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。

针对碳纤维/环氧树脂复合材料（CF/EP）在低温下易发生分层损伤破坏的问题，首先对热固性环氧树脂进行改性，制备了同体系的热塑性环氧树脂（TPE）颗粒，并将其应用于CF/EP层间进行增韧，与常用的聚酰胺66（PA66）颗粒子和聚醚砜（PES）颗粒进行对比，研究了3种颗粒对CF/EP在室温和低温时的增韧效果。试验结果表明，3种热塑性树脂颗粒均能起到显著的增韧效果，但添加颗粒后对CF/EP基本性能的影响有较大差异。CF/EP层间加入PA66颗粒和PES颗粒后，虽然复合材料韧性有一定提高，但由于树脂基体和增韧颗粒的体系差异，造成了复合材料层间增厚和基本力学性能的下降。而层间添加TPE颗粒的CF/EP层间断裂韧性显著提高，其室温下的Ⅱ型层间断裂韧性（G_IIC）达到1 126 J/m²，提高了88.0%；-183 ℃下的G_IIC达到1 386 J/m²，提高了109.2%，同时，TPE颗粒的加入对CF/EP层合板的厚度、室温与低温下的层间剪切强度和弯曲强度影响不大，这是由于TPE颗粒与预浸料中热固性环氧树脂属于同系材料，相互可以充分地融合流动，生成了更加独特的层间结构。因此，提出的同体系的TPE颗粒可以更全面有效地对复合材料进行室温和低温下的层间增韧。

提出了一种高温合金含孔结构的新型冷挤压强化工艺，即多级凸包旋转冷扩孔挤压工艺（MCR-CEP），以提升镍基高温合金孔结构件疲劳寿命。为了最大程度地提升MCR-CEP工艺的强化效果，通过多次挤压强化试验，探究凸包间距、主轴转速和挤压量3类工艺参量对强化后孔内壁表面完整性的影响规律。试验结果表明：凸包间距和主轴转速越大，加工过程的挤压力越小；较大的挤压量易造成孔内壁粗糙度增加和残余应力饱和。综合考虑加工过程挤压力、显微硬度、表面粗糙度和残余应力情况，初步确定最优挤压参数为挤压工具凸包间距0.8 mm、主轴转速100 r/min、挤压量0.2 mm。随后，通过疲劳试验对优化工艺的强化效果进行验证。结果显示：与未强化孔结构相比，MCR-CEP强化试样的平均疲劳寿命提升至少118%，最优工艺参数加工的试样疲劳寿命提升达173%。

碳纤维树脂基复合材料（CFRP）构件的固化变形直接影响构件装配后的力学性能及服役寿命。现阶段采用的修模、结构优化等固化变形控制方法存在工艺周期长，迭代成本高等问题。微波加热和自阻电热等选择性加热方法有潜力实现固化温度场的精准调控，进而通过构造不均匀温度场产生热应力来对冲原有的固化变形。针对如何构造不均匀温度场这一典型反问题，推导并定义出近“零应力”等效温度场，原理上可对冲构件脱模前的残余应力场实现近“零应力”固化，从而抑制脱模后的固化变形。针对实际固化温度工艺约束，设计了自适应压缩分割算法对理论等效温度场进行近似分区。在典型双曲面零件和回转体零件上进行了初步验证，相比于传统的等温固化工艺，固化变形和残余应力均减少了近50%；相比于仅考虑固化变形的温度工艺优化方法，固化变形和残余应力均减少了近15%。

为了增强碳纤维复合材料的韧性并提升其高速冲击性能，提出一种组分材料分别为30 μm厚薄层碳纤维预浸料和50 μm厚不锈钢极薄带的新型纤维金属层板——薄层碳纤维/不锈钢极薄带纤维金属层板（CUSFML）。在金属体积含量（MVF）为0.250~0.625的范围内，制备了3类薄层CUSFML。利用空气炮在45~120 m/s速度范围内对纯碳纤维层板和3类薄层CUSFML开展了高速冲击实验研究，并结合修正后的三维Hashin失效准则在ABAQUS/Explicit软件中对薄层CUSFML的高速冲击响应进行了数值仿真。系统分析了高速冲击下MVF数值变化对薄层CUSFML的动态响应特征和能量吸收的影响规律。研究结果表明：薄层CUSFML在高速冲击下的性能较传统碳纤维复合材料有显著提升。经实验数据分析及数值计算可知，所制备的薄层CUSFML的比吸能最高可达8.51 J·m²/kg，较纯碳纤维层板提升19.2%；冲击承载最高可达6 713 N，约为纯碳纤维层板的2.5倍。提高薄层CUSFML中不锈钢极薄带的体积含量在一定范围内可增强金属层塑性变形和断裂在能量吸收中的主导作用，提升层板的高速冲击性能。但随着MVF数值的持续增加，薄层CUSFML的比吸能会出现小幅下降。对比各类层板的动态响应特征后发现薄层CUSFML在MVF为0.455附近的抗冲击性能及吸能性能最为优异。

