粉末床熔融（LPBF）增材制造超结构以优异的减重性能、可设计性，满足了航空航天飞行器高性能轻质一体化的要求。然而，增材制造产生的表面粗糙度、内部孔隙易使疲劳裂纹萌生，导致超结构提前失效。为研究表面粗糙度、孔隙对疲劳性能的影响机制，设计了增材制造体心立方（BCC）超结构试件，完成了5种载荷工况下的超结构疲劳试验，获取了应力-寿命（S-N）曲线。基于半经验公式计算表面粗糙度引入应力集中系数，结合有效承载面积参数修正孔隙、表面粗糙度的影响。通过三维重建模型的有限元仿真并验证其准确性后，代入Neuber-Kuhn公式求得了疲劳极限。在有效承载面积修正的研究基础上，建立了单杆的疲劳S-N曲线，构建了从单杆S-N到超结构S-N的映射方法，给出了修正的S-N曲线。结果表明：有效承载面积修正后的模型能更好地反映表面粗糙度、内部孔隙的耦合影响，从而提高超结构的疲劳极限、寿命的预测精度；单胞模型的周期性边界条件可以有效模拟整体结构的应力集中；采用修正的S-N曲线预测超结构疲劳寿命结果在3倍误差带内。

针对双机器人钻铆工艺参数依赖人工经验、工艺知识碎片化导致的智能化决策难题，提出一种融合知识图谱与规则推理的双机器人钻铆智能参数推荐方法。首先，构建双机器人钻铆工艺多层知识图谱，融合工具、工件、工艺、特征、实例层5层的292个实体与711条关系，实现钻铆材料属性、工艺参数、质量指标的多模态语义关联；接着，提出一种两阶段推理方法，通过层次分析法定权的加权余弦相似度算法匹配相似案例，结合基于优先级的规则引擎进行钻铆机器人参数约束与冲突消解，提升双机器人钻铆推荐参数的准确性与一致性；进而，提出一种基于数据与规则约束的动态置信度计算模型，构建双机器人钻铆的数据规模、质量、分布和规则冲突四维评估方法，基于动态权重置信度量化评估实现双机器人钻铆智能参数推荐结果的可解释性。最后，在中国商飞上海飞机制造有限公司的双机器人钻铆工作站的实验表明，该方法推荐参数综合置信度达0.93，且生成参数符合工艺物理约束，满足工艺要求。所提出的方法为航空制造机器人场景的工艺知识沉淀与智能化决策提供了可行的解决方案。

多耦合机电系统（MES）是航空装备的关键组成部分，其稳定运行高度依赖于高效的故障诊断。随着人工智能技术的发展，充足的故障数据对提升MES故障诊断性能至关重要。然而，实际应用中获取故障数据极为困难。因此，亟需通过系统仿真生成虚拟故障数据以提升诊断能力。数字孪生技术凭借其卓越的实体特征虚拟映射能力，为数据生成提供了潜在途径。但目前仍缺乏有效方法来解耦MES实体并构建其全系统故障数字孪生模型。针对此目标，提出一种层级数字孪生建模方法以实现故障数据生成。为结构化描述复杂实体，首先将MES解耦为包含要素、关系和数据的三元组表示，涵盖多维度与多模态信息。基于要素和数据表示，提出层级数据-模型融合技术，构建空间、行为、过程和状态四级数字孪生子模型，在MES局部虚拟化过程中有效平衡建模适应度与精度。进而，这些异构数字孪生子模型依据关系表示，通过协同编排算法交互并集成为全系统数字孪生，共同构成MES实体在各类故障模式下的全局镜像。在多耦合机电故障试验台上验证了所提方法的有效性。结果表明，该方法将故障诊断准确率平均提升了11.95%，验证了其在生成MES等复杂实体故障数据方面的优越性。

