Ti-Cu合金具有良好的力学性能和耐腐蚀性，被用在生物医疗和航天发动机领域。然而，其变形机制鲜有研究。采用准原位拉伸试验，结合电子背散射衍射（EBSD）技术，研究了通过激光熔化沉积（LMD）原位合金化制备Ti-3Cu合金在室温拉伸过程中的显微组织演变行为。结果发现，变形过程中同一晶粒内不同区域呈现不同取向的旋转，位错主要分布在晶界和亚晶界上，低角度晶界（LAGB，2°~15°）的比例随着应变的增加而不断增加。局部晶粒演化过程分析表明，晶体取向和形貌不同的α晶粒在拉伸载荷作用下表现出不均匀变形，其整体应变由晶粒旋转和亚结构形成分配。通过Schmid因子的定量统计与滑移迹线的标定分析，证实棱柱滑移系为Ti-3Cu合金的主导滑移系统。对激光熔化沉积Ti-3Cu合金变形机制的研究可为Ti-Cu合金的制备和应用提供有益的指导。

海水中的湿热和盐雾环境会影响复合材料的性能和服役年限。在空气、纯水、海水和10倍浓度海水环境中对碳纤维增强复合材料（CFRP）开展湿热老化试验，基于Fick扩散定律修正循环变温下海水老化的吸湿模型，饱和吸湿后开展准静态拉伸试验测试力学性能。提出保留湿热应力状态的分步耦合仿真计算策略，用于预测吸湿后的复合材料拉伸损伤特征。该策略分步耦合获得湿热应力场，并将湿热应力导入到拉伸仿真分析模型之中，研究在力学计算模型中考虑湿热膨胀对材料性能劣化的影响。通过试验和仿真研究复合材料在多类环境因素下的吸湿特征和吸湿后的拉伸损伤特征。结果表明：修正吸湿模型和分步耦合仿真策略可有效表征循环温度下多浓度环境下的吸湿过程以及湿热膨胀对材料力学性能的影响；饱和吸湿率随浓度增加而降低，吸湿速率与温度呈明显的正比关系，吸湿速率与浓度成反比；老化后CFRP的弹性模量随浓度增加而微弱降低，强度极限略微降低，树脂基体性能退化为主要老化影响因素；试件失效模式受老化影响可分为片状断裂、爆炸性纤维条状碎裂和纤维-树脂抽离破坏，原因是海水浓度越高对树脂基体的老化作用越明显，导致纤维-树脂结合力降低。

热障涂层是保障高性能航空发动机涡轮叶片、火箭发动机推力室壁等高端装备在极端高温环境服役的核心技术之一。由于热障涂层界面场的复杂性和不连续性，其结构热力耦合场的精细表征是目前热障涂层性能评估的核心挑战。针对传统数值方法在界面非连续场分析中存在收敛性差、效率低等瓶颈问题，创新性地提出一种基于格林函数理论的热障涂层结构热力耦合场的精细解析计算方法。基于材料通解，构造含待定常数的简洁调和函数，将其代入通解，由边界条件、界面连续条件、热力平衡条件确定待定常数，获得了具有严格数学表征的普适性热涂层结构热弹性全场解析解。基于全场解析解，设计详细的数值实验，探讨了该方法的有效性、高效性，并系统地开展了涂层厚度、热膨胀失配效应等参数敏感性分析，揭示了涂层厚度和热参数失配对界面应力场的影响规律。研究为热障涂层结构的精细设计和界面失效机制研究提供了新的理论方法。

跨域飞行器凭借“一机多能”和大空域、宽速域高效重复飞行的设计定位，在航空航天领域具有划时代意义，正在成为各国科技竞争的焦点之一。由于这一领域高度的前沿性和综合性，目前尚未形成实现大包线跨域飞行的明确技术路线，但是普遍认同变构型是其中的关键技术与必要手段。以变构型为主线，从与之相关的飞行器基础构型、变体方式、变体结构优化与热防护4个方面论述了实现跨域飞行的概念性路线，分析了现有研究对跨域飞行器设计提供的技术铺垫和参考价值，并综述了各自的技术进展与挑战。首先，介绍了几种有应用潜力的基础构型，对比了其气动性能、容积率等方面的差异；其次，按照机翼和头锥部位变体分类，分析了不同方案的结构设计和气动影响；接着，从提高变体结构变形、承载与防热性能的角度，介绍了系统布局优化、构件拓扑优化与材料-结构多尺度优化和被动、主动热防护结构设计；最后，总结了目前跨域飞行器结构与变构型设计工作仍面临的挑战与难题，展望了相关研究在未来的发展方向。

