针对混联机器人在大型复杂结构件加工过程中质量全闭环监测与智能控制的需求，开展了在线监测、原位检测、状态评估与优化控制等关键技术研究，构建了加工质量全闭环监测与智能控制一体化框架。围绕该框架，研究了面向切削颤振、表面质量与刀具磨损的在线监测与原位检测关键技术，并基于监测与检测信息融合实现了模型在线更新与加工过程智能控制。基于搭建的混联机器人铣削加工试验平台，通过铝合金壁板模拟加工对该框架进行了验证。结果表明，所开发的监测—检测—控制一体化系统能够准确辨识加工过程中的刀具磨损和切削颤振等异常状态，并基于在线监测结果实现主轴转速和进给速度等工艺参数的实时调整。同时，基于加工过程在线监测和刀具及工件的原位检测结果的融合，可实现监测模型的持续学习和工艺参数的优化调整，从而实现加工质量的全闭环监测与控制。

结构位移视觉测量技术作为一种非接触、全场化的测量方法，因具备高灵活性、低成本及远距离测量能力等优势，近年来在土木工程、航空航天及高端装备等领域的结构健康监测与性能评估中得到广泛关注。系统综述结构位移视觉测量技术的基本原理、方法体系及工程应用进展。首先，介绍相机标定技术实现像素位移向物理位移转换的基本理论与关键流程；随后，重点综述模板匹配、特征点匹配及光流等典型位移提取方法，进而介绍了基于这些方法的三维视觉测量技术，并对比分析了各类方法的特点与适用场景；进一步，探讨该技术在工程应用中面临的设备性能限制、复杂环境干扰等关键问题及相应改进方法，并归纳了其在结构模态参数识别、变形检测、损伤识别与索力估计等方面的研究与应用成果；最后，对结构位移视觉测量技术在实时化、复杂环境适应性及智能化等方面的发展趋势进行展望。本总结可为该技术在相关领域的研究与工程应用提供参考。

模型点云与测量点云的配准是实现再制造叶片精确定位与加工余量计算的重要手段。针对现有精配准算法因鲁棒性不足，难以应对增材余量造成的几何偏差，从而引发配准倾斜的问题，提出一种基于双边加权方差最小化（Bilateral weighted variance minimization,BWVM）原理的鲁棒点云配准新算法。首先，基于点对全方差类别差异及点对相对法向距离，分别建立差异特征截断权重与异常距离抑制权重。然后，将二者相乘作为目标函数的权重系数，形成兼顾点对局部特征一致性与距离约束的双边加权模式。其中，差异特征截断权重将修复区异常点从目标函数的优化过程中剔除，再通过异常距离抑制权重对剩余点中由测量噪声等因素形成的弱特征异常点等进行二次抑制，从而进一步提升算法的鲁棒性。最后，消融试验验证了所提算法的异常点识别能力。实测点云配准结果表明，BWVM算法的平均配准误差为0.154 mm，相较于方差最小化（VMM）、加权正负余量方差最小化（WPMVAM）和快速且鲁棒的ICP算法（FRICP）等先进算法分别降低28.7%、29.4%和10.5%，能够有效实现再制造叶片点云的精确配准。

航空发动机叶片是发动机的核心组件，对其检测与计数是航空发动机日常维护的关键环节。基于工业内窥镜的原位叶片视觉检测方式具有检测效率高、对设备影响小的优势，已成为旋转叶片检测和计数的主流。然而，叶片的反光、形态变化及姿态旋转等因素会导致现有视觉检测算法在边缘提取和方向感知上失效。针对上述问题，提出一种基于边缘方向感知建模（DEM）驱动的旋转叶片检测算法（DLE–DETR）。通过在DETRv2框架下引入DEM模块，对叶片边缘方向进行建模，实现对旋转叶片边缘的精细感知和准确表征，从而提升检测精度和边缘识别能力。此外，针对叶片在复杂运动状态下产生的漏记、误计问题，提出基于旋转角度时序建模（ROST）的航空发动机叶片计数方法，通过联合利用旋转角度变化趋势、轨迹连续性及ROI边界穿越关系，来保证旋转叶片计数的稳定性和准确性。本算法在搭建的航空发动机叶片计数平台上进行了大量的试验测试和分析。试验结果表明，所提DLE-DETR模型叶片检测精度(AP₅₀)为93.8%，相较于其他同类规模的先进模型提升了2.08个百分点。此外，航空发动机叶片平均计数精度达到98.6%，比现有计数算法提升了24.49%，可满足航空发动机叶片计数需求。