钛合金前缘加强边是大型复材叶片的关键部件，其结构为复杂薄壁V型长槽，具有深窄、弱刚性特征。该零件的内腔和外型需通过多轴精密加工成形，然而加工过程在其内腔和外型引入的残余应力分布不平衡，会诱发明显的弯扭复合变形，导致零件轮廓度等关键尺寸超差。因此，提出一种基于外型加工刀轴矢量优化的加强边残余应力变形控制方法。该方法通过优化外型多轴加工的刀轴矢量，主动调控外型的加工残余应力分布，使其与内腔的残余应力分布相互平衡，从而实现对弯扭变形的精准控制。首先，采用双曲正切函数描述TC4钛合金多轴加工的残余应力梯度分布规律；然后，在Abaqus软件平台上，采用薄壳应力贴合方法将残余应力作为载荷施加，建立了加强边残余应力变形的有限元仿真模型；基于该模型，建立了刀轴侧倾角与关键位置变形量之间的量化映射关系，并完成了外型加工刀轴矢量的优化；最后，通过多组零件的加工实验验证了该方法的有效性。实验结果表明，优化后的零件轮廓度误差平均降低了23.41%。该方法为钛合金前缘加强边的高精度多轴加工提供了可靠的技术方案，对提升复材叶片的制造质量与服役可靠性具有直接的工程意义。

自动铺丝（AFP）技术作为先进复合材料高效制造的重要方法，已在航空航天领域的大型复杂曲面构件制造过程中展现出显著优势。然而，受限于设备精度、材料特性与结构复杂性，铺放过程中易产生多类铺层缺陷，严重影响结构性能与服役安全性。因此，围绕缺陷检测、表征、工艺优化等核心技术展开研究，已成为提升自动铺丝制造质量的关键。针对铺放过程中的典型缺陷，简要论述了其相关研究基础，系统梳理了当前自动铺丝技术在缺陷检测、表征与工艺参数优化方面的研究进展，总结了现阶段自动铺丝缺陷检测、表征和工艺优化方法存在的不足，并展望了其未来发展趋势。基于相关研究的梳理成果，构建了面向复合材料制造质量控制的闭环技术框架，为实现高质量、高可靠性和高智能化的复合材料自动铺丝制造提供了系统性的研究参考。

电液伺服机构（EHS）是航天设备中重要的执行机构，其健康状态的保持对于航天设备安全稳定飞行具有至关重要的作用。然而，现有的健康评估模型面临两大问题：一是电液伺服机构在运行过程中产生的大量履历文本信息难以利用，二是缺乏有效的履历文本信息与测试数据融合手段。为解决上述问题，提出一种基于自然语言处理证据推理规则的健康状态评估模型。首先，基于大规模自然语言处理（BERT）设计了履历文本信息提取策略；然后，分析EHS运行机理，构建EHS健康评估指标体系，提出维修等级和运行时间影响因子计算方法，进而构建融合多源信息的健康状态评估模型（ER-MIF）。为克服专家知识不确定性影响，构建健康评估模型参数优化模型，对模型参数进行优化确定最优模型参数，提高评估精度。最后，通过某型电液伺服机构评估案例和对比，验证了所提模型有效性。

与众多直升机减振技术相比，桨毂顶置主动控制技术在体积、重量及减振效率上优势显著，国内相关研究尚处起步阶段，针对某机型实际工况需求设计了桨毂顶置主动式作动系统。首先，在旋转坐标系下确定减振需求，建立作动单元输出力数学模型，推导输出力与电机控制间的函数关系，并设计了具备自动质量平衡功能的作动单元构型。其次，为解决系统动态响应快速性与直流母线侧电压电流特性的矛盾，提出系统位置轨迹最优控制策略，将单电机转速给定曲线规划为二次函数以降低内环跟随难度；利用系统的电制动能量流动特性，规划双电机位置给定曲线，实现系统内部能量回收利用以降低直流母线侧电压电流冲击。最后，搭建试验平台，标幺化试验数据表明，作动单元掉电时输出力幅值为0.11；输出力动态响应时间最长为0.94；加入双电机位置给定优化策略后，电流冲击由12.5 A降低至8.3 A，验证了系统的可行性和有效性，对国内桨毂顶置主动式作动系统的装机应用具有一定的工程指导价值。

