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。

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。

随着飞机产品频繁换型，飞机装配工装需进行快速可靠设计，提高工装的研制效率和质量对缩短飞机的生产周期有着极为重要的意义。然而航空制造业的装配工装研制周期长、成本高，设计人员需要消耗大量时间与精力来完成工装的设计工作，并且严重依赖设计人员的个人经验，缺乏有效的工装设计知识支持和传承。为此，提出一种基于知识图谱和用户行为的飞机装配工装设计知识推送方法。该方法首先建立了知识文档库、知识标签网络等知识推送资源，再构建推送情境模型来计算各知识文档的推荐优先度值，并基于用户行为对知识推荐优先度值进行修正，最后将筛选出的知识推送给设计人员。基于飞机壁板工装设计为例进行了实例验证，证明了所提的基于用户行为的知识推荐参数修正机制的有效性。实例证明，在推送前5位相关知识文档时，准确率为0.83。某标签搜索次数越多，排序越靠前。相同推荐次数下，用户对知识推荐结果评价“有帮助”，能够有效提高该知识被推荐的优先度。此外，基于CATIA平台开发了飞机壁板装配工装设计知识推送软件的原型系统，将该方法应用到飞机壁板装配工装的设计中，帮助工装设计人员更加高效地获取工装相关知识。

采用非热压罐预浸料进行双曲率复杂制件热隔膜成型时易产生工艺缺陷如起皱、屈曲等，这些缺陷产生的主要机制之一是层间滑移受阻。在热隔膜预成型工艺中，影响层间滑移的因素有温度、法向压力、相对滑移速度。基于pull-through测试原理设计了一套层间滑移系统用于非热压罐预浸料的层间滑移性能测试，分析了温度、法向压力、滑动速度对层间滑移的影响，并开发了一个描述其层间滑移行为的力学解析模型，可以准确预测在不同工艺参数状态下随着相对滑移位移变化的层间滑移行为。模型预测与实验数据之间显示出良好的一致性，验证了模型的有效性。

采用Zn-6Al钎料，分别对铝合金基体和铜合金衬套待连接的表面超声预熔覆钎料层，在热装配后进行二次钎焊，实现了轴承组件的连接。通过扫描电子显微镜及能谱仪对预熔覆钎料层后的铝合金、铜合金界面微观组织以及二次钎焊后的接头微观组织进行了表征和分析。同时探究了钎焊保温时间对接头微观组织和力学性能的影响。对比研究了超声预熔覆-钎焊复合连接与直接超声辅助钎焊连接两种方法下接头力学性能差异。此外对通过超声预熔覆-钎焊复合连接制作的轴承试样，使用水浸超声C扫描系统检测焊合率。结果表明，预熔覆后的Al/Zn-6Al、Cu/Zn-6Al界面结合良好，且二次钎焊后形成了无明显缺陷、界面结合良好的Cu/Zn-6Al/Al接头。随着二次钎焊保温时间增加，接头抗剪强度下降，当钎焊保温时间为30 s时，接头最大强度达到135.8 MPa，断裂发生在接头组织中的CuZn₅相处。然而，利用直接超声辅助钎焊连接时，随着超声时间增加，接头抗剪强度呈现先升后降的趋势。当超声作用时间4 s时，接头最大强度达到65.9 MPa，断裂位置位于Cu₅Zn₈相与CuZn₅相交界处。对比于超声预熔覆-钎焊复合连接的接头，其接头抗剪强度较低。此外经检测，通过超声预熔覆-钎焊复合连接的轴承试样的端面焊合率约为99.3%，孔内焊合率约为99.5%，且无贯穿性缺陷。

碳纤维增强碳基体（C/C）复合材料具有自润滑、耐磨损等优良性能，与动密封技术需求和应用环境相匹配，可以显著提高指尖密封的服役寿命，但是各向异性的力学性能、非均质的微观结构和复杂的曲线构型导致C/C复合材料指尖梁的力学特性复杂多变，限制了指尖密封的封严效果和服役寿命的提高。因此，首先通过平纹编织C/C复合材料多尺度编织结构和性能分析，构建了C/C复合材料指尖密封片的多尺度有限元模型；然后，采用多尺度有限元法深入分析了铺层数量、径向位移以及不同位置的C/C复合材料指尖梁径向静刚度的变化规律和周向分布特性；最后，搭建了指尖梁径向刚度试验台，并对不同位置的C/C复合材料指尖梁径向静刚度进行了试验验证。研究结果显示：圆弧形指尖梁的载荷随径向位移的增大而线性增大，其径向刚度保持不变；3层碳纤维布的指尖梁径向刚度约是单层的3倍，周向分布指尖梁的径向刚度呈现先减小后增大的周期性分布规律，周期为90°，最小刚度约为最大刚度的68%，较大的径向刚度差异会导致局部磨损和迟滞泄漏问题，研究结果为C/C复合材料指尖密封结构优化与性能研究提供了参考和依据。