空间可展开遮光罩是抑制消除杂散光、防止外热流进入、提高光学系统成像质量的关键航天装备，是空间科学、深空探测等学术研究和实际应用的前沿与热点。针对探月、探火、星际探测等对大尺度、高收纳率遮光罩的迫切需求，提出一种可实现尺度灵活拓展的模块化可展开柱状遮光罩构型方案。首先，基于模块化思想，以Sarrus机构为基本构型开展了冗余驱动可展开支撑机构刚柔耦合多体系统设计，阐述了机构展收及锁定刚化机理，并采用空间几何坐标法分析了机构展开过程中关键节点的运动规律；其次，采用ABAQUS仿真软件建立了不同参数下单层可展开薄膜收拢态有限元模型，探究了不同参数对薄膜结构展开过程力学特性的影响规律，优选确定出最终设计参数，并开展了多层薄膜展开过程动力学仿真，分析了展开过程薄膜应力变化规律；再次，建立了遮光罩整体完全展开态有限元模型，开展了结构模态分析，研究了固有频率及振型变化规律；最后，研制了多模块遮光罩原理样机，并在微重力试验装置上对遮光罩进行了展开功能试验。研究结果表明：所设计的遮光罩能够有效实现展开与锁定功能，机构与薄膜展开过程协调、无干涉，验证了所提原理及方案的正确性。该研究可为同类航天器遮光罩的研究提供理论基础和技术参考。

可重构装配型架长期使用过程中易出现定位精度下降引起的不稳定问题，影响产品装配质量，有必要对其定位精度实施有效监控。传统的人工定期检查方法存在无法及时获取型架使用状态数据、难以准确而全面评估型架定位精度以及缺少系统且有效的修复方法等问题。几何约束作为型架关键点位之间的特定几何形位限制，它是型架准确定位产品的内在依据和型架定位精度保障的核心基础。为解决上述问题，提出并构建了一套基于几何约束的可重构装配型架修复性装调方法，该方法包括基于几何约束的型架定位精度评估、型架点位调整量计算以及基于雅可比旋量的定位器可调性判断3部分。首先，分析了为保证型架定位精度合格所需要限制的关键点位之间的几何约束集，据此评估型架的定位精度；然后，针对定位精度超差的型架，计算其点位的调整量并确定了装调目标位置；最后，基于构建表征定位器装配偏差的雅可比旋量模型判断定位器的可调性，辅助工人完成了型架修复性装调。以某壁板可重构装配型架为例进行验证，结果表明，所提方法能够准确评估型架的定位精度，有效修复定位精度超差的型架，提高了型架修复效率，从而验证了方法的可行性与有效性。

为探究加压固化工艺下固体发动机药柱固化残余应力应变的产生与释放机制，基于黏弹性理论、有限差分法、增量法，建立了考虑固化降温过程中热-化-力多物理场耦合的理论模型，揭示了药柱固化残余应力应变的组成、分布、演化规律，获得了药柱温度、固化度与固化残余应力应变之间的映射关系，并进一步优化了药柱固化残余应力应变的释放路径。结果表明，药柱固化残余应力应变主要由固化阶段热膨胀、固化收缩、降温阶段冷却收缩3部分累积造成，其分别引起的固化残余应力占比约为5%、12%、83%，固化残余应变占比约为-1%、24%、77%。降温阶段随着药柱内部温度降低，固化残余应力应变线性增大。采用理论模型计算得到了加压固化工艺的最佳压力载荷，其与壳体环向弹性模量呈线性关系。相比常规加压固化工艺，基于固化响应组成、演化规律优化的工艺路径，可以使固化降温过程中的最大固化残余应力应变降低50%以上。

空间抓捕机械手是针对太空碎片捕获而产生的一种新型航天装备，对抑制碎片数量增长、有效维护空间环境具有重要意义。面对日益复杂的太空任务需求，航天领域对具有大范围、多工况以及高适应性的机械手新构型提出了迫切需求，对此提出了一种具有折展功能与柔性特性的模块化仿章鱼抓捕机械手，并开展了运动性能研究。首先，通过对章鱼腕肌肉组织进行分析，探明其柔性弯曲动作机理，建立了聚焦于运动功能维度的章鱼-机械手仿生映射关系；其次，设计出与章鱼腕局部运动特性相似的拟肌肉性静水骨骼（Muscular-Hydrostats，M-H）单元，并基于螺旋理论与图论综合优化出具有折展功能和弯曲功能的n-PRP联动超冗余机构；接着，在常曲率假设下，运用齐次坐标变换建立了考虑复杂耦合影响的绳簇驱动多段式弯曲运动学模型，并对其工作空间进行了分析；最后，研制了仿生机械手原理样机，并进行了对多种尺寸类型与形状轮廓目标物的抓捕功能试验。研究结果表明：所提出的模块化仿章鱼腕机械手指具有可变尺度与多段式-欠驱动弯曲特性，具备变脊线与自适应功能，在满足星载发射基本需求的同时，可实现面向多种非合作目标物大范围、多样化。