航空部件在实际战场上通常会面临爆炸破片、枪弹等小尺寸高速侵彻体的威胁，提升其抗侵彻能力对于保障飞行器的安全服役具有重要意义。超高分子量聚乙烯（UHMWPE）织物因其轻质和超高强度，被广泛应用于弹道冲击防护领域。以UHMWPE平纹织物为研究对象，通过开展弹道冲击试验，结合细观数值模拟，系统探讨了弹丸形状、冲击速度以及侵彻角度对UHMWPE平纹织物抗弹道冲击性能以及破坏机制的影响。研究表明：UHMWPE平纹织物在弹道冲击下主要呈现十字形变形区域，伴随明显的金字塔形背凸；和球形弹丸相比，平头弹丸对织物的穿透能力更弱，对应的弹道极限速度更高。这是因为平头弹丸与织物的接触面积更大，在冲击过程中织物的变形范围更广，并产生以剪切冲塞为主的失效；而球形弹丸冲击时，织物中的纱线易发生滑移抽拔。平头弹丸侵彻角度会显著影响织物的冲击能量吸收，入射角度越大，织物的抗侵彻效果越差。研究不仅为阐明UHMWPE平纹织物的弹道冲击破坏机制提供了实证基础，同时也为高性能纤维织物的优化设计给予了重要的理论参考。

吸波蜂窝夹芯结构在先进飞行器中得到了广泛使用，但是服役过程中的损伤会导致其电磁吸波性能、力学性能发生退化，目前的研究主要集中其力学性能的修复，缺乏对电磁性能修复的综合考量。针对现有修复效果综合评估方法不完善的问题，通过仿真、试验方法综合研究了胶接修理后含损伤吸波蜂窝夹芯结构的反射特性、面内压缩性能。提出定义为修理结构与无损结构最大差值的电磁性能修复性评价指标，弥补了传统指标无法直接表征反射特性变化的不足；量化挖补、贴补工艺参数对力-电性能的影响，并基于模糊综合评价法构建力电综合评价指数CEI。研究结果表明，贴补、挖补修理均会导致吸波蜂窝夹芯结构反射率提高、吸波中心频率向低频方向偏移，且修理结构的电磁性能修复评价指标随修理区域增大而增大；修理后结构力学性能的修复性优于电磁性能修复性，斜率20∶1的单面挖补方案力电综合修复性最佳。

为研究稀土锆酸盐抗低熔点氧化物（CMAS）耐蚀性能的影响因素，制备了7种低、中、高熵稀土锆酸盐RExZO （RE=Y， Ho， Dy， Er， Gd， Yb， Tm， x =1~7），并系统研究其在1 300 ℃下的CMAS侵蚀行为。结果表明，稀土锆酸盐材料在高温环境下与CMAS接触后会发生溶解破坏，并生成新的磷灰石相。高熵结构通过“溶解-再沉淀”机制形成了由磷灰石相、萤石相组成的致密反应层，使渗透深度最大值从RE1ZO的80.6 μm显著降低至RE7ZO的30.9 μm（降幅达61.7%）。由于受到离子半径大小的影响，被溶解的稀土元素会呈梯度扩散趋势进入磷灰石相、萤石相。相关性分析结果显示，侵蚀深度与光学碱度差值显著正相关，而与构型熵、原子尺寸无序度显著负相关。结合第一性原理计算、X射线光电子能谱（XPS）结果进一步证实，高构型熵降低了稀土锆酸盐吉布斯自由能、氧空位浓度，提高了元素结合能，从而增强了材料的结构稳定性。基于研究结论，可以得出设计高耐CMAS侵蚀性能稀土锆酸盐材料的优化策略：应优先考虑低光学碱度差值、高构型熵、高原子尺寸无序度的组合。

