T700级碳纤维/QY9611复合材料在室温下的界面黏结性能优于T700S/QY9611复合材料；国产T700级碳纤维/QY9611复合材料的韧性优异，冲击后压缩强度达到了国外先进复合材料IM7/5250-4的水平；经湿热处理后的层间剪切强度仍与T700S/QY9611复合材料相当，说明国产T700级碳纤维/QY9611复合材料具备良好的湿热性能。

为满足高推重比航空发动机在长时热力氧化环境下的使用需求和航空发动机关键热结构部件的隐身需求，碳化硅陶瓷基复合材料正朝着自愈合抗氧化、兼具承载和吸波性能的结构吸波一体化发展。本文分别介绍了碳化硅陶瓷基复合材料在强韧化、自愈合抗氧化、电磁波吸收三方面的设计原则，综述了在这三方面的研究现状。一种材料同时具有高强度高韧性、自愈合抗氧化和吸收电磁波三方面的性质将是结构功能一体化CMC-SiC未来发展的大趋势。

研究AA 7055-T7751板材不同厚度层的力学性能，并采用电子背散射衍射（EBSD）、透射电子显微镜（TEM）、小角度X射线散射（SAXS）等分析技术研究板材不同厚度层的微观组织。结果表明：从板材表层到厚度中心，再结晶程度从69%下降到19.1%，亚晶粒尺寸从10 μm减小到2 μm；板材厚度中心主要为轧制型织构，远离中心层其含量逐渐减少，板材表层主要为剪切型织构；板材主要强化相为盘状η'相，其盘面半径为3.7 nm，厚度为1~3 nm，与基体的共格应变约为0.0133；板材不同厚度层沿轧制方向的拉伸屈服强度近似呈线性变化：σ_y=-38.7S+604.8（0≤ S≤ 1）。

三维数字图像相关技术（3D DIC）由于其非接触、全场化的测量方式，与其他光测方法相比，具有自动化、光路简单、普适性及抗干扰能力强等优点，广泛应用于多领域多种材料的力学性能测试中，但在应用过程中会出现测量精确性不确定、高温实验测量误差大、大曲率物体可测面积有限等问题。综述了3D DIC在不同种类材料常规力学实验中的应用，通过对比分析3D DIC、传统引伸计测量结果及有限元模拟结果，验证该技术精确性；由于高温和大变形测量中3D DIC的应用是目前的研究热点和难点，故重点介绍了高温散斑制备和多相机DIC等最新技术进展；指出在散斑对测量精度影响、微应变尺度测量、环境因素对测量效果干扰以及在军事材料和生物医学领域应用等方面还需对3D DIC进一步研究。

为提高TC17中心孔试样的疲劳性能，采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线衍射仪等对孔壁表面完整性进行分析，研究孔挤压强化工艺对试样疲劳性能的影响。结果表明：过盈量为0.18 mm的孔挤压试样最小疲劳寿命（14718次）高于原始试样的最大疲劳寿命（13965次）；同过盈量为0.28 mm和0.38 mm的试样相比，其疲劳寿命分散性较小、无明显的应力集中现象，具有良好的疲劳寿命增益效果；孔壁表面粗糙度值最低；孔壁内侧形成一定深度的强化层；孔边产生的残余压应力场有效地抑制了孔壁内表面疲劳裂纹的产生，有利于提高孔结构的疲劳性能。

为了提高TB6钛合金耳片孔的疲劳抗力，研究二次孔挤压强化对TB6钛合金耳片孔试样疲劳寿命的影响，采用扫描电镜、粗糙度仪、X射线衍射仪、显微硬度计及金相显微镜等仪器对孔壁表面完整性进行分析，探讨二次孔挤压强化对疲劳寿命的增益机制。结果表明：相比过盈配合试样，二次孔挤压强化耳片孔试样的轴向拉伸疲劳寿命显著提高；经二次孔挤压强化后，孔壁表面完整性得到了显著改善；孔壁表面粗糙度显著下降；表层晶粒组织发生了明显的塑性变形；显微硬度显著提高；形成了较深的残余压应力场和组织强化层；孔壁表面完整性的改善对微动疲劳寿命的增益具有重要作用。