基于界面极化理论提出了一个石墨烯掺杂聚合物复合材料的介电模型，描述了石墨烯对复合材料有效介电常数的影响。该模型解释了石墨烯纳米片与聚合物基体在界面层的相互作用，计算了界面层的局部介电常数和局部电场强度，并通过控制变量方式对模型内材料参数的影响进行了分析。与传统经验模型相比，提出的模型明确了分离上限距离、势垒高度、基体层电导率、石墨烯纳米片层尺寸等因素对有效介电常数的影响机制。对多类二元、三元介电复合材料体系的有效介电常数进行了预测，并与实验样品实测值、文献值进行对比，验证了所提出模型的有效性。

针对传统液压拦阻在面对多种类无人机拦阻功能适配性不足的缺点，基于磁流变技术和主动控制技术，提出了一种闭环拦阻装置。运用AMESim搭建了拦阻系统动力学仿真模型，并基于序列二次规划法对拦阻系统结构参数进行了选定，基于选定的参数，对拦阻过程进行动态特性仿真，并对主动控制系统介入前后性能进行比对分析。为了更准确的模拟无人机拦阻过程的动态特性，基于有限段法构建拦阻索，并引入VL Motion构建多学科协同联合仿真。研究结果表明：主动控制介入后挂索瞬间峰值加速度相比加入前下降23%，拦阻距离下降9%，拦阻时间缩短3%，并且在挂索后无人机持续减速的过程中，加入主动控制后无人机加速度变化更加缓和；针对不同质量无人机，基于磁流变技术的主动控制拦阻装置比液压拦阻系统的适配性更好，拦阻距离和拦阻过载更加集中可控。

在冷喷涂（CS）的沉积过程中，颗粒间结合强度较弱，涂层内普遍存在孔隙和颗粒间边界等缺陷。为研究这些缺陷的形成机制，在不同载流温度下，制备了3种不同粒度分布的Ti金属涂层；根据试验参数，建立随机多颗粒沉积的Coupled Euler-Lagrange （CEL）模型，计算获得了颗粒沉积后的变形情况及涂层内部的孔隙分布规律。结果表明，数值模拟和试验结果吻合良好。碰撞作用导致颗粒的累积呈现方向性，随着速度提高，颗粒的变形增大且内层颗粒受速度影响比外层颗粒更大。在相同参数下，大粒径颗粒沉积获得孔隙尺寸更大，孔隙率更高。在低速情况下，涂层内部的孔隙会相互连通形成孔簇，而随着临界速度比增大，孔隙率降低。

针对现有纺织复合材料网格划分时，由不规则纱线截面形状和材料边界引起的失真、干涉和锐化等问题，提出了一种基于织物微观几何结构的复合材料网格划分方法和单元拆分机制。该方法借助专业纺织建模软件DFMA建立织物单胞几何结构点云。首先，基于结构点云，计算纱线路径并采用Delaunay三角网改进的Alpha-shape算法计算纱线截面轮廓，依此获得纱线表面初始网格。然后，将该网格置于体素网格中，通过网格映射方法引入周期性边界，并与体素网格节点相匹配，进而消除纱线间的渗透和窄间隙。最后，拆分体素单元，以保证材料的连续性。采用该方法建立了平纹、三维整体正交和层间正交复合材料网格模型，并基于应变连续损伤准则与指数衰减模型建立了纺织复合材料的损伤起始与演化准则，模拟了平纹编织复合材料在剪切载荷作用下的力学性能。结果表明，与四面体和六面体网格划分方法相比，所提网格划分方法能够较为准确地还原复合材料内部几何结构，处理二维和三维机织物结构中的尖锐边界和复杂曲面，获得光滑的纱线表面和清晰的轮廓；网格数量适中，计算耗时仅为TexGen模型的15%。剪切模量和强度的仿真结果与实验结果对比分别相差8.93%和3.73%，验证了模型的有效性与可靠性。

