大尺寸超硬陶瓷球体因优异的力学性能与耐磨特性，广泛应用于高端精密轴承和关键传动系统。然而，陶瓷球体的硬脆特性及尺寸效应使得在其研磨加工过程中难以兼顾球体形状精度与表面质量。针对这一问题，提出一种基于非对称变曲率研磨的超硬陶瓷球体高效超精密制造技术，通过改善研磨迹线覆盖均匀度和时效来提高大尺寸陶瓷球的加工精度和效率。首先，基于多点接触运动学原理，建立球体研磨迹线覆盖的数学模型，系统地分析V形导向槽几何构型对陶瓷球体材料去除均匀性的影响规律。随后，设计并制作了3种典型导向槽研磨盘，通过对比试验研究它们对不同尺寸球体的研磨性能。试验结果表明，当球体直径减小至41.21 mm以下时，传统旋转对称导向槽的研磨性能显著下降，而非对称变曲率导向槽在整个尺寸范围内均保持较高的研磨覆盖均匀度与稳定的材料去除率，从而实现了球形误差与表面粗糙度的更优控制。最后，采用非对称变曲率研磨技术和优化工艺参数制备了直径41.20 mm的氮化硅陶瓷球，其球形误差优于130 nm，表面粗糙度低于6 nm。所提非对称变曲率研磨技术为大尺寸高精度陶瓷球的高效超精密制造提供了理论依据与技术方法。

针对传统工具阴极双向进给电解加工方法无法实现双缘板叶片叶身和两侧缘板全型面加工的难题，创新性地提出分域溶解全型面电解加工方法。阐述了新方法的原理，建立了传统工具阴极侧壁未绝缘、传统工具阴极侧壁绝缘及新方法的有限元仿真模型，开展了电场仿真对比分析，仿真结果表明，传统工具阴极侧壁未绝缘加工的叶片缘板锥度较大（约 17.6°），传统工具阴极侧壁绝缘及新方法加工出的叶片几乎无锥度。仿真结果还表明，新方法中工具阴极对侧壁缘板具有进给分量，使得缘板具有最高且最均匀的电流密度。最后，开展了镍基高温合金双缘板叶片 3种电解加工方式的对比试验，结果表明 3 种加工方式加工的叶片叶身表面粗糙度相似。传统工具阴极侧壁未绝缘加工的叶片缘板表面粗糙度约为R_a1.89 μm，锥度约为15.5°；传统工具阴极侧壁绝缘加工的叶片缘板表面粗糙度约为R_a2.77 μm，几乎无锥度；分域溶解新方法加工出的叶片缘板表面粗糙度约为R_a0.61 μm，几乎无锥度，证明了方法的可行性。

采用试验研究与有限元模拟相结合的方法，对钛合金宽弦空心风扇叶片冷却方式对残余应力的影响进行研究。在不同换热条件下，采集了TC4钛合金方板温度数据，并使用DEFORM软件反求解不同条件下的界面换热系数。进行了高温单轴拉伸试验，通过对不同冷却方式下的残余应力进行对比，验证了有限元模拟的准确性。对空心风扇叶片无应力状态的温度场及应力场进行了分析，并对比了两种冷却方式对零件残余应力的影响。研究发现，冷却后的残余应力主要分布在叶片内部空心部分及叶身薄壁边缘处。此外，在空冷冷却过程中，残余应力值冷却开始时迅速达到峰值，然后冷却过程逐渐松弛下来。相比之下，随炉冷却时外界温度下降较慢，不会在冷却初期生成应力峰值。以上研究结果可为TC4钛合金宽弦空心风扇叶片的批量化制造生产提供指导性意见。

对第一代单晶高温合金DD413 进行变形量为 4%，温度为 25～1230 ℃的热压缩试验，同时选择 25 ℃变形样品进行不同制度的固溶处理，利用体视显微镜、电子背散射衍射（EBSD）和扫描电镜（SEM）研究了变形温度和固溶处理制度对再结晶行为的影响。结果表明：合金在 25～1150 ℃变形时均发生再结晶，其面积分数在 62%～74%之间，诱发再结晶的局部晶粒参考取向差（GROD）临界值小于1°；在1200 ℃和1230 ℃变形时，合金不发生再结晶，其GROD临界值（约为5°）远高于较低温度条件，且几何必须位错（GND）密度较低；合金在1230 ℃下固溶处理后未出现再结晶，随温度升高至1250 ℃，再结晶面积分数逐渐增大。不同固溶处理制度下的再结晶行为差异与γ′相和γ / γ′共晶是否溶解密切相关。

