三周期极小曲面（TPMS）晶格结构具有的轻质、高强和能量吸收特性使其具有广泛的轻量化设计前景，然而传统方法难以制造。以Ti-6Al-4V粉末为材料，采用选区激光熔化（SLM）技术制备Gyroid和Primitive两种结构不同孔隙率的晶格点阵试样和实体拉伸试样，并进行力学性能和微观组织分析。结果表明：TPMS力学性能随孔隙率的增加而呈降低趋势，Primitive结构塑性优于Gyroid结构而整体强度低于Gyroid结构。TPMS晶格结构压缩屈服强度达到498 MPa，抗拉强度达到373.0 MPa，力学性能优于基于杆径类（体心立方、面心立方）的晶格结构，且点阵结构的延伸率比实体试样提高了2.8%~14.0%。两种点阵结构的断裂模式均为韧性和脆性混合，在点阵结构表面存在气孔和未熔合粉末，这种微观缺陷并不会影响其破坏机制。在相同工艺参数下制备的实体拉伸试样抗拉强度达到1 050 MPa，延伸率达到17.5%，优于传统铸造的Ti-6Al-4V合金力学性能。

陶瓷基复合材料结合了碳材料与陶瓷材料的性能优势，成为航空航天领域重要的热结构材料。反应熔体渗透法是制备陶瓷基复合材料的主要工艺，其过程是高温熔体通过毛细作用进入多孔碳预制体中，与碳基体发生化学反应生成陶瓷相并嵌入孔隙中，从而实现高效致密化。但由于熔渗过程伴随着高温高活性、短时剧烈的热物理化学相互作用，使得实验观察、工艺参数调控充满挑战。基于反应熔渗工艺特性，考虑不同孔道之间的窜通特性，区别单孔结构与双孔结构的预制体微结构特征，构建更接近真实预制体孔隙结构的反应熔渗多物理场模型，模型预测温度值与实验值的误差在3%以内，同时在反应前期的熔渗深度预测值与实验值的误差在3%以内，整体预测精度远优于Washburn方程及其修正形式；讨论了孔隙结构模式对反应熔渗过程温度分布、反应速率分布的影响，发现双孔结构模式更有利于反应性熔体的渗入。提供了一种多孔碳介质内反应性熔体渗透过程的多物理场耦合方法，为陶瓷基复合材料反应熔渗工艺优化提供了理论依据。

飞机蒙皮等航空航天薄壁零件常采用化铣刻型方法完成表面复杂形状图案加工，对其加工图案进行精确检测是保证薄壁零件加工质量的关键环节。但是，受自身重力、夹紧力等因素影响，这类薄壁零件在检测过程中易发生弯曲变形，导致检测结果不稳定。常规方法往往需定制完全贴合曲面形状的夹具对零件进行固定，成本高且效率低，难以满足工业场景的快速检测需求。提出一种基于点云降维的飞机蒙皮化铣刻型轮廓检测方法，创新性地将三维曲面轮廓降维至二维平面，克服零件变形，实现复杂曲面图案的高精度检测。首先，获取蒙皮曲面的CAD标准轮廓作为理想数据，基于结构光技术获取实际零件的图案轮廓点云作为初始数据；然后，基于测量轮廓模型和CAD模型计算测地距离矩阵；最后，基于测地距离矩阵将测量轮廓和标准轮廓同步降维至二维平面，实现加工轮廓图案的误差分析。实验结果表明，所提方法可以实现无夹具的飞机蒙皮化铣刻型图案检测，精度达0.039 mm。

高速开关式数字阀是航空液压系统核心控制元件之一，直接关乎飞行器的性能与运行安全。响应时间是数字阀首要指标，通过提高激励电压可以有效改善动态特性，但容易造成过多能量消耗和温升，进而带来电磁力等多方面性能退化，甚至出现匝间击穿、烧毁等安全事故。针对以上问题提出了一种新型 低功耗数字阀。在磁路中引入永磁体，利用永磁体的磁场维持工作状态，仅在启闭过程激励瞬时电压，从而降低阀的功耗，以减弱数字阀高响应与低温升之间的设计矛盾。在此基础上，分别建立了永磁体磁场和电磁场混合励磁下低功耗数字阀的理论模型和有限元模型，研究了关键参数对其电磁特性、动态特性和能耗特性影响。最后，搭建了数字阀试验台，对仿真模型及分析结果进行验证。试验表明，与搭配先进控制方法的传统数字阀相比，低功耗数字阀启闭响应时间分别缩短49.3%和35.6%，流量可控区间扩展20%。大占空比下，低功耗数字阀温升最高降低40 ℃，且温升不受占空比影响，低功耗数字阀对提升航空液压系统性能及安全性具重要意义。

