航空、航天、航海等高端装备向高精尖发展，对关键金属构件的需求日益迫切。装备的大型化、高精度、高可靠性的发展要求，对高性能金属构件的制造技术提出了严苛要求。传统热力场成形工艺受限于成形载荷大、组织调控难、成形极限偏低等瓶颈，已难以满足此类金属构件的制造需求。能场成形技术通过引入激光、电流、电磁、超声等一种或多种能场，利用能场与材料相互作用产生的热效应与非热效应协同调控材料变形行为，已成为突破传统热力场制造能力局限的重要手段。本文系统阐述了单一能场及多能场复合在金属塑性成形领域的应用现状，剖析了当前技术存在的工程化应用瓶颈，展望了能场制造技术未来的发展趋势，以期为高端装备核心部件的研制与生产提供理论与技术参考。

针对（TiB+La₂O₃）/IMI834颗粒增强钛基复合材料开展了900~980 ℃、0.0003~0.03 s^-1条件下的超塑拉伸试验，研究了该复合材料的超塑性变形行为及微观组织演变规律。结果表明，随着变形温度升高，材料流动应力降低，断后伸长率呈先增后降的趋势；降低应变速率，流动应力减小，伸长率表现为先增大后减小的特征，且变形温度越低，峰值应力对应变速率的波动越敏感；在940 ℃、0.003 s^-1条件下，复合材料获得最大伸长率为564%；应变速率敏感性指数m均大于0.3，900~960 ℃时应力指数n介于2~3之间，980 ℃时n＞3，超塑变形激活能Q的平均值约为383 kJ/mol，表明900~960 ℃时复合材料超塑变形以晶界滑动和位错滑移协调为主，而在980 ℃时转变为位错滑移主导，超塑性能下降；钛基复合材料在变形初期晶粒细小，硅化物均匀分布，仅在TiB增强体两端因变形不协调产生孔洞；随着变形量增加，动态再结晶晶粒不断长大，基体内部逐步萌生孔洞，变形后期孔洞持续聚集连通，最终引发材料断裂失效。Superplastic tensile tests were conducted on (TiB+La₂O₃)/IMI834 particulate-reinforced titanium matrix composites at temperatures of 900–980 ℃ and strain rates of 0.0003–0.03 s^‒1. The superplastic deformation behavior and microstructural evolution of the composite were investigated. The results indicate that increasing deformation temperature reduces the flow stress, while the elongation to failure rises first and then declines. Reducing the strain rate leads to decreased flow stress, whereas the elongation first increases and subsequently decreases. The peak stress is more sensitive to variations in strain rate at lower deformation temperatures. A maximum elongation of 564% is achieved for the composite at 940 ℃ and 0.003 s^‒1. The strain rate sensitivity index m is higher than 0.3. The stress exponent n ranges from 2 to 3 within 900–960 ℃, and exceeds 3 at 980 ℃. The average activation energy Q for superplastic deformation is approximately 383 kJ/mol. These results reveal that the superplastic deformation is dominated by coordinated grain boundary sliding and dislocation slip at 900–960 ℃, whereas dislocation slip becomes the dominant mechanism at 980 ℃, resulting in degraded superplasticity. At the early deformation stage, the titanium matrix composite possesses fine grains with uniformly distributed silicides, and cavities only initiate at both ends of TiB reinforcements due to deformation incompatibility. As deformation proceeds, dynamically recrystallized grains continuously grow, and cavities gradually nucleate within the matrix. In the late deformation stage, cavities continuously aggregate and coalesce, eventually causing fracture failure of the material.

采用Ti-Cr-Nb箔材及高纯铝箔通过反应合成法制备了Ti-48Al-2Cr-2Nb合金，对其进行高温热处理并以不同冷却速度冷却，探究冷却速度对反应合成Ti-Al-Cr-Nb合金微观组织的影响机制。结果表明，Ti-4Cr-4Nb箔材和高纯Al箔材通过反应合成法可以制备出Ti-48Al-2Cr-2Nb合金。向钛箔中添加β稳定元素Cr、Nb，可使β相以有序B₂相稳定保留至室温。其微观组织除等轴γ-TiAl层和γ-TiAl/α₂-Ti₃Al片层外，还形成了以B₂相为基底的B₂+γ层组织。通过1300 ℃高温热处理，可调整各类组织比例，有效降低合金中B₂相的含量。相比于等轴γ-TiAl区，冷却速度对反应合成Ti-48Al-2Cr-2Nb合金的γ-TiAl/α₂-Ti₃Al片层区和以B₂+γ区微观组织影响较为显著。反应合成Ti-48Al-2Cr-2Nb合金在冷却阶段依次发生β→γ、β→B₂、α→α+γ相变。当冷却速度升高，β→γ及α→α+γ析出反应会受到不同程度抑制，而β→B₂有序化转变受冷却速度影响较小。