整体叶盘作为新一代航空发动机的核心部件，其一体化轻量结构在提升推重比和气动效率方面优势显著。然而，在极端服役环境下，叶片易遭受外物打击、高温氧化、高周疲劳等多种损伤。由于一体化结构特性，受损叶片无法单独更换，使得维护成本高昂，严重制约了整体叶盘的批产应用。叶片修复加工技术可高效、低成本地恢复损伤叶片性能、延长服役寿命，已成为推动整体叶盘大规模应用的关键使能技术。本文综述了整体叶盘损伤叶片修复加工技术的研究现状与发展方向，在介绍叶片损伤类型与修复工艺流程的基础上，分析了损伤叶片几何模型重构与气动性能提升的理论方法，进而围绕损伤叶片修复加工弹性变形控制问题，归纳了薄壁零件铣削加工弹性变形预测和弹性变形补偿的研究进展及存在问题，最后展望了损伤叶片修复加工未来发展趋势。

为满足高推重比发动机对涡轮叶片的苛刻要求，获得高精度与高可靠性的陶瓷型芯是制备空心叶片的关键。针对热压注成形制备陶瓷型芯存在的收缩率高、气孔率与力学性能难平衡等问题，对SiO₂、Al₂O₃、MgO及Y₂O₃陶瓷型芯的相关研究进行综述。聚焦优化原料颗粒级配、调控矿化剂种类、引入高性能纤维及添加第二相材料等材料设计方法，探讨其对陶瓷型芯的收缩率、气孔率、室温/高温强度及热变形量等关键性能的影响规律和内在机理。不同材料体系对同一性能优化策略的响应程度存在显著差异，性能提升机理也不尽相同。通过对比不同材料体系与优化路径间的共性与特性，旨在为未来高性能陶瓷型芯的理性设计与工艺优化提供理论依据与技术参考。

现役先进航空发动机叶片在高温、高压、强扰动的服役环境下工作，其冷却性能直接关系到发动机的热效率与服役寿命。由于制造偏差与运行工况波动的存在，叶片实际冷却效果常偏离设计值，呈现出显著的不确定性特征，易导致冷却性能分散，甚至服役安全风险。因此，开展叶片冷却性能不确定性研究对提升发动机全寿命周期内的可靠运行具有重要意义。本文综述了制造过程与运行工况等方面导致的不确定性来源，包括铸造收缩、制孔偏差、吹风比波动和燃烧温度场非均匀性等典型因素；总结了不确定性建模与灵敏度分析的相关方法；探讨了几何、工况等偏差对冷却性能的影响机理与变化规律，并分析了其不确定性传播与冷却系统响应的耦合特性。最后，指出当前研究仍面临真实偏差统计不足、多源不确定性的耦合机理尚未完全揭示、基于不确定性的冷却稳健性设计方法仍待完善等挑战。未来需结合高精度实测技术、高维学习方法及多物理场仿真手段，深化不确定性的精准量化分析，构建多源耦合效应的冷却系统稳健性设计框架，以提升叶片全寿命周期内的冷却性能稳定性。

为抑制SiC颗粒增强铝基复合材料熔化焊过程中易生成的Al₄C₃针状脆性相和气孔缺陷，提高其焊接结构的工程应用价值，开展了不同厚度Ti箔夹层状态的2 mm厚、SiC体积分数15%的SiC_p /2A14铝基复合材料激光对接焊。结果表明，夹置一定厚度的Ti箔对改善母材的焊缝质量效果显著；焊缝区可分为焊缝中心的“新生相富集区”和远离焊缝中心的“混合区”，随着Ti箔夹层厚度的增加，“新生相富集区”中Al₄C₃针状脆性相的含量逐渐减少，而新生相TiC的含量逐渐增多，且TiC的形态逐渐由弥散分布的颗粒状转变为片状或网状，焊接接头的拉伸性能呈现出先增长后下降的趋势。当Ti箔夹层厚度为0.05 mm时，SiC_p /2A14铝基复合材料激光焊接接头的焊态拉伸性能最好，其平均抗拉强度为263 MPa，强度系数达到77%，平均断后伸长率为1.7%，断口呈现为以脆性解理断裂为主的混合断裂特征。