为了突破传统Mo/8YSZ双层热障涂层高温易剥落的技术瓶颈，利用ANSYS有限元软件建立等离子喷涂Mo/8YSZ功能梯度热障涂层的数值模型，考虑材料热物性参数随温度的变化情况，研究基体、黏结层及陶瓷层的厚度参数对涂层残余应力的影响。结果表明：随着基体厚度的增加，喷涂构件的最大径向残余拉应力和最大径向残余压应力均减小；随着黏结层、过渡层和陶瓷层厚度的增加，最大径向残余拉应力增大，最大径向残余压应力减小；残余压应力为轴向的主要残余应力形式，随着基体厚度的增加，最大轴向残余压应力减小，随着黏结层或过渡层厚度的增加，最大轴向残余压应力增大，然而陶瓷层厚度的变化对最大轴向残余压应力的影响并不明显；改变黏结层厚度对基体与涂层界面残余压应力的影响更为明显；基体的厚度在一定范围内对基体与涂层界面残余应力有影响，当基体厚度增加至12 mm时，随着基体厚度的增加，径向残余应力变化不明显；随着基体厚度的增加，应力突变点及应力形式的转变点逐渐过渡到基体与涂层交界边缘的上方区域，随着黏结层、过渡层或陶瓷层厚度的增加，应力突变点及应力形式的转变点逐渐过渡到基体与涂层交界中心的下方区域。通过设计功能梯度热障涂层，并调控热障涂层系统的结构参数，可进一步减小喷涂构件的残余应力和应力突变情况，提升基体与涂层的结合强度。

高温合金、钛合金、不锈钢等难加工金属材料在高端装备制造特别是在国防军工领域应用广泛。砂轮磨削是难加工金属材料零件的重要加工方式。然而，磨削过程的力-热强耦合作用对表面完整性影响显著，而表面完整性的优劣对零件服役性能具有直接影响。本文综述了近年来难加工金属材料磨削加工表面完整性的研究进展，全面总结了表面完整性核心要素（如表面粗糙度、残余应力、显微硬度、微观结构等）的创成机理、影响因素及其作用规律以及预测与控制，并对表面完整性控制技术的发展趋势进行了展望。

热障涂层是一种隔热和防护的陶瓷材料，可以有效提高航空发动机的工作温度和使用寿命，在该领域有着重要的经济价值和战略地位。随着先进发动机向高推重比方向发展，传统YSZ热障涂层已无法满足新的技术要求。近年来的研究表明，稀土掺杂在一定程度上可以改善热障涂层的使用性能。因此，稀土掺杂改性成为当前研制新型高性能热障涂层的重点方向。本文总结了目前稀土掺杂在高性能热障涂层材料的应用，着重介绍稀土掺杂在热障涂层力学、热物理和抗熔融CMAS腐蚀性能方面的影响效果，阐述在稀土过量掺杂时，热障涂层性能恶化的问题与稀土种类选择依据的不足，并认为稀土掺杂量和种类的选择将是下一代热障涂层材料的研究重点。如何进一步提高热障涂层的性能是未来稀土掺杂热障涂层的发展方向。

从23Co14Ni12Cr3MoE（简称A-100）钢开坯锻造与基本力学性能的关系、材料热工艺引起的晶粒度变化与基本力学性能的关系、二次硬化析出规律、疲劳性能等几个方面阐述A-100钢的基本特点。在300M钢确立的多次镦拔大锻比开坯的基础上，研究形成了高温均质化处理和第一火次大变形的开坯技术，由此奠定了A-100钢开坯锻造的技术基础。A-100钢断裂韧度更易受到热变形工艺参数的影响，1140℃及以上温度加热后20%以内的小变形导致晶粒粗大甚至出现混晶，降低断裂韧度。低温锻造变形后，A-100钢的二次硬化规律明显变化，抗拉强度峰值温度后移至468℃，过时效随温度的升高，强度降低缓慢。A-100钢具有循环硬化特征，疲劳裂纹扩展性能优于300M钢；3.5% NaCl盐水的腐蚀环境对A-100钢的高周疲劳性能有显著的弱化作用。