宽带吸收是吸波体向实际应用发展亟须解决的难题。基于熔融沉积成型（FDM）技术制备吸波体壳体，以自制的石墨烯（rGO）-Fe₃O₄/乙基纤维素（EC）复合微球为吸波剂，研究单元结构几何参数和材料层间分布对吸波性能的影响，通过归一化处理，分析等效阻抗匹配的变化特性。研究结果表明，该吸波体具有宽带吸收、极化无关特性和大角度吸收特性：该吸波体实物测试结果实现了2~18 GHz频段内99%带宽（2.1~18.0 GHz）的有效吸收（反射损耗低于-10 dB），两个反射损耗峰值的测试强度依次为-21.9、-24.1 dB，与CST仿真的2~18 GHz全频段有效吸收、峰值强度-20.6 dB和-20.1 dB的模拟结果相吻合；对于横电波（TE）极化而言，当入射角度为40°时仍然能维持15 GHz的有效吸收带宽，在50°时还能保持X、Ku波段的有效吸收。吸波体表现出的吸波性能归因于其合理的等效阻抗匹配调控，与此同时，其结构中梯度参数可显著增加电磁波的反射次数，充分利用了电磁波的衍射能力。

超低温流体迷宫密封过程中，密封间隙节流压降引发的流体空化现象致使超低温流体动密封性能变化规律和物理机理十分复杂，但目前尚缺乏可预测动密封参数的数学模型，为此开展超低温流体迷宫密封理论与实验研究具有重要意义。为揭示空化作用下的迷宫密封机理，以直通型迷宫结构为研究对象，构建考虑相间热质传递的两相流控制方程，建立迷宫齿隙微小空间内两相流流场变量稳态解析模型，提出超低温流体空化起始位置判别依据，形成空化前后多相态流体齿隙压力与泄漏率解析计算方法，实现超低温流体迷宫密封齿隙流场演变规律的定量描述。结果表明，该解析模型依赖于各级齿隙中两相流含气率，稳态时超低温流体被空化起始齿隙分割成液相流与两相流两部分，其中两相流压力变化趋势与流体饱和压力曲线一致，压降很小；与仿真和实验数据相比，中低转速和压力条件下解析模型预测精度高于85%，空化现象可降低超低温流体质量泄漏率，文中工况下最大降幅达到19.43%。本文研究工作改善了超低温环形动密封缺乏预测模型的现状，可为超低温流体迷宫密封机理揭示、结构设计与性能研究提供理论依据。

近年来，碳纤维增强复合材料（CFRP）在航空工业中的发展令人瞩目，对其断裂过程进行定量评估并预测损伤成为了研究的关键。基于采样云纹法，建立了一种研究CFRP正交层合板试样层间应变场演化规律的实验系统；该系统由三点弯曲实验加载装置、显微镜和工业相机以及贴有纳米压印光栅的CFRP试样组成。运用该系统对试样加载过程中微尺度下的应变场进行全场测量，并对试样开始弯曲至裂纹萌生前的应变集中程度进行了定量评估。结果表明：CFRP正交层合板材料层间裂纹的萌生与应变集中有直接联系，裂纹在萌生前会伴随明显的应变集中；裂纹中心相较于裂纹周围区域在起裂前有更明显的应变集中，且随着弯曲载荷增大，中心区域的应变集中程度明显增加，周围区域的应变集中程度则无明显变化。当CFRP表面图像的设定应变为0.1%时，所用实验方法应变测量的均方根误差在5×10^-5以内，可以准确分析CFRP层合板材料在裂纹萌生前的应变场演化规律，并有效地预测裂纹萌生的位置。

在不同加载速率下镁合金的机械性能存在差异，为探讨循环频率与棘轮应变的关系，对挤压态AZ31B镁合金进行应力控制下的循环实验，研究频率对镁合金的棘轮应变及其演化过程的影响。分别讨论了频率为1.0、2.0、5.0 Hz时镁合金的循环变形过程，结果表明：挤压态AZ31B镁合金在循环变形过程中存在明显的棘轮效应，且在相同平均应力作用下棘轮应变与频率的关系并不是单调的，频率为5.0 Hz时的棘轮应变处于1.0 Hz与2.0 Hz之间。这是由于频率为1.0 Hz与2.0 Hz时频率较低，在一个循环周期下应力作用的时间更长，因此1.0 Hz时形成的棘轮应变比2.0 Hz时的更大；而频率为5.0 Hz时，相对于1.0 Hz和2.0 Hz时孪生-去孪生机制所占比重更大，循环中具有更低的硬化率，故棘轮应变较2.0 Hz时更大。不同频率下，循环前期棘轮应变均快速增加，经一定循环次数后趋于稳定。