研究钛及钛合金在激光冲击温渐进成形中的微观组织结构特征，对认识材料高应变速率变形响应行为和实现形性协同调控具有重要意义。针对工业纯钛TA1箔板开展了室温至200 ℃下激光冲击渐进成形试验，采用EBSD和TEM技术对不同成形温度下激光冲击渐进成形微通道件的微观组织进行表征。研究结果表明，激光冲击温渐进成形过程中微观塑性变形机制以位错滑移和形变孪生协同作用为主，但受成形温度变化影响显著。随着温度升高，成形后试样孪晶数量减少，基面织构不断增强，而小角度晶界占比先增大后趋于稳定，其中150 ℃下小角度晶界占比提高幅度为222.8%，平均KAM值增大170.0%，这是激光冲击高应变速率效应与温成形热软化效应共同作用的结果。

对轧制压下率调控钛/铝/镁（Ti/Al/Mg）复合板界面结合强度与强塑性匹配的机制进行了研究。通过420 ℃热轧制备不同压下率Ti/Al/Mg复合板，结合界面显微组织、元素分布、晶粒结构，以及室温剪切和拉伸性能测试，分析压下率对界面结合、组织演化和力学响应的影响。结果表明，过低压下率导致界面弱冶金结合，过高压下率会诱发Mg层剪切局部化，导致脆性断裂。65%压下率为最优工艺参数，复合板剪切强度、抗拉强度和延伸率分别达到72 MPa、332 MPa和14.2%，实现了界面结合与强塑性的最优匹配。结合强度的提高得益于Al/Mg界面互嵌机械啮合结构演变、元素扩散层增厚和拉剪失效路径的转移。力学性能的改善则归因于Al/Mg界面两侧晶粒细化、Mg层局部储能保留和界面载荷传递能力增强的协同作用。本研究为Ti/Al/Mg轻质复合板的轧制工艺优化提供了依据。

2219铝合金广泛应用于制造航空航天装备的大型整体结构件，为避免构件内部的残余应力和回弹变形对其使用性能的影响，提出了一种在W态下完成充液成形后进行模内应力松弛时效处理的工艺路线。针对模内应力松弛时效过程，研究了W态2219铝合金在不同室温预应变和初始应力水平下的应力松弛时效行为。首先，开展了不同试验条件下2219铝合金的完整应力松弛时效试验，并对完成完整应力松弛时效处理的试样进行了室温拉伸试验。研究发现，随着室温预应变的增大或初始应力水平的提高，应力松弛速率显著增大，并且当初始应力水平为120 MPa，室温预应变为8%时，完成完整应力松弛时效时合金的屈服强度和极限抗拉强度分别为353 MPa和458 MPa。然后，进行了不同试验条件下的中断应力松弛时效试验，获得了不同试验条件下2219铝合金在应力松弛时效过程中的屈服强度演变过程。研究发现，随着室温预应变的增大，峰值时效的时刻会大幅提前，而初始应力水平对屈服强度演变过程的影响不明显。最后，对在不同试验条件和不同时效时间下进行了应力松弛时效处理的2219铝合金开展了EBSD和TEM微观组织试验研究。研究发现，沉淀相的强化作用是合金强化的主要机制，位错密度的加工硬化作用也使得合金具有较高的强度，两者的共同作用掩盖了晶粒粗大对合金强度的不利影响。本文研究了大室温预应变下2219铝合金的应力松弛时效行为，为在W态下进行充液成形和模内应力松弛时效处理这一工艺路线提供相关的理论指导。

为了研究脉冲电流对TA16钛合金塑性变形过程中力学行为的影响，进行了不同电流密度下的电辅助拉伸试验和室温拉伸对比试验。结果表明，TA16钛合金的流变应力随电流密度的增加而降低，但其降幅随电流密度的增加呈逐渐衰减趋势。当电流密度从0 A/mm²增至12.5 A/mm²时，TA16钛合金的屈服强度从437 MPa降至266 MPa，抗拉强度从608 MPa降至356 MPa，分别降低了39.1%和41.4%。微观组织观察表明，脉冲电流可有效诱导位错湮灭，减少位错堆积，促使小角度晶界占比降低，大角度晶界占比提高，再结晶比例提高。当电流密度增至12.5 A/mm²时，小角度晶界占比由室温拉伸时的75.6%降至63.9%，再结晶比例则由1.7%提升至4.6%。

数控机床是航空制造等精密加工领域的核心装备，其进给伺服系统的动态特性直接决定加工精度。针对传统参数整定依赖经验，难以兼顾快速性与平稳性的问题，本文提出一种融合分阶段混合辨识与自适应遗传算法（Adaptive genetic algorithm， AGA）的协同优化策略。首先建立进给伺服系统模型，采用频域最小二乘法为自适应扩展卡尔曼滤波提供高精度初值，使参数辨识拟合优度提升至0.99，为控制器优化奠定准确模型基础。基于该模型，利用AGA多目标寻优能力对归一化代价函数进行全局搜索，系统协调快速性与平稳性的矛盾。经试验验证，该方法在单轴往复运动中可完全消除超调，并将调节时间缩短5.5%，在多轴联动轮廓加工中，能使系统双轴最大轮廓误差、均方根误差和平均误差分别降低68.75%、76.19%和77.42%，具有良好的工程适用性。