随着太空探索的深入和空间技术的提高，大型航天器的在轨建造已成为重点研究方向，该类航天器通常以空间大型桁架作为支撑，需要依靠空间机器人完成多种载荷的在轨搬运与装配。由于其桁架结构具有大柔性、低阻尼的特点，空间机器人攀爬抓持桁架时易引发时变动态的桁架结构振动，从而影响载荷搬运的平稳性。为此，针对三分支机器人桁架攀爬中抓持构型优化问题，以“桁架-三分支机器人”复合系统为研究对象开展其接触碰撞特性分析；面向抓持构型构建攀爬平稳性、抓持平衡性和可操作性评价指标；利用多目标优化算法NSGA-Ⅱ建立以三分支机器人关节角度为决策变量的抓持构型优化模型，得到兼顾接触碰撞激励抑制、任务效率与机器人可操作性的抓持构型优化方法；最后通过对照仿真实验评估了该方法的有效性，为大型航天器桁架攀爬运动的平稳规划提供了分析手段和解决思路。

先进制造理论与技术是科技进步和社会发展的基石，也是支撑航空航天工业及国防建设的基础，同时也是促进高端装备革新的关键。但是，随着新材料新结构的发展，传统制造技术难以满足航空航天领域关键零部件加工要求。因此，先进制造理论与技术成为航空航天领域的重要研究方向，获得了快速发展。首先介绍了航空航天先进制造理论与技术的内涵和特点，总结了高速/超高速加工、精密成形制造、微细与纳米加工、原子及近原子尺度加工、现代特种加工、快速原型制造以及绿色制造等航空航天领域典型先进制造理论与技术的基本原理、应用领域以及适用材料范围。其次，归纳了先进制造理论与技术的最新研究进展，包括高速高效加工技术、高性能复合加工技术、智能控制加工技术、大型化、微型化以及新兴材料技术。再次，深入探讨了当前先进制造理论与技术所面临的主要挑战和未来的发展趋势。随后，阐述了先进制造理论与技术的工程应用和设计制造一体化，并强调其在航空航天制造领域的重要地位。最后，分析了航空航天新一代先进制造理论与技术涉及的前沿领域，明确未来发展要点，指出重点发展方向。

随着航空航天技术的快速发展，未来航天器对结构、性能和功能的要求愈加严苛，轻量化、高强度、具备多功能和多模态变形能力的材料设计成为关键需求。折纸超材料因其独特的几何设计和力学特性，具有可重构、多稳态和能量吸收的特性，已成为航空航天领域的研究热点。这类材料通过精密折叠结构，结合现代数学建模与材料科学，具备可调控变形、轻量化、易展开与回缩等优势。在航天领域，折纸超材料不仅可应用于可展开结构（如天线、太阳能帆板等），还在减震、吸能、防护等方面展现出潜力。折纸超材料的可编程几何特性赋予航天器自适应变形能力，能应对太空环境中的外部压力和温度变化，提升结构可靠性与寿命，并有效降低发射成本。综述了折纸超材料的特性、设计方法、制造技术及应用，探讨其在航空航天中的发展趋势与未来研究方向。

空间机器人是执行在轨服务、星球探测、星表采样以及地外设施建设等任务的核心利器。空间机器人操作技术，涵盖视觉感知、精细建模、规划控制、人机交互以及多机协作等多个环节，是保障空间机器人高效准确完成各类空间操作任务的关键。系统归纳了国内外典型空间机器人及其操作技术，从非结构环境下的视觉感知与定位、面向刚柔耦合系统的动力学建模、动态约束和有限资源下的规划与控制以及人机交互与多机协同操作4个层面分析了空间机器人操作过程中涉及的关键技术，并结合中国未来深空探测发展趋势和任务需求，阐述了空间机器人自主化智能化操作面临的关键挑战与发展方向。

新一代航空航天飞行器的快速发展对结构件超强承载、超高精度、极致轻量化等方面提出了更加严苛的要求。面对复杂空天载荷环境，如何在保证结构承载性能的前提下，通过结构设计有效保持关键区域几何和功能形状，是一个典型的保形设计难题。首先，系统综述了基于拓扑优化方法的保形设计相关研究进展，围绕保形思想的产生及其在空天结构设计中的应用展开讨论。随后，深入总结了近年来保形思想在静力学、动力学及多物理场耦合领域的应用，阐明了保形设计的核心在于结构内部能量的协调与疏导。在此基础上，进一步归纳了保形思想在航空航天复杂结构、光机系统结构以及多组件布局优化设计中的实践成果，强调保形思想在系统功能性设计中的重要价值。最后，展望了能量疏导保形思想在跨尺度结构设计、鲁棒性优化设计及复杂空天系统设计等领域的发展与应用前景，为未来相关研究与空天装备研发提供理论参考与技术支持。