复合材料自动铺放（AFP）过程中，铺放速度的突变极易引起丝束翻折、褶皱、滑移等缺陷，从而降低铺放质量和铺放效率。基于铺放速度的预测结果进行优化调整，是提高铺放速度稳定性、保障铺放质量的重要途径。为此，提出一种基于数据驱动的铺丝机速度预测及规划方法。首先，基于随机森林方法，建立了以铺丝机运动轴为子树的铺放速度预测模型，提出以关节标称速度、加速度、关节轨迹夹角为输入特征，以关节实际速度为输出特征的随机森林模型特征参数定义方法；进一步，基于铺放速度预测结果分析，提出了指令速度的分段匀速规划方法；最后，给出了参考指令速度的制造周期预估方法。采用六自由度卧式机床的进气道铺放实验对上述方法进行验证。结果表明，该方法对同训练角度铺层铺放速度的预测准确度达到91%，随着学习数据增加，各角度铺层路径的速度预测精度均有提升。采用基于铺放速度预测结果的指令速度分段规划方法，可显著降低速度突变，有效提升铺放质量。在计算成本方面，通过与神经网络方法相比，证明了随机森林方法具备高效的铺放速度预测水平。

激光熔覆修复GH4169合金的拉伸性能具备各向异性，拉伸性能与受载方向和修复界面之间的夹角（界面角度）显著相关，研究修复后合金的拉伸各向异性可为GH4169合金构件的高性能修复奠定基础。基于数字图像相关（DIC）技术开展了不同界面角度下的修复后合金拉伸试验，结合光学显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）、能谱仪（EDS）等手段进行了界面区域微观组织及断口形貌观测分析，对激光熔覆修复GH4169合金各向异性拉伸力学性能开展了研究。结果表明修复后合金的拉伸性能与拉伸载荷方向、枝晶生长方向的夹角呈负相关；拉伸试样的断裂主要是由Laves/γ相界面在拉伸载荷下分离引发裂纹成核和扩展造成的。当枝晶取向与拉伸载荷的夹角较小时枝晶间较大尺寸的不规则Laves相破碎成小颗粒并随基体γ相一同移动，断裂后韧窝较深，抗拉强度和屈服强度较高；当夹角较大时枝晶间Laves/γ相界面剥离导致裂纹形核，而后快速扩展，断口呈大量阶梯状的枝晶沿晶断裂形貌，拉伸性能较差。研究阐明了不同界面角度对修复后合金拉伸性能的影响机理，可为激光熔覆修复GH4169高温合金构件拉伸性能的综合评估提供基础。

采用自主设计的KCo8钴基中间层对GH5188高温合金进行瞬间液相扩散连接，借助扫描电子显微镜（SEM）、能谱仪（EDS）及电子探针（EPMA）分析评估了瞬间液相扩散焊接工艺参数对接头微观组织的影响，探究了焊接工艺对接头的影响机理，采用电子万能试验机检测接头的力学性能进行评估并分析其断裂机理。结果表明，典型的接头主要由3种区域构成：GH5188合金（母材），M₅B₃、M₃B₂等析出相存在的扩散区和钴基固溶体构成的等温凝固区。扩散区的扩散行为与焊接工艺有关，随着焊接温度的升高或保温时间的延长，扩散区析出相的密集程度逐渐减小。最佳工艺参数为焊接温度1 180 ℃，保温60 min，接头平均抗拉强度为1 033 MPa，达到母材性能的96.5%，且断裂于母材，满足工程背景需求，并为GH5188 TLP扩散焊的广泛应用提供参考。

与碳纤维相比，碳纳米管（CNT）具有更高的力学性能和更低的密度，是理想的树脂基复合材料增强相，在航空航天领域具有广阔应用前景。提出一套CNT树脂基复合材料单边缺口弯曲（SENB）试件制备工艺以及微纳观结构和参数的测量方法。采用不同长度的多壁碳纳米管和不同时长的臭氧处理，制备出SENB试件进行断裂韧性实验，定量分析微纳观参数界面长度和C—C键密度对宏观断裂韧性的影响，提出断裂韧性优化方案。研究结果表明：界面C—C键密度和臭氧处理时间呈线性关系；相对增韧率随着臭氧处理时间先大幅增加后大幅下降，即存在临界界面C—C键密度使得复合材料的相对增韧率最大；弱界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后略微下降；强界面的相对增韧率随着界面长度先大幅增加后大幅下降；当断面的CNT拔出和拔断的占比相近（即复合材料失效形式从CNT拔出转变为拔断）时断裂韧性最大。