TC4ELI钛合金在氢燃料发动机上应用前景巨大，但涉氢部件焊接结构存在氢损伤风险。通过电子束焊接和高温气相充氢得到了充氢0.2%的焊接TC4ELI拉伸、疲劳和纳米压痕试验件，结合X射线衍射和二次离子质谱等微观表征，开展了纳米压痕和低周疲劳等力学试验，深入研究了氢对TC4ELI焊接接头微观组织和力学性能的影响。结果表明，充氢促进TC4ELI焊接接头各微区α→β相变，析出δ氢化物，且焊缝区内析出的氢化物较多，对应的弹性模量和硬度下降程度最大，焊接接头组织和性能趋于均匀化。TC4ELI焊接件充氢后弹性模量和断裂应变显著降低，氢化物导致断裂模式由穿晶韧窝断裂转变为沿晶脆性断裂。充氢TC4ELI焊接件在低应力水平下因应力诱导氢化物开裂，低周疲劳寿命显著降低，在高应力水平下因氢致局部塑性，表现出更好的抗疲劳性能。

为降低十二杆张拉整体机器人（SC-12）在执行星球探测相关任务时的驱动及时间成本，提出一种基于粒子群天牛须混合算法的索驱动优化策略。首先，基于SC-12的初始几何构型建立机器人等效模型，考虑重力矩及索调控量等多重约束，构建以驱动前后体系应变能差值为目标的驱动优化模型，克服了驱动过程中可能发生的索杆共面及基础底面异面的问题。然后，通过非刚体运动分析方法确定不平衡状态下机器人的姿态，并利用粒子群天牛须混合算法获取最优驱动策略。最后，在机械系统动力学自动分析系统（ADAMS）中进行动力仿真测试，并对比分析了相同构型机器人不同驱动方式的驱动及时间成本，以及相同驱动方式下不同构型机器人（SC-12和六杆张拉整体机器人）的前行速度和能量成本，表明SC-12在执行相关探测任务时优越的运动性能，验证了方法在优化驱动成本方面的有效性。

电驱动机器人因其响应速度快，控制精度高，灵活性强等优点，在机器人领域受到了广泛关注。与刚性部件组成的电驱动机器人相比，基于聚合物的电驱动软体机器人具有更高的自由度、适应性和鲁棒性，因此在航空航天等领域具有不可忽视的应用潜力。然而，当前基于聚合物的电驱动软体机器人使用的电响应智能驱动材料仍面临能量效率低，驱动精度不足，稳定性差等问题；在器件方面，还存在作动方式简单，应用场景有限及缺乏复杂场景下的多模态运动能力等挑战。因此，首先从材料的角度总结了不同类型的基于聚合物的电驱动软体机器人的驱动机制，并综述了其驱动性能改进方法；然后从器件角度，总结了基于聚合物的电驱动软体机器人在复杂环境下的运动行为特点，包含爬行和行走、跳跃、攀爬、水下运动和飞行等多种模式，以及驱动功能和多物理场耦合以拓宽软体驱动的应用场景；最后讨论了当前研究所面对的挑战与未来发展趋势。

激光清洗因环境友好、灵活高效、适应性强在航空领域具有广阔应用。采用纳秒脉冲激光对C919飞机蒙皮铝锂合金（2060）表面CMS-CT-203涂层进行清洗。分析了不同扫描速度、激光功率、脉冲频率、扫描次数组合下对铝锂合金涂层的清洗行为，并以去除深度、表面粗糙度为评价指标作极差分析，探究各激光工艺参数对不同评价指标的影响权重。正交优化涂层清洗的激光工艺参数，并对最佳激光工艺参数组合下清洗后的试样进行表征及力学性能分析。结果表明，对于影响清洗效果的权重，扫描次数>扫描速度、激光功率>脉冲频率；最佳激光工艺参数组合为扫描速度900 mm/s、激光功率65 W、脉冲频率140 kHz、扫描次数4次，激光清洗后的试样较好地保持了原试样的表面形貌，同时也发现清洗后试样表面的硬度和抗拉强度略微增加，较好地保持了基材原有力学性能。实现对铝锂合金表面涂层的完全去除并不损伤基材的原力学性能，该研究可为航空表面涂层去除提供参考。