管电极激光电解复合加工是一种新兴的特种加工方法，具有在难加工金属合金材料上实现高深宽比结构高效无损伤加工的潜力。该方法通过工具电极实现光‒电‒液的多能场传输与耦合，可综合激光加工高效率与电解加工高表面完整性的优势。本文综述了管电极激光电解复合加工在管电极设计制造、复合能场协同材料作用机制和高深径比/高质量小孔加工典型结果的研究进展。分析了各类管电极的能场传输结构原理与特点，分类梳理了流道导光型和光纤导光型管电极的复合能场耦合特征及其激光传输模式，并进一步探讨了管电极高效光-液能场耦合输入的方法和技术。根据激光与电解在复合加工中主导能场的不同，区分了激光辅助电解加工和电解辅助激光加工两种模式，分析了能场大小及分布对材料去除行为的影响，阐述了激光电解复合能场作用下的材料去除机理。最后简述了典型难加工材料上的小孔加工试验研究结果，分析了管电极激光电解复合加工方法的潜在应用场景与未来发展方向，旨在为特种复合能场加工的后续研究及应用提供参考。

采用溶液共混法制备羰基铁粉（CIP）/聚对苯二甲酸乙二醇–环己烷二甲醇酯（PETG）功能材料，研究不同粉体配比对材料结构与性能的影响；分别采用选择性激光烧结（SLS）技术与熔融沉积成型（FDM）技术对CIP/PETG功能粉体和线材进行3D打印成型，考察CIP质量分数及成型工艺对打印件性能的作用规律。结果表明，CIP/PETG功能粉体的流动性随CIP质量分数升高而提升，CIP质量分数为80%时，粉体休止角为44.5°，豪斯纳系数为1.27，基本满足SLS成型要求；CIP/PETG功能线材的表面粗糙度随CIP质量分数降低而减小，极限拉伸强度随CIP质量分数降低而升高。CIP/PETG 3D打印件具备一定的热传导与电磁吸收性能，其热电功能与CIP质量分数呈正相关；CIP质量分数为80%时，SLS与FDM打印件的热导率分别为0.88 W/（m・K）和0.84 W/（m・K），在8~18 GHz频段内平均反射率分别为-10.96 dB和-11.47 dB。

飞机结构完整性是保障航空器安全性与服役寿命的核心要素，而结构健康监测技术是实现这一目标的关键手段。智能涂层传感器因具备轻量化、全表面覆盖及原位监测等优势，在结构健康监测领域具有广阔的应用潜力。本研究基于随附损伤效应，设计并制备了两种具有高精度裂纹监测能力的智能涂层传感器，并通过精度试验验证了其裂纹监测能力。通过COMSOL电流场仿真验证了传感器的工作机理。在精度验证方面对组件级试验件（以中心单孔板和壁板大开口为例）开展疲劳加载试验，结果表明，在中心单孔板试验中，传感器对平均长度0.57 mm的裂纹测量误差为0.15 mm；在壁板大开口试验中，对平均长度0.67 mm的裂纹测量误差为0.17 mm，充分验证了传感器的高精度裂纹监测能力。

直升机旋翼桨叶作为具有复杂曲面外形的大型零部件，对直升机性能有着重大影响。针对桨叶外形检测多依赖人工测量、作业效率低且检测质量稳定性差的问题，本文提出了基于组合测量的直升机旋翼桨叶数字化非接触式外形检测方法。通过工业相机摄影测量+激光扫描仪测量的方式，搭建测量场并完成点云数据采集。为了提升检测流程效率和自动化水平，研究了基于桨根镗孔特征的坐标系转换方法。试验结果表明，桨叶外形检测项目弦长、翼型最大厚度和扭角的一致性较好，弦长测量结果的标准偏差为0.354 mm，扭角测量结果的标准偏差不超过0.15°，翼型最大厚度测量结果的标准偏差不超过0.026 mm，验证了本文方法的有效性和准确性。

基于柔性导光臂的激光喷丸系统因其对复杂结构的适应性而具有广阔发展前景，然而现有柔性导光臂存在光斑畸变的问题，导致强化后表面一致性下降。为明确光斑畸变对表面完整性的影响，开展分区域单点喷丸与阵列扫描试验。结果表明，光斑畸变主要来源于导光臂的镜片装配误差。光斑直径均值约为1.48 mm，区域间变化小于0.05 mm。不同区域光斑椭圆度在1.0~1.1范围内波动。同一区域内单点喷丸凹坑深度与半高宽标准差分别为0.15 μm与0.08 mm；不同区域间凹坑深度t检验结果的p值远大于0.05，薄板试样的弧弓高集中于0.28~0.32 mm，表明柔性导光臂激光喷丸系统在当前的光斑畸变水平下，可以保证加工的稳定性与一致性。试验结果为提升复杂构件在位强化场景中的激光喷丸加工一致性提供了解决方案。