应用表面轮廓仪、维氏硬度计、残余应力X射线测定仪、光学显微镜、扫描电子显微镜（SEM）、滚动接触疲劳试验机等，对比研究表层超硬化M50NiL钢和M50钢制圆棒试样的硬度梯度、残余应力梯度以及组织结构，实测各自滚动接触疲劳寿命，并对比分析失效过程，探讨表层超硬化M50NiL钢的疲劳失效机理。结果表明：表层超硬化M50NiL钢失效机理回归赫兹理论，为典型的接触疲劳失效特征，接触疲劳寿命大幅提高；高的表面硬度和表面残余压应力，良好的组织结构，能够完全抑制表面起始裂纹的形成，是失效机理回归赫兹理论的主要原因。

通过车削和旋转弯曲疲劳实验，研究直接时效态GH4169高温合金车削进给量对表面完整性的影响，以及表面完整性对疲劳寿命的影响。结果表明：当进给量f从0.2 mm/r减小到0.02 mm/r时，表面粗糙度R_a从1.497 μm减小到0.431 μm；表面残余应力从拉应力状态逐渐转变为压应力状态；表面塑性变形层从8 μm减小到2 μm左右；表面应力集中系数是GH4169疲劳寿命的主要影响因素，随着表面应力集中系数增大，疲劳寿命显著下降；在实验参数范围内，当f＝0.13 mm/r时，可获得好的表面完整性，表面应力集中系数K_st为1.166，表面显微硬度为405.27HV_0.025，表面残余应力为82.08 MPa，获得的平均疲劳寿命为6.98×10⁴周次；车削表面疲劳断口具有多源疲劳断裂特征，疲劳源起始于试件加工表面的缺陷处。

使用不同织造方式（二维机织，法向增强2.5维机织和三维五向编织）制备了3种SiC纤维预制体，采用树脂转移模塑（RTM）和聚合物浸渍裂解（PIP）工艺制备了SiC_f/PyC/SiBCN复合材料。观察复合材料的显微组织，测试弯曲强度、拉伸强度、压缩强度等力学性能，探究不同预制体结构对复合材料力学性能的影响行为。结果表明：同一预制体结构在不同方向的纤维分布不同导致材料力学性能的各向异性；不同预制体结构对材料力学性能有着显著的影响。

采用籽晶法制备了二代镍基单晶高温合金DD5小角度晶界试样，研究小角度晶界对DD5合金力学性能的影响。结果表明：在870 ℃中温拉伸中，晶界角度小于16.1°时，合金抗拉强度和屈服强度无明显变化；晶界角度小于11.4°时，伸长率维持在15%以上；晶界角度大于11.4°后，伸长率开始快速下降；在980 ℃/250 MPa持久条件下，当晶界角度小于5.1°时，持久寿命维持在140 h以上；当晶界角度大于5.1°时，持久寿命随晶界角度增大开始缓慢下降，至14.8°时，持久寿命仍保持为原来的85%；当晶界角度大于14.8°后持久寿命开始快速下降；在1093 ℃/158 MPa持久条件下，当晶界角度小于5.1°时，持久寿命维持在30 h以上；当晶界角度大于5.1°时，持久寿命随晶界角度增大而下降。

针对高端夹层玻璃的老化问题，选用荧光紫外灯，对其主要粘结材料--透明聚氨酯胶片分别进行0/200/300/500 h的照射，借助紫外/可见光分光光度计、傅里叶红外光谱仪、扫描电镜等设备，研究照射过程中材料颜色、结构、微观形貌的变化。扫描电镜显示照射时间延长到500 h，材料表面出现龟裂。实验发现胶片的老化起始于硬段及软段部位与N，O相连的α位置的碳原子，在紫外光及氧气的联合作用下产生氢过氧化物；该过氧化合物一部分继续氧化成CO，一部分通过β分裂，使C-N，C-O键断裂，致使材料龟裂。