铝合金、不锈钢、镍基合金等材料广泛应用于航天航空热端部件。实现金属材料在交变机械载荷和高温高压燃气体冲蚀下的厚度测量，对提高金属构件服役的可靠性和安全性具有重要意义。针对航空发动机、固体火箭等热端部件材料在高温振动环境中的厚度在线检测与监测难题，提出了一种基于横波谐振频谱测厚的激光电磁超声技术。以铝合金5083、不锈钢304、镍基合金GH4169这3种金属材料的试样为检测对象，建立了激光电磁超声横波谐振检测有限元模型，分析了激光光斑直径、电磁超声换能器（EMAT）线圈直径、线圈线径、提离等参数对谐振点频率和回波幅值的影响，并开展了常温、高温金属试样谐振测厚实验。研究结果表明，当激光光斑直径、EMAT线圈外径、线径、提离分别为4、12、0.26、0.3 mm时，Laser-EMAT超声回波幅值最高。当上述3种金属材料试样厚度为0.5~3.0 mm时，谐振法测厚的最大偏差不超过2%、6%、4%，且可以应用于此3种金属材料在至少450 ℃高温条件的厚度测量。

针对航空电子设备中倒装芯片缺陷检测振动信号易受噪声影响，缺陷特征不明显等问题，提出一种基于局部重加权卷积稀疏编码（CSC）的方法，以实现倒装芯片振动信号的重构去噪。该方法采用CSC模型全局表示振动信号，能够避免字典高维数问题，以有效降低训练字典和稀疏分解的计算复杂度；其次，针对倒装芯片振动信号稀疏度不同的问题，提出重加权CSC模型，并且为了抑制局部噪声，构建局部重加权CSC模型，在迭代过程中将能量熵以权重的方式重新分配应用于加权策略中，更好地匹配局部块CSC结构；此外，提出随机梯度下降（SGD）的有效加速策略，利用安德森加速（AA）外推法加速SGD算法，对卷积字典历史迭代信息进行线性组合，实现加速卷积字典的学习以及提高字典的求解精度。仿真和实际倒装芯片振动信号试验结果表明，所提方法能够有效地去除倒装芯片振动信号中的噪声，相对于现有流行CSC去噪算法更具竞争性及优越性。

针对某型民用航空发动机涡轮导向叶片热障涂层的可靠性进行了研究，建立了基于运行条件的叶片表面温度分布模型和基于温度分布的涂层失效模型，并采用Monte-Carlo模拟法计算了涡轮导向叶片热障涂层在不同服役时间和温度下的失效概率，预测了涡轮导向叶片服役寿命并与实际服役结果进行比较。结果表明：热障涂层的最大失效概率区域位于涡轮导向叶片的前缘和叶盆区域。以60%的失效概率为完全失效界限，在热气流作用下，叶片前缘区域的热障涂层平均寿命只有3 857 h，叶盆区域的平均寿命为7 584 h，叶背和后缘区域的平均寿命可达到10⁴ h以上。模拟计算服役可靠度与涡轮导向叶片实际检测结果的吻合度随服役时间变化始终保持在60%以上，证明使用的可靠性评价方法具有可信度和实用性。

本文利用一级轻气炮实验，研究了碳纳米管（CNT）薄膜抵抗横向高速冲击的性能以及树脂含量对冲击性能的影响规律；结合数值仿真手段，获得了在直径为3 mm的钢球的冲击作用下纯CNT薄膜以及浸渍了20%、50%、80%浓度的环氧树脂溶液的CNT薄膜的临界穿透速度，分别为26.2 m/s、27.1 m/s、27.96 m/s和35.3 m/s。结果表明环氧树脂可以提升CNT薄膜的抗冲击力学性能，且随着环氧树脂浓度的提高，提升效果逐渐明显。通过微观形貌观测发现，CNT树脂复合薄膜在高速冲击下，其增强机制主要以微裂纹吸能为主。本研究通过研究CNT树脂复合薄膜在高速冲击下的力学行为，揭示CNT在横向冲击载荷下的增强机制，旨在对层间增韧复合材料的设计、制备及其力学性能研究提供帮助和指导。