随着光热环境调控需求的日益增长，散射型智能窗凭借其响应速度快、能耗低等优势成为研究热点。系统梳理了散射型智能窗技术的研究进展，分析了其在采光调节与热管理中的应用潜力，并探讨了未来发展方向。现有研究表明，散射调控技术可分为表面散射与体积散射两大类。表面散射通过微结构设计结合机械应力、电场及光热响应策略，可实现30%~40%的透过率调控范围和毫秒级响应。体积散射则以聚合物-液晶体系为代表，具有低驱动电压、快速响应（毫秒级）和高透光率等优势，但耐久性与成本仍需优化。当前面临着散射效率不足、环境稳定性差及大尺寸制备困难等技术瓶颈。未来研究应聚焦材料性能优化、多功能复合调控机制开发及大尺寸制备工艺突破，以推动该技术在建筑节能、交通安全及航空等领域的应用。

C/C复合材料是空天飞行器热端部件关键的热结构材料，但高温易氧化烧蚀特性限制了其在极端环境下的应用。因此，如何提高C/C复合材料的抗烧蚀性能尤为重要。系统综述了近年来国内外抗烧蚀C/C复合材料的研究进展，围绕基体改性、涂层防护和基体改性-涂层一体化3个方面展开阐述。在基体改性方面，基于组元特性差异将材料分为单相陶瓷、复相陶瓷、多组元及高熵陶瓷改性C/C复合材料，揭示了陶瓷氧化产物的阻氧抗烧蚀机制。涂层技术重点剖析了单层涂层、多层梯度复合涂层、微/纳结构增韧涂层及嵌入结构界面涂层的设计原理与烧蚀行为，阐明了界面匹配优化对于缓解涂层热失配和抗烧蚀性能的作用机理。最后，面向极端烧蚀环境应用需求展望了C/C复合材料在氧化烧蚀机理分析、复合材料的结构和组分优化、构件的功能设计及高效低成本制备工艺等方面的发展方向。

高温、高速、重载下发生的齿轮胶合会严重影响航空发动机等装备的服役性能。目前面向我国材料-工艺-滑油环境的航空齿轮胶合承载能力试验基础数据缺失，综合考虑材料-工艺-滑油组合的抗胶合主动设计方法不足。开展了21组不同材料-工艺-滑油组合的齿轮胶合承载能力试验，包含9310、18Cr2Ni4WA、16Cr3NiWMoVNbE等材料，磨削、喷丸、微粒喷丸、二次喷丸、光整、二次喷丸+光整等工艺及4450、555、4106、4010、2197、387、560、Mobil jet oil Ⅱ等润滑油。基于PVT极限（齿轮接触压力P、滑动速度V、滑油温度T）计算了不同组合下的齿轮胶合承载能力，探究了材料、工艺、润滑等因素对齿轮胶合承载能力的影响规律。结果表明16Cr3NiWMoVNbE光整齿轮与555滑油组合具有最高的抗胶合性能，其胶合承载能力达39 721 MPa·（m/s）^0.51·℃^0.45。添加剂类型、润滑剂黏度、表面粗糙度为影响齿轮胶合承载能力的3个主要因素，其对胶合承载能力的贡献度分别占比28.7%、23.6%、14.9%。通过OLS（Ordinary Least Squares）线性回归方法拟合了航空齿轮胶合承载能力预测公式，与试验结果对比的平均误差仅为4.99%，为齿轮抗胶合主动设计提供了理论支撑。

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）作为一种先进复合材料被广泛应用。传统切削加工方法加工CFRP易形成分层、毛刺、裂纹等加工缺陷，且对刀具有较大磨损。而激光加工和水射流加工CFRP易产生热影响区、冲击破坏、阶梯状分层等加工缺陷。作为一种非接触式加工方法，电火花加工（EDM）可以加工任何导电材料，而与工件的强度、硬度以及刚度无关，因此，电火花加工在解决大型CFRP构件难加工方面具有较大的应用潜力。但电火花加工CFRP存在CFRP工件被液态加工介质污染以及CFRP工件尺寸受限等难题。为此，提出在气雾介质中进行CFRP电火花加工，并搭建了基于六自由度串联机器人的电火花加工装置。开展了CFRP的电火花铣削加工实验，揭示了CFRP气雾中电火花加工的雾滴作用机理，验证了CFRP气雾中电火花加工的可行性。对于大型复杂CFRP薄壁结构件的低成本绿色高效加工具有重要意义。

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。