作为航空发动机的核心部件，叶片表面的粗糙度是评估发动机叶片性能的重要参数。然而传统方法受限于叶片复杂曲面的几何异质性与表面噪声干扰，易导致区域分割错误与测量结果失稳。针对上述问题，提出一种融合动态图神经网络与频域信号处理的测量方法。针对叶片复杂几何曲面导致的区域分割困难，设计了一种结构感知分割网络，该网络通过动态图卷积层自适应构建点云局部拓扑，并结合跨层级通道–空间注意力机制强化对关键区域的边界感知，实现部件级精准分割。在此基础上，提出基于均匀网格与上下文融合的粗糙度稳健量化方法。该方法通过将点云划分为均匀微元网格提取并融合微观几何特征，建模网格间的空间关联，自适应融合特征的同时抑制异常值干扰。评估结果表明，所提分割网络在叶片部件分割任务中的总体准确率（OA）达94.6%，测量结果与接触式轮廓仪对比，决定系数R²达到0.97，绝对误差不超过0.18μm，重复性达±0.05μm。所提方法实现了从区域分割到参数计算的全程稳健测量，为航空发动机叶片的在役检测、状态评估与寿命预测提供了可靠的技术支持。

表面形貌与缺陷的高精度检测是保障高端制造品质的核心。针对二维视觉灰度混叠难题与三维结构光微观高频细节缺失的瓶颈，光度立体技术凭借反照率与表面法向的代数解耦机理，成为精密表面三维感知的研究热点。围绕工业场景下的光度立体技术，首先溯源其从理想朗伯反射到复杂非朗伯机制的理论演进，剖析法向解算由显式物理优化向数据驱动隐式拟合的算法跨越。其次阐明光度物理解耦在克服金属强镜面反光与周期性底纹排扰中的缺陷提取优势，并归纳表面微观粗糙度量化与复杂自由曲面高保真重构的技术路径。最后针对产线动态受限工况与法向积分低频畸变等工程挑战，梳理近场时空配准与多传感器跨模态融合的协同破局方案，并从物理约束大模型与新型感知模态协同等方面对未来的发展趋势进行展望。

针对航空航天、新能源汽车等领域复杂构件的高性能加工需求，机器人搅拌摩擦焊凭借柔性加工能力与高质量接头成形优势，已成为先进焊接技术的核心发展方向。本文系统梳理了该技术的关键研究进展与技术突破：首先，系统总结串联、并联与混联3类机构的结构特性与应用场景；其次，综述力/位混合控制、路径补偿与姿态调控、轨迹平滑与离线编程及工艺参数动态优化等关键技术的最新研究进展，概述常见传感器及多源信息融合方法在闭环调控中的应用，系统归纳辅助加热、搅拌头材料/结构优化等工艺增强策略对低刚度平台焊接稳定性的增强效果；最后结合当前技术瓶颈与行业实际需求，明确发展趋势、核心科学问题及关键研究方向，为其工业化应用提供理论支撑与技术路径参考。

复合材料因其优异的力学性能在飞机结构中得到了广泛的应用，然而由于成型工艺的限制，制造完成的复合材料壁板外形偏差较大，在装配过程中面临精度要求高、装配应力难以控制的问题，严重影响装配精度与结构可靠性。针对这一问题，本文提出一种复合材料壁板外形与应力协同优化方法。以调形单元布局与调形力大小为设计变量，以外形偏差均方根误差和层间应力最小化为优化目标，建立多目标优化模型，并采用有限元分析结合NSGA–Ⅱ算法进行求解。以翼盒复合材料上壁板缩比件为研究对象进行试验验证，结果表明该方法可将壁板外形偏差的均方根误差减小至0.36 mm，同时将壁板关键区域的层间应力控制在16 MPa以下，并且提供了不同的优化方案选择。该方法实现了壁板外形精度与力学性能的协同优化，为飞机复合材料壁板的高质量装配提供了有效的解决方案。