连续纤维增强复合材料（CFRC）以其优异的力学性能而被广泛应用于航空航天、轨道交通等高端装备领域。近年来，增材制造（即3D打印）技术突破了传统制造工艺对模具需求的束缚而逐步成为CFRC制造的主要手段之一。综述系统总结了CFRC增材制造预测建模的最新研究进展，全面归纳了从增材制造成型过程到3D打印结构力学建模的主要技术发展路径。在CFRC增材制造成型建模方面，介绍了CFRC的树脂流动与浸润行为、热传导机理、残余应力演变及纤维错位控制等方面的研究成果；在3D打印CFRC结构力学建模方面，分别从微观、介观和宏观尺度阐述了主流的建模方法及应用场景，并探讨了多尺度建模方法及其发展潜力。最后，针对当前CFRC增材制造预测建模中存在的关键问题，系统探讨了现今主要挑战和未来发展方向，为高性能CFRC增材制造的科学研究和工程应用提供了理论指导和技术参考。

镍基单晶涡轮叶片上通常布置数百个直径在0.2~0.8 mm之间的气膜孔，气膜孔的存在破坏了涡轮叶片结构完整性，在高温疲劳载荷下成为叶片失效断裂的多发部位。针对气膜孔制造初始损伤与疲劳断裂行为强相关的问题，以镍基单晶合金飞秒激光制造气膜孔试样开展疲劳断裂行为研究。首先，采用流体动力学方法建立了飞秒激光三维螺旋制孔仿真模型，获取制孔过程孔型演化规律；然后从几何、微观结构和力学性能方面对气膜孔表面完整性进行分析，气膜孔孔型平均锥度约为0.19°，孔边热损伤区的最大深度约为18 μm，且发生严重氧化，孔边残余应力最大值为463 MPa。紧接着，对气膜孔试样进行980 ℃下疲劳试验，从试样断口中发现裂纹起源于孔壁热影响区，随后裂纹面以近似逆时针旋转约6°的椭圆轮廓沿着垂直于载荷的方向扩展直至断裂。最后，根据飞秒激光制造气膜孔疲劳断裂行为提出了基于增量塑性和构形力理论的M积分裂纹扩展驱动力，并在此基础上构建了气膜孔疲劳裂纹扩展率与有效裂纹扩展驱动力之间的有效函数描述模型。

以镍基粉末高温合金FGH99为研究对象，研究了铣削径向切深对加工表面完整性参数及其微动磨损性能的影响。通过控制表面粗糙度一致，分析了表面硬度与表面残余应力对FGH99微动磨损行为的协同作用。研究结果表明：径向切深的增加引起了切削热和切削力的升高，从而导致表面完整性参数发生变化。随着径向切深从0.06 mm增加到0.30 mm，表面硬度从476.8 HV提升至589.2 HV，表面残余拉应力从100.8 MPa增加至661.3 MPa。微动磨损实验表明，在低表面硬度/低表面残余拉应力状态下，磨损主要表现为塑性变形和氧化磨损；而在高表面硬度/高表面残余拉应力条件下，表面残余拉应力对磨损的加剧作用超越了表面硬度提升的抑制作用，形成氧化-磨粒-疲劳复合磨损机制。当径向切深在0.12~0.18 mm范围时，表面硬度和表面残余拉应力达到最佳平衡，此时FGH99铣削表面表现出最佳的抗微动磨损性能。

