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。

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。