X-cor泡沫夹层结构是一种通过Z-pin技术增强泡沫夹芯的新型高性能夹层结构。在低速冲击下，X-cor夹层结构损伤失效机制复杂，通过在不同能量阶段对X-cor夹层结构失效行为进行分析，讨论Z-pin植入体积分数和泡沫芯材密度对失效行为的影响。低速冲击试样规格为Z-pin直径0.5 mm、植入角度为22°，分别改变泡沫类型和Z-pin植入体积分数进行实验，结果表明：6 J冲击能量下，冲击能量主要由面板分层承担，相对于未植入Z-pin试样，随着Z-pin植入体积分数的升高，面板分层面积最多减少了45.1%，而泡沫密度对分层面积影响不大；12 J冲击能量下，部分Z-pin发生失效，通过剩余压缩强度比发现，随着Z-pin植入体积分数的增加，剩余压缩强度比先增大后减小，植入体积分数为0.42%时最高，而此时泡沫密度增加，剩余压缩强度比也随之增加；当能量到达18 J时，芯材开始出现剪切裂纹，同时吸收大部分能量，较弱的芯材剩余压缩强度比大，而Z-pin植入体积分数越大，剩余压缩强度比反而越小。采用数值模拟的方法建立低速冲击模型，并将冲击后的结果直接传递应用于剩余压缩强度模型中，得到的结果比实验值偏高25%~29%。

以尿素为造孔剂，采用填加造孔剂法制备泡沫铝，系统研究了成型烧结温度、孔隙率和孔径大小对泡沫铝吸能性能的影响，在此过程中采用电子万能试验机和数字图像相关（DIC）技术同步测试分析。结果表明：填加造孔剂法可以良好的控制泡沫铝的孔隙率和孔径；泡沫铝的最佳成型烧结温度为650 ℃，在此温度下，泡沫铝的压缩屈服强度达到10.7 MPa；随着孔隙率的降低，泡沫铝的屈服强度和平台应力逐渐提高，材料吸能性能有显著增强；当孔径小于2.0 mm时，随着孔径的增大，材料的吸能性能小幅提高。DIC技术可以直观的表征泡沫材料力学行为，具有良好的工程应用前景。

采用有限元方法针对缺口件多轴疲劳实验结果进行模拟。结果表明，相同路径条件下，随着缺口半径减小缺口根部附近的应力梯度显著增加。基于缺口根部应变值，采用等效应变法进行疲劳寿命预测，预测结果随缺口半径的减小而偏于保守。采用应力梯度法确定有效距离，相同路径下，随着缺口半径的减小有效距离减小；依据该有效距离处的等效应变进行疲劳寿命预测，总体预测结果较为分散且偏于不安全。基于实验及有限元模拟结果，提出了基于应变梯度的有效距离确定的新方法，大部分疲劳寿命预测结果位于2倍分散带内。

为保证预浸纱自动铺放成型制件的性能，基于图像处理技术，根据预浸纱表面图像沿纤维方向灰度均匀的特性，提出了一种结合灰度补偿和差影分割的缺陷分割算法。利用图像灰度补偿矩阵对图像进行灰度补偿，依据图像的灰度误差服从正态分布的特点剔除图像矩阵中的极大误差点，并建立标准背景图像，以允许差值系数K作为判据进行差影分割。结果表明：该算法对气泡、异物两种典型铺放缺陷分割效果好、速度快，为实现自动铺放缺陷在线监测提供了良好的理论基础。