增减材复合制造技术在航空复杂构件制造中展现出显著优势，但其工艺耦合特性导致工序规划复杂度显著提升，同时由于模型表面光顺性不足容易导致机床运动时产生剧烈加减速，从而影响加工质量。针对上述问题，提出一种增减材制造的运动学优化与无碰撞快速工艺规划方法：首先，在容差约束下，建立了面向加加速度抑制的曲面光顺优化数学模型，并基于蒙皮算法实现了光顺曲面的生成；接着，对光顺后零件进行实体分割，并基于测地距离场实现子实体的参数化分层，为增减材工序规划提供输入；最后，充分考虑增减材前后工序零件几何特征的变化，建立可加工性与可打印性模型及其快速算法，评估增减材过程中碰撞干涉情况，并以此为约束基于“自上而下”的思路完成了增减材交替工序规划。结合叶片模型进行仿真和加工实验，通过与传统等厚工序规划方法进行对比，验证了所提出方法的有效性，能够为复杂结构零件多轴增减材复合制造提供理论基础与技术支撑。

针对传统永磁体式/含液冷永磁体型电磁超声换能器（EMAT）体积大、永磁体高温易消磁、难以持续耐高温检测等问题，提出了一种可用于高温持久在线监测的激光-仅线圈式表面波（RW）EMAT检测方法。建立了基于表面约束机制的铝合金激光-仅线圈式RW EMAT检测过程的场路耦合分析有限元模型，采用正交试验法，分析了仅线圈式RW EMAT励磁线圈等关键设计参数对RW检测幅值、波包宽度的影响，据此获取了仅线圈式RW EMAT最佳设计参数组合并进行了实验验证。研制了激光-仅线圈式RW EMAT高温在线检测系统，并进行了20~500 ℃高温铝合金表面裂纹缺陷在线检测实验。结果表明，接收线圈（曲折线圈）的导线分裂数、线圈匝数分别对仅线圈式RW EMAT接收信号幅值、波包宽度起主要影响，优化后的仅线圈式RW EMAT接收幅值提高1.67倍；进一步地，应用差分电路装置并将激光线光源宽度与仅线圈RW EMAT曲折线圈匝间距匹配后能实现500 ℃高温铝合金表面裂纹缺陷的在线检测。所提方法为激光-仅线圈式RW EMAT高温在线无损检测与监测提供了理论支撑、技术指导。

薄壁铝合金壳体因其轻量化等特点在航空航天、水下装备等领域具有广泛需求，在壳体内部加装内筋可以提高其整体强度。通过设计分瓣式芯模结构，采用强力错距旋压方法分别在室温、高温下制备了带网格内筋铝合金壳体。基于Abaqus数值模拟方法结合实验探究了不同旋压温度在网格内筋成形过程中铝合金内部的塑性变形机制，对成筋区域的微纳力学性能、壳体的拉伸强度进行测试，结合微观组织、断口形貌对其强韧化机制进行探究。结果表明：不同旋压温度下，铝合金晶粒形态和取向变化较小，呈｛001｝取向的带状晶粒表现出明显的择优取向；随着旋压温度升高，呈典型的立方Cube织构，但织构强度从5.31降至3.92。旋压温度对壳体内、外表面等效应变分布均匀性具有显著影响，壳体的等效应变数值随着旋压温度的升高而降低。此外，随着旋压温度升高（室温至380 ℃），细晶强化的作用弱化，使壳体的屈服强度由207.2 MPa增至244.1 MPa，伸长率从15.7%提升至21.6%。当温度升至420 ℃时，由于硬质相的不均匀分布等因素，壳体的伸长率显著下降，带筋薄弱处断裂位置在网格筋根部断裂。

碳纤维复合材料（CFRP）由于力学性能优异、工艺实施性强等特点，常用来修复受损的航空金属构件，然而由于金属、胶层、补片的物理化学性质差异，成型后在贴补区域往往会引发固化残余应力并产生变形，对贴补结构承载性能造成影响。针对残余应力、固化变形的影响开展研究，设计了钛合金损伤构件CFRP单面贴补修复的拉伸试验，同时建立了从共固化胶接到准静态拉伸的多阶段数值分析方法。通过试验与仿真结果的综合分析，厘清了固化阶段胶层应变演化行为，对比了拉伸阶段应力-应变曲线、损伤失效形式，探究了固化工艺对拉伸性能的影响规律。结果发现，固化过程胶层应变可分为5个阶段，且仿真与试验误差不超过20%；拉伸过程考虑残余应力、固化变形的多阶段模拟方法，与试验所得应力-应变曲线更吻合，极限拉伸应力误差仅为1.39%，且仿真反映的各材料破坏形式与试验相同；在固化工艺方面，减缓升温速率、延长保温时间，有助于补片、胶层固化度提高、模量增大，并且使得承载方向上钛合金母板的拉应力减小、压应力增大，最终令结构表现出更优异的拉伸性能。