Z-pin增韧技术可有效提高复合材料层间性能，但pin针的植入会引起材料纤维发生变向，造成富树脂区，降低面内性能。本文提出了一种考虑固化残余应力影响的Z-pin增韧复合材料面内压缩性能的预测方法。通过分析Z-pin增韧结构的细观形貌，建立了代表性单胞模型；充分考虑各组分材料的固化时变特性，建立了Z-pin增韧结构下的热-力-化学多场耦合模型；将前期计算得到的固化残余应力场作为预定义场带入面内压缩性能计算，得到的仿真结果与实验吻合度高。研究发现，固化过程中Z-pin周围会聚集大量残余应力，因而在压缩载荷下，Z-pin周围的材料性能较弱会最先产生裂纹缺陷，并逐渐向富树脂区扩展；纤维变向、富树脂区和固化残余应力的存在会显著降低增韧后复合材料的面内压缩性能。

外物打击是影响叶片安全运行的重要事件，打击事件的在线辨识有利于巨大灾难事故的提前预警。针对叶片服役过程中振动数据量大，且需要快速、准确地在线辨识打击事件的迫切需求，提出了一种利用峭度与振幅矩联合判据（KAM-BTT）的多工况下叶片外物打击辨识及打击时刻定位方法。基于叶尖计时法，只需要单个传感器即可实现。构建了考虑叶片安装误差、叶片失谐及传感器安装误差的外物打击振动响应模型，并进行了打击模拟，提出了基于叶片模型参数的外物打击辨识参数阈值获取方法。搭建了外物打击实验装置，完成了多转速下的外物打击辨识验证。实验结果表明，提出的打击辨识方法能凭借单传感器在0.047 s内实现打击事件的识别，为在线预警和数据管理提供了研究基础。

为满足航空发动机涡轮进口温度不断提升的要求，通常采用气膜冷却技术来有效降低叶片壁面温度。然而气膜孔的存在破坏了叶片结构的几何完整性，在离心载荷与热载荷的影响下易发生蠕变断裂。因此开展气膜孔对镍基单晶叶片蠕变性能的研究具有重要意义。通过开展1 000 ℃/300 MPa下圆柱形、簸箕形和燕尾形3种气膜孔试验件的蠕变试验和有限元仿真，结合微观表征手段研究了气膜孔孔型对DD6单晶高温合金蠕变损伤的影响机理。结果表明：圆柱孔和簸箕孔的平均蠕变寿命相似，较燕尾孔分别提升了17.4%和15.9%。从断口分析可知，含孔板件的蠕变断裂是由于孔边应力集中引起，裂纹主要萌生于孔边位置。扫描电子显微镜（SEM）、电子背散射衍射（EBSD）和有限元仿真表明，塑性变形区与仿真高应力区相对应，且γ'相筏化形貌与应力分布有关，同时应力越高的地方氧化越显著；能谱仪（EDS）对氧化物的分析结果表明氧化物主要分为3层：外层为NiO和CoO，中间层为Cr、Ni和Ta的混合物，内层为Al₂O₃。氧化层附近存在γ'相溶解，孔边的塑性变形与γ'相溶解促进了再结晶的形成。

航空发动机压气机叶片的砂尘冲蚀问题是航空发动机性能衰减、寿命降低的原因。抗冲蚀涂层是提高压气机叶片抗砂尘冲蚀能力的有效方法，但是硬质涂层的引入会降低金属叶片的疲劳性能。采用离子镀技术在TC4钛合金表面沉积厚度相同的TiN单层涂层和TiN/Ti多层涂层。采用扫描电子显微镜、纳米压痕仪、X射线应力分析仪表征了试样的表面、截面形貌以及基本力学性能，对比分析了不同涂层、无涂层TC4基体的旋转弯曲疲劳性能，讨论分析了TiN、TiN/Ti涂层对TC4基体疲劳性能影响的机制。旋转弯曲疲劳试验结果表明，TC4钛合金基体在1×10⁶循环周次下的中值疲劳强度为530.5 MPa，而沉积TiN、TiN/Ti涂层的TC4钛合金试样在该条件下的中值疲劳强度则分别为529.2、492.5 MPa，与未沉积涂层的TC4基体试样相比，分别下降了0.24%、7.16%。涂层损伤基体疲劳性能的机制为涂层开裂加速了基体的疲劳失效。而且TiN涂层表面粗糙度较低且残余压应力较大，相较于TiN/Ti涂层，TiN涂层对TC4钛合金基体疲劳性能的损伤比例更小。