航空航天发动机是装备制造领域的高端产品。涡轮叶片作为发动机的“心脏”，经高温工作后，其气膜孔内壁产生的油污及沉积物需及时抛光去除以保证发动机的工作性能。由于气膜孔内沉积物覆盖固态油污，与基体结合能力强，目前尚无有效的抛光去除方法。针对这一问题，在磨料水射流基础上，提出一种碳氢液-磨料-分散剂的新型抛光液及抛光工艺。该方法将磨料水射流、高温碳氢除油和分散剂调控抛光液稳定性技术相结合，解决了传统磨料水射流抛光中磨料分散稳定性差、油污去除效率低等难题。试验表明，碳氢液温度每升高20 ℃，油污去除效率提升4～5倍；当采用质量分数2.0%醇脂肪酸酯作为分散剂，且磨料浓度为20 g/dm³时，可显著提高抛光液稳定性，改善抛光效果，使叶片气膜孔表面粗糙度从17.205 μm降至7.810 μm。试验结果证明，所提出的抛光液系统在提升叶片气膜孔的清洁效率和抛光质量方面的可行性，为航空航天复杂部件的清洗抛光提供了一种有效的技术方法。

连续碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的机械连接技术是推动该复合材料应用于航空航天复杂热结构件的关键。本文采用化学气相渗透工艺制备了M5 3DN C/SiC螺栓和螺母，系统研究了其在室温、300 ℃、600 ℃、1000℃的拉伸性能，并基于微结构演变分析了其高温拉伸退化机理。结果表明，3DN C/SiC 复合材料的孔隙主要出现在三维针刺层周边和无纬布层中，加工过程中切削力变化造成了螺纹缺齿。M5 3DN C/SiC螺栓的高温拉伸失效模式主要有螺柱拉断和螺牙拉脱两种。1000 ℃拉伸位移为1/2螺距时，由于发生基体开裂并随着载荷增加出现裂纹扩展，裂纹处裸露的碳纤维受到1000 ℃高温氧化环境影响，其后续的承载能力快速丢失。

三维激光扫描能够实现航空产品外形数据的快速获取，对构建航空产品数字化测量系统具有重要意义。为进一步提升三维激光扫描系统对复杂几何特征的检测性能，以飞机表面锪窝孔的成型参数提取为研究对象，从设备扫描行为差异的角度对测量系统误差进行了分析。介绍了三维激光测量原理及其工艺流程，研究了扫描行为对三维激光测量精度的影响，并构建了基于最小二乘拟合的三维激光测量误差模型。运用点云重构技术对锪窝孔参数进行提取，同时基于机器人系统制定了不同扫描位姿的锪窝孔参数提取方案。设计了变扫描位姿的锪窝孔参数提取试验，以分析不同扫描行为对三维激光测量精度的影响。试验结果显示，测量系统误差与扫描位姿呈双线性变化，试验结果与构建的测量误差模型较吻合，根据得到的误差模型可为实际生产过程中的锪窝孔成型质量检测提供工艺参考，优化系统性能。

碳纤维增强复合材料（Carbon fibre-reinforced polymer,CFRP）/金属双面埋头铆接结构可以满足飞机气动外形和轻量化连接的需求。为研究铆接工艺参数对复合材料双面埋头结构力学性能的影响，针对实际机型结构中CFRP/30CrMnSiA高强钢和CFRP/2A12硬铝合金两种叠层形式，以及TA1纯钛实心埋头铆钉和Ti45Nb半空心尾管埋头铆钉两种铆钉类型，开展了不同钉孔间隙下气动压铆和电磁铆接工艺试验和准静态拉伸试验。结合铆接干涉行为和失效模式对铆接工艺参数影响接头力学性能的作用机制进行了研究。结果表明，在一定范围内增加钉孔间隙可以提高接头剪切强度，然而过大的钉孔间隙可能导致铆钉提前倾斜而降低连接强度。电磁铆接较气动压铆可将接头强度提升3.8%～12.1%。使用TA1铆钉时，CFRP/30CrMnSiA高强钢接头的接头强度要比CFRP/2A12硬铝合金接头高出约8%，更换Ti45Nb铆钉后，二者差别不大，几何尺寸的差异是导致TA1铆钉接头和Ti45Nb铆钉接头强度差别最主要的原因。