钛合金具有高强、耐高温等特点，在航空航天、水下装备等领域具有广泛的应用前景，钛合金结构件的轻量化是未来的发展趋势。基于拱桥桥拱高承压的结构优势结合选区激光增材制造的工艺特点，设计并制备了内部不同圆弧拱结构的钛合金块体，通过室温的弯曲、拉伸、压缩等性能测试，探究了制备块体的力学性能、断裂失效机制。研究结果表明，圆弧拱结构减轻构件质量16%~40%。圆弧拱半径1 mm、拱高0.66 mm的试样表现出优异的力学性能，抗拉强度可达到1 558.0 MPa、抗弯强度可达到1 506.7 MPa、抗压强度可达到2 040.9 MPa。拉伸断口呈现大量韧窝，表现为韧脆性断裂；压缩断口呈现灰白色的条带，表现为脆性倾斜剪切断裂。圆弧拱结构有效降低构件质量的同时保证了力学性能，为轻量化结构设计提供了一种新策略。

空天装备是国家战略安全的关键，试验验证是确保其性能的核心手段。随着空天装备系统复杂性的急剧增长与多域协同运行需求的深化，传统实物试验验证在时效性、经济性、全面性等方面面临系列挑战，亟需通过数智化技术重构试验验证范式以支撑空天装备高质量发展。基于作者团队前期提出的数字孪生五维模型、数字试验测试验证理论与标准体系：分析了空天装备“四性四化”试验验证需求，指出了空天装备数字试验验证是未来发展趋势；提出了空天装备数字试验验证“以数辅实、以数补实、数实融合、以数领实、以数替实”五级成熟度模型；提出了“数演-实验-真用”数实融合试验验证原理架构，设计了空天装备数字试验验证通用实施流程，构建了空天装备数字试验验证关键技术体系；从总体布局、前沿技术、行业生态、标准规范等角度对空天装备数字试验验证的未来发展进行了展望。期望相关工作为全面提升空天装备试验验证能力，达到“结果准、效率高、内容全、成本低、风险小”的理想目标提供参考，助力未来空天装备的数字化、网络化、智能化、自主化、体系化发展。

在电池包或电池舱等密闭空间内，航空锂电池热失控产生的喷射冲击对结构的破坏效应危害极大。采用冲击高温、冲击力和冲量为评估参数，自主搭建喷射冲击实验平台，通过实测数据量化研究电池包体或电池舱体结构在实际使用场景下的受损程度，并分析电池荷电状态、电池与结构间冲击距离、舱体厚度对电池热失控喷射冲击危害的影响。实验表明：100%荷电状态（SOC）电池发生热失控时，1.0 mm和1.2 mm厚度实验板受冲击后发生不同程度的穿孔，最大穿孔面积可达136.488 mm²；1.5 mm厚度实验舱体均未发生穿孔，实现有效包容。随着冲击距离从1 cm增加至3 cm，实验板背板峰值温度显著降低，单位距离平均降低率为47.5 ℃/cm；而最大冲击力随之增加，平均单位距离增长率为142.95 N/cm。综上，为控制板材厚度以满足轻量化设计，可综合分析热失控喷射温度和冲击力危害，合理选择电池与壳体或舱体上壁板间隙距离以实现电池包体或舱体对热失控高温喷射冲击的包容。