随着航空航天装备向高可靠性、长寿命及极端环境适应性方向发展，自愈合材料凭借其损伤自主愈合特性成为近年来的研究热点。本文系统综述了自愈合材料的作用机理及其在航空航天领域的潜在应用，简要探讨了基于机器学习（Machine learning）的设计方法，并指出了现存挑战与可能的解决途径。传统自愈合材料利用外加修复单元与可逆化学键实现自修复，其机制创新对于开发能响应多重刺激的智能愈合系统至关重要；而解决自愈合材料的性能矛盾，以及在超高（低）温、强辐射、高压等极端条件下的自修复问题，将大大推动材料从实验室研究向工程化应用的转化。当前，自愈合材料已经在抑制航空器裂纹扩展与腐蚀，助力航天器热防护系统，以及增强无人机和微小卫星抵御微陨石冲击能力上显示出明显优势。未来研究可深度融合人工智能技术以加速材料设计优化与性能预测，解决技术转化率低与全生命周期性能研究薄弱等关键问题，最终推动自愈合材料在航空航天领域的实际应用。

针对航空装备中关键抗冲击部件对轻量化复合材料的迫切需求，系统探讨了变厚度三维机织复合材料的低速冲击性能及其影响机制。通过树脂传递模塑工艺制备了具有1/3斜纹、五枚缎纹和八枚缎纹3种不同织构的变厚度复合材料试件。采用落锤冲击试验装置，在5 J和10 J两个能量水平下对试件进行冲击测试，完整记录了载荷–时间、载荷–位移及能量–时间等动态响应曲线。试验结果显示，八枚缎纹结构表现出最优异的抗冲击性能，其峰值载荷分别较五枚缎纹和1/3斜纹结构显著提高39.13%和88.14%；随着冲击能量的增加，所有试件的响应时间均相应延长，损伤程度也明显加剧。同时，适当增加经纱浮长可有效缓解应力集中现象，显著延缓分层损伤的扩展进程。本研究为变厚度三维机织复合材料在机翼前缘、叶片边缘等关键抗冲击部位的结构优化设计提供了试验依据和理论支撑。

采用Ti57CuZrNi（1#）、TiZrCuNiAg（2#）和ZrTiNiNbCuCo（3#）共3种钎料对TA12A钛合金进行真空钎焊性能研究，钎焊工艺为930℃/45 min，分析了钎焊热循环对母材组织性能的影响，研究了每种钎料对应钎焊接头的微观组织与力学性能。结果表明，钎焊热循环（930℃/45 min）未引起母材相变，但等轴α相晶粒尺寸增大，硬度下降8.8%，室温和500℃抗拉强度分别降低3.65%（959 MPa降至924 MPa）和4.81%（644 MPa降至613 MPa）。3种钎料对应的接头界面冶金结合良好，其对应接头钎缝主要由α–Ti、（Ti,Zr）₂（Cu,Ni）化合物及少量β–Ti组成，其中3#钎料对应的接头组织更加均匀细小，存在明显扩散反应区。根据力学性能测试结果，3#钎料接头在室温和500℃条件下的最高抗拉强度分别为924 MPa和606 MPa，达到母材的96%和94%，且高温断裂均发生于母材区域，表明其综合力学性能略优于其余两种钎料接头。断口分析结果显示，3种钎料接头均呈现脆性解理断裂特征，其中3#钎料显微硬度分布更均匀。综合试验结果表明，自研的ZrTiNiNbCuCo（3#）钎料在TA12A钛合金真空钎焊工艺中性能最优，实现了高强度钎焊连接，为航空发动机钛合金复杂薄壁结构焊接制造提供了工艺参考。

为揭示高温合金环件成形全流程的宏观变形规律，阐明初始条件对环轧变形过程微观组织的调控机制，以GH4169高温合金为例，采用修正后的环轧组织演变模型，利用Simufact软件建立成形全流程热力耦合有限元模型，系统研究了制坯及环轧后应变场与温度场演变规律，并重点探究了坯料初始组织状态和初始加热温度对环件微观组织的影响。结果表明，等效塑性应变在制坯结束后呈表面小、中心大、连皮断裂处最大的分布规律；经环轧后，应变峰值转移并集中于环件内外表面及圆角处，而中心应变相对较低；温度场始终呈由中心向表面降低的梯度分布。微观组织模拟结果显示，当坯料初始组织晶粒度号G=2.5(ASTM E112)、初始加热温度为1000℃时，终轧环件组织均匀细小。实际环件解剖试验证明，实测组织分布规律与模拟预测趋势一致。结果表明，所建模型可有效预测宏微观演变，通过调控环坯的初始组织状态与初始加热温度两个关键参数，可实现晶粒充分细化与组织均匀化，为高温合金制备工艺优化提供理论支撑。