模拟7B04铝合金表面涂层破损，采用电化学试验研究7B04铝合金在不同环境条件下的自腐蚀与点蚀行为，基于电偶腐蚀数学模型，通过有限元法分析7B04铝合金与TA15钛合金接触后发生点蚀的条件。结果表明：7B04铝合金点蚀电位受Cl^-浓度和pH值的影响，在NaCl质量分数>10%的中性溶液及NaCl质量分数为3.5%的酸性溶液中，自腐蚀状态下7B04铝合金即可发生点蚀；7B04铝合金与TA15钛合金接触后，电位升高，增加了发生点蚀的可能性，在NaCl质量分数为3.5%的中性溶液中，当阴阳极面积比≥40时，7B04铝合金发生点蚀的萌生并进一步扩展；7B04铝合金电位随阴阳极距离的增大而下降，但幅度有限，在10 m的距离内下降不超过2 mV。

采用X射线应力仪、粗糙度检测仪和透射电镜等对Ti1023钛合金孔挤压表面层性能进行对比分析，讨论带衬套孔的强化机理。结果表明：孔挤压（过盈量1%~3%）强化改善了孔壁表面粗糙度（R_a从1.722 μm降低到了0.349 μm），增加了钛合金表面硬度（Hv值从32提高到了38），引入了残余应力场分布，从而改善了钛合金的微动疲劳性能（极限值从385 MPa提高到了619 MPa）。

为了解决氧化铝基陶瓷型芯不易脱芯的难题，加入一定量的淀粉作为成孔剂。以白刚玉粉为基体材料、石蜡和蜂蜡为增塑剂、二氧化硅粉和氧化镁粉为矿化剂，采用热压注法制备氧化铝基陶瓷型芯；制备工艺参数如下：浆料温度为90℃、热压注压力为0.5 MPa、保压时间为25 s；研究不同淀粉加入量对氧化铝基陶瓷型芯性能的影响。结果表明：在烧结过程中，样品中淀粉的烧失，增大了氧化铝基陶瓷型芯内部的孔隙率；随着淀粉加入量的增加，氧化铝基陶瓷型芯的室温抗弯强度降低、显气孔率增大、溶失性增大、体积密度减小；经1560℃烧结2.5 h后，淀粉加入量为8%的氧化铝基陶瓷型芯综合性能最好，其室温抗弯强度为24.8 MPa、显气孔率为47.98%、溶失性为1.92 g/h、体积密度为1.88 g/cm³。

分别选用ZL-27A与ZL67渗透液对GH4169涡轮盘表面径轴向裂纹进行高灵敏度后乳化型与高灵敏度水洗型荧光渗透检测，超声波预清洗30 min后，渗透液浸渍与滴落60 min。利用体式镜和扫描电镜研究径轴向裂纹的宏观与微观特征。研究结果表明：GH4169高温合金涡轮盘在锻造过程中造成的表面径轴向裂纹，在高温下被表面氧化形成Cr₂O₃为主的复杂氧化物层堵塞开口，使得渗透检测方法对其检出并不十分有效。

综述了热机械处理对新型铝锂合金强韧化机制影响的研究, 深入分析讨论了热机械处理对铝锂合金晶粒结构和沉淀相等显微组织演变规律的影响。通过热机械处理改变主要沉淀相的析出顺序和析出行为, 促进基体形成细小、弥散和均匀分布的以δ', θ"/θ', T1, S"S'相为主的联合强化组织, 抑制晶界沉淀相的析出和长大以及晶界无析出带的宽化, 能够显著改善铝锂合金的强度和塑韧性匹配。经过固溶处理基体溶质原子和空位密度显著上升, 淬火后形成这些缺陷过饱和固溶体为随后时效析出提供了动力。预变形和预时效促进了基体细小弥散的沉淀相δ'相或G.P.区均匀形核析出, 在高温时效调节和稳定沉淀相尺寸和体积分数, 获得T1、θ"/θ'和δ'相混合组织。新型和特殊热机械处理调控主要强化相δ', θ"/θ', T1相析出比例、尺寸和取向, 细化晶粒和优化晶粒结构。最后指出应开发大规格轧制板材和热锻件的应力时效等新型热机械处理工艺, 以满足大型航空飞机和重型运载火箭对轻质高性能铝锂合金需求。