准确评估涡轮叶片的损伤状态对于指导其大修/更换行为具有重要的意义，但由于涡轮叶片结构及服役环境的复杂性，现有技术手段难以模拟真实服役状态下的叶片损伤情况，而基于真实服役叶片的损伤数据进行损伤预测又存在数据采集成本高、样本量小的客观限制。为此，针对小样本条件下服役涡轮叶片的损伤状态评估需求，提出一种基于元学习的损伤参数预测方法，在有限的服役数据基础上，实现对涡轮叶片损伤参数的有效预测。首先制备涡轮叶片不同叶身高度的切片试样，并通过场发射扫描电镜获取切片试样典型部位的微观图片，使用图像处理技术提取不同部位损伤数据，并根据图片所处部位的不同将损伤数据划分为不同训练任务数据；然后提出一种基于MAML-LSTM模型的涡轮叶片损伤参数预测方法，增强了服役条件与叶片损伤参数之间的相关性，建立了服役参数与损伤参数之间的有效映射。利用本文所提出的 MAML-LSTM 模型对测试集数据进行预测，预测结果的平均绝对百分比误差为7.55%，对比BP、RNN、LSTM、Bi-LSTM等神经网络的预测结果，所提出的模型在测试集上的平均绝对误差下降了至少52.37%，均方误差下降了至少76.98%。

金属增材制造领域中的激光金属沉积技术在生产过程中具有强光、强辐射的应用环境，导致缺乏工件的实时几何形貌三维信息的获取手段。为观测金属分层离散堆积成形过程，提出一种面向激光金属沉积成形过程三维几何信息测量的紫外结构光实时测量方法。通过对激光作用下金属粉末的辐射波长、激光等环境干扰光进行光谱分析，优化设计了紫外可选波段的窄带无干扰光路、二值抖动条纹光栅，确保获得高质量的调制条纹图像；由傅里叶变换在频域实现物体面形调制基频信息的滤波，通过傅里叶逆变换获得包裹相位信息，结合洪水填充算法实现绝对相位计算；根据立体视觉原理，以相位为稠密匹配辅助信息实现高精度三维数据计算。在金属增材制造真实环境下，通过对标准件的测量验证了所提方法三维测量平均误差小于0.1 mm。对金属件打印过程的观测实验证明，该方法可用于观测增材制造成形过程的层内、层间几何信息变化，满足工件成形过程中0.2~1.0 mm层厚堆积工艺的在线尺寸测量分析需求，为激光金属沉积技术的实时闭环反馈和内部缺陷机制分析提供详细的中间数据支持。

采用热压缩与高温保温相结合的实验方法原位研究了不同工艺参数对300M钢静态保温过程微观组织演化的影响。结果表明，应变对静态保温过程晶粒尺寸的影响主要归因于微观组织演化的遗传继承关系，应变速率的影响主要归因于应变储存能的作用，保温温度的影响主要归因于静态再结晶机制的温度依赖性，而保温时间的影响主要归因于晶粒形核、吞并机制。基于工艺参数与静态保温过程晶粒尺寸演化的对应关系，提出了新的能够有效描述变形及静态保温参数影响的静态保温晶粒尺寸模型。研究为300M钢大型构件多道次热锻成形过程微观组织演化的准确预测及有效调控奠定了理论基础。

通过一体化仿形织造技术制备的圆顶形层联机织预制体（DIWP）具有可设计性好、结构稳定、承载能力强等特点。探究DIWP微细观结构并构建其参数化几何模型，对于预测DIWP力学性能并指导其工艺设计十分重要。基于预制体宏观结构特征、织造工艺参数对DIWP参数化模型构造方法进行了全面研究，并使用SolidWorks软件建立了实体几何模型。结果表明：通过引入纬斜角可以描述DIWP纱线的空间坐标与运动路径之间的关系；一元二次函数形式的抛物线凸透镜形纱线截面假设适用于DIWP；讨论3种不同细观结构的DIWP参数化模型，进一步得到了具有系统性、可靠性、普适性研究价值的DIWP的参数化模型构造理论；模型解析式全部由MATLAB软件推导得出，可求解且唯一；参数化模型能够有效表征DIWP的空间拓扑关系、计算纤维体积含量，与实测值对比，误差为-3.43%。所得结论为DIWP的仿真模拟提供了理论依据，并对其实际制备工艺的设计具有指导意义。