薄壁零件铣削过程动力学参数的时变特性会影响铣削稳定性区域的预报。为了准确高效地获取薄壁零件铣削时的时变动力学参数，在建立考虑切削厚度动态变化动态切削力预测模型的基础上，将铣削中工件受动态力的振动等效为薄板受垂直中面激励力引起的振动求解问题，基于假设振型法计算工件初始动力学参数。考虑铣削过程材料去除和进给位置变化，根据结构动力修改方法快速获得时变的工件系统动力学参数。与有限元仿真相比，所提方法由于不需要重复建模从而计算效率提高90%以上。与实验测试方法相比，所提方法仅需一次初始测量实验，无需停机测量工件加工过程的动力学参数。实验结果显示，材料去除过程中零件的频响函数曲线和固有频率会发生显著变化，频率最大变化量达到25%，所提方法的预测结果与实验测量结果相比最大误差为4.816%。

整体叶盘是新一代航空发动机的核心部件之一，电解加工是其主要制造技术之一。针对传统整体叶盘套料电解加工中叶片进排气边易发生短路问题，提出浸液式套料电解加工方法，建立浸液式套料电解加工流道模型，开展了流场动力学仿真研究。仿真结果表明，与传统冲刷式套料电解加工流动方式相比，浸液式套料电解加工间隙内叶片进排气边缘流速达到24 m/s，叶片边缘处的低流速点较少，流场更加均匀。设计封闭式电解液槽体结构，在电解加工区域内形成封闭的电解液聚集池，实现了整体叶盘浸液式电解加工。开展了浸液式及传统冲刷式GH4169G整体叶盘套料电解加工对比试验，结果表明，浸液式加工稳定性较高，工具进给速度由0.55 mm/min提升至0.8 mm/min，叶盘加工效率和表面质量显著提升。该方式还可以应用于航空航天发动机中机匣、扩压器等其他复杂型面零部件的高效稳定制造。

挤压镁合金作为结构件在航空航天领域已有了较为广泛的应用。织构对镁合金在应用过程中的安全可靠存在明显的影响。在不同的应力加载方向下，具有｛0001｝基面织构特征的样品其循环变形机制、棘轮应变以及疲劳寿命都有显著的差别。分别在平行于挤压方向（ED）和垂直于挤压方向（TD）制备了两种织构特征的样品，选取在不同应力水平下进行对比实验。结果表明：织构对挤压镁合金的循环变形过程和疲劳寿命有显著影响。在循环初期ED样品主导变形机制为孪生机制，而TD样品则以位错滑移为主，导致ED产生的棘轮应变大。随着循环的进行，无论ED还是TD样品的主要变形机制均转化为位错变形机制，残余孪晶对位错的阻碍作用导致ED样品显现出相对TD样品更明显的循环硬化。TD样品c-轴在TD面上随机分布决定了TD样品相对于ED样品可启动的位错和孪生机制更多。因此，TD样品相较ED样品表现出更大的棘轮应变、塑性应变幅以及塑性应变能密度，最终导致较短的疲劳寿命。

铝镁合金颗粒具有点火延迟时间短、燃烧速率快等特点，是固体推进剂中重要的金属添加剂。首先利用高温燃气中金属颗粒着火特性试验系统，获得了铝镁合金颗粒在O₂、H₂O、CO₂等组成的高温燃气环境中的着火时间。建立了一种考虑对流换热、辐射换热、表面多相化学反应共同作用的铝镁合金颗粒着火过程仿真方法，并对合金颗粒着火时间计算结果进行了验证，预示误差在15%以内。高温燃气环境中着火过程仿真结果表明，铝含量90%的100 μm球形雾化铝镁合金颗粒在氧含量为30.4%的工况中，对流换热、辐射换热、表面多相化学反应放热提供的热量约为2∶2∶1，氧气参与的反应放热占比达到59.44%，镁参与的反应放热占比达到25.82%。高温燃气的气流速度、温度对铝镁合金颗粒着火时间影响显著，前者主要通过影响对流换热速率进一步影响合金颗粒的着火时间，后者主要通过影响辐射换热速率进一步影响合金颗粒的着火时间。

增材制造因其自由成形、快速制造的特点在航空领域具有重要应用价值。然而，增材制造材料的疲劳性能存在显著的分散性，如何准确评估其疲劳寿命已成为在航空领域应用面临的重要挑战。选区激光熔化成形Al-Mg-Sc-Zr合金具有强度高、密度低的特点，针对该材料，建立了一种基于裂纹萌生、扩展机制的疲劳寿命分析方法。基于有限元分析建立了不同尺寸、位置裂纹的应力强度因子（SIF）快速分析模型，并基于NASGRO模型进行了裂纹扩展寿命分析，建立了基于缺陷几何特征的裂纹萌生寿命分析模型，最终实现了包含裂纹萌生、扩展2个阶段的疲劳全寿命分析，并与垂直堆积方向（TD）、平行堆积方向（PD）试样的疲劳试验结果进行了对比。结果表明，疲劳寿命试验结果基本位于2倍误差分散带范围内，验证了所提方法的有效性；裂纹萌生主要受缺陷几何特征影响，而裂纹扩展主要受微观组织影响。该方法可为增材制造疲劳寿命评估提供科学依据、手段。

压气机引气不足和轴承腔供油压力突增导致的轴承腔滑油泄漏对航空发动机运行稳定性具有重要影响。模拟实际航空发动机基于引气封油方式的轴承腔石墨密封系统结构和工作环境，设计搭建石墨密封系统滑油泄漏流动特性试验装置，可视化观测滑油泄漏流动演变过程，试验研究转子转速和滑油温度对石墨密封系统临界封油压差的影响规律，揭示滑油通过轴承腔石墨密封系统的泄漏流动机理。研究表明：随着封严压差逐渐减小，滑油最先从石墨密封整环的底部泄漏，依次经历渗漏回流、渗漏加剧、滴漏和成股外流4个过程。将滑油形成油滴流出挡板外沿时对应的封严压差作为轴承腔石墨密封系统的临界封油压差。转子转速由4 000 r/min增加至12 500 r/min，临界封油压差减小85.9%，低转子转速使滑油受到的离心力较小，导致滑油成坨状充满密封间隙。滑油温度由40 ℃增加到121 ℃，临界封油压差减小83.1%，低滑油温度增大了滑油的密度和动力粘度，滑油所受的重力和黏滞力较大，导致滑油在密封间隙内发生堆积。

陶瓷基复合材料因其优异的机械性能和耐高温特性成为航空发动机热端构件的优选材料，由于其高硬度、高脆性、低导电性的材料特点，导致小孔径、大深径比、变截面结构的锥形气膜冷却孔加工成为难题，飞秒激光加工是解决该难题的有效方法。基于锥孔结构，设计了正螺旋轨迹和负螺旋轨迹，并采用倾斜激光束的两步旋切加工方法实现了SiC_f/SiC复合材料上正锥孔和负锥孔的高质量加工。加工后锥孔出入口尺寸误差≤10 μm，锥度误差≤0.1°；入口边缘覆盖有少量沉积物，出口无沉积物，边缘锋利；正锥孔和负锥孔孔壁形貌均匀，可以观察到被平整去除的纤维和基体结构，孔壁粗糙度Sa分别为1.8 μm和2.5 μm左右。对锥孔的形成过程进行了研究，分析了孔底形貌、出入口尺寸的演变过程，阐明了锥孔的孔轮廓创成机制，为SiC_f/SiC复合材料热端部件锥孔的高质量加工提供了工艺基础及质量评价参考。

直升机沙盲现象不仅威胁飞行安全，而且会引发桨叶磨损，降低旋翼性能。为此，基于黏性涡粒子法和离散单元法的直升机沙盲分析模型计算沙云时变形态，耦合沙粒-桨叶冲击模型与桨叶磨损模型，考虑旋翼桨叶高速冲击磨损特性，建立沙盲环境直升机桨叶磨损分析方法。通过与镍合金、SS304不锈钢、双向碳纤维增强环氧树脂（CF/EP）、玻璃纤维增强环氧树脂（GF/EP）、聚氨酯（PU）、Ti-6Al-4V钛合金的靶板磨损试验对比，验证了分析方法的准确性。随后研究EH-60L直升机前飞沙盲环境的桨叶磨损特性，并分析飞行速度对桨叶磨损的影响特性。直升机沙盲环境下，桨叶与沙云碰撞程度、桨叶磨损、旋翼磨损区域均随时间延长而显著增加，同时，受桨叶进入沙云时间更长、沙粒冲击速度更大、冲击角度更大的影响，桨尖磨损远高于桨叶内侧。此外，桨尖磨损和旋翼磨损区域随飞行速度增加而先增大后减小。