TiAl 基合金由于其优异的综合高温力学及物理性能，成为航空航天轻质高温结构的重要备选材料，其目标使用温度范围在650~1000℃。TiAl 基合金组织在高温长时服役条件下的稳定程度及演化对其力学性能有重要的影响，因此TiAl 基合金组织及性能的热稳定性长期以来一直备受关注。介绍了TiAl 基合金热稳定性研究内涵，对TiAl 基合金在高温条件下的组织演化、相转变现象及机理进行了讨论和分析，包括α2/γ 片层团的不连续粗化、γ板条的连续粗化、α2 相的分解以及B2（ω）相的变化。归纳总结了主要影响因素（合金元素、温度、时间、热载荷）对TiAl 合金显微组织和力学性能热稳定的影响规律及机制。最后对TiAl 合金热稳定性的研究方向进行了总结和展望。

以2219 铝合金轧制板材为研究对象，通过仿真分析、电脉冲辅助时效热处理试验、拉伸力学性能测试和透射电镜观察，系统研究了低密度电脉冲对板材时效热处理过程中电流密度分布、焦耳热效应及其时效后的力学性能与析出相微观组织的影响。结果表明：电脉冲辅助时效热处理过程中，板材峰值电流密度呈中心对称分布；80 A/cm2低密度脉冲电流作用下，板材大部分区域的峰值电流密度值在40~120A/cm2 范围，温升最大不超过1℃。与常规时效工艺相比，电脉冲辅助时效热处理工艺促进了晶内强化相析出进程，同时改善了晶内析出相分布，使板材峰时效时间从15h 缩短到10h，峰时效屈服强度也从283MPa 提升到303MPa。综上所述，电脉冲辅助时效工艺有利于缩短铝合金板材时效热处理周期并改善峰时效力学性能。

作为航空发动机涡轮工作叶片的主要材料，镍基单晶高温合金凝固过程中的元素偏析易造成组织的不均匀性，进而影响其高温力学性能。选取国产二代单晶高温合金DD5 作为研究对象，以3mm/min 的抽拉速率制备单晶试棒，通过组织观察与热力学计算确定其铸态组织的相组成，包括γ 相，γ’相与碳化物。采用电子探针显微分析对合金元素在枝晶干与枝晶间的偏析行为进行了线扫描，确定Re、W 的正偏析及Al、Ta 负偏析特性，且枝晶间的碳化物中Ta 含量较高，推测其为MC 型碳化物。在此础上借助Micress 相场软件，对凝固过程的组织形貌演化与元素偏析行为进行了模拟，其形貌特征与光镜组织观察结果相一致，元素分布与EPMA 结果相符。

以航空发动机主轴轴承引导面与保持架之间的异常磨损为背景，研究了M50 钢及M50 钢表面沉积TiN涂层与保持架材料镀银层之间对磨时的摩擦特性，分析了干摩擦条件下相对滑动速度、接触应力及其交互作用对摩擦系数随时间变化的影响规律。采用SEM 观察了摩擦表面的形貌，并用EDS 对表面成分进行了分析。结果表明，摩擦系数随时间逐渐增大，存在明显的转变点；在低滑动速度和较低接触应力时，摩擦系数可以长时间维持在0.15~0.25 较低水平，在较高滑动速度和较高接触应力时，摩擦系数很快上升到0.5 左右，在试验选择的参数范围内，该转变时间与接触应力P 和滑动速度V 的乘积PV 值基本上呈线性关系；高速大接触应力摩擦时，M50 钢表面会受到硬质颗粒的作用产生划伤，而TiN 涂层对M50 钢具有良好的防护作用，可以明显延缓高摩擦系数出现的时间，阻止M50 钢中碳化物脱落，防止表面磨损。

航空厂用钢、铝合金、钛合金等金属材料的热处理具有牌号品种规格多、质量要求高、工艺类型复杂等特点，随着热处理在航空厂中的被重视程度得到提升，一些长期存在的问题也逐步得到解决。与以往的高度关注热处理结果和合格率相比，航空厂应更加注重对热处理过程参数的控制以及对现有数据潜力的挖掘。简要讨论了几类金属材料的热处理，列举了几点问题并做了简要分析，提出的改进建议供有关人员参考。

结合实际需求，设计了一种高可靠的模块化重载全向轮组和全向移动平台，具有结构紧凑、承载大、定位精度高的优势。全向移动平台采用4 套集驱动、转向于一体的电动全向轮组，即每个轮组由两台电机分别进行行走和转向驱动。对其进行了全向移动功能、负载能力、运动精度以及刹车距离等试验。试验结果表明：全向移动平台各项功能指标达到了预期的设计目标，与工业机器人系统较好地完成了全向移动平台在柔性装配中的任务。

设计、制造了具有真实零部件几何特征的试件并利用湿喷工艺进行表面强化，试验件一侧表面受强化，背侧表面不受强化。应变数据及分析表明，试验件背侧处于压应力状态，具有纵向加强筋的壳体背侧压应力低于无加强筋结构，横向约束及刚性影响加强筋壳体背侧残余应力状态，降低喷丸强度及增加壳体厚度可以降低背侧残余应力。研究成果对优化表面强化工艺以及壳体结构设计具有重要借鉴意义。

夹层结构的自动铺丝存在蜂窝塌陷、倒角处架桥、铺丝头与蜂窝干涉碰撞等问题。为了解决以上问题，对蜂窝夹层结构的自动铺丝工艺进行了研究，包括材料加热参数、压实力的选择，铺放路径的仿真规划，蜂窝芯材的台阶设计，以及蜂窝极限边角等。对蜂窝夹层结构的铺丝路径进行了设计并实际铺放，对铺放过程的缺陷及其产生原因进行了分析，并得到优化验证。研究发现加热参数会影响预浸料的铺贴性，温度过高会使预浸料灼伤。为保证铺贴质量，蜂窝倒角不宜超过30°，并且蜂窝与底面需平滑过渡，最后蜂窝的位置需与设计严格一致。

为了明确收口量对钛合金自锁螺母锁紧性能的影响，对不同收口量的钛合金自锁螺母的锁紧性能进行了检测和分析，得出了收口量对锁紧性能的影响规律。结果表明：随着拧入拧出次数的增加，锁紧力矩值和松脱力矩值呈现先增大后减小的趋势，收口量为0.05mm 和0.10mm 时，变化幅度较小，而收口量为0.15mm 时，变化幅度最大；安装力矩与预紧力基本呈线性关系，收口量的大小决定了安装力矩与预紧力之间线性变化的斜率，收口量越小则线性关系的斜率越大；收口量为0.05mm、0.10mm 和0.15mm 时的扭拉系数K 分别为0.09、0.12 和0.16。

现代飞机结构设计中复合材料及钛合金的使用日益广泛，对制孔质量及制孔效率的要求更高，相应的装配制孔技术随之发展，针对飞机装配过程制孔技术的发展及应用，重点介绍了半自动制孔和自动制孔技术的工艺特点、所使用的主要工具设备及其适用范围。

运载火箭在装配过程中大量采用钻铆工艺，使得钻孔效率和质量成为影响装配工艺的重要因素。针对当前厚度大于10mm 的运载火箭铝合金叠层板在高速制孔加工过程中存在的钻头折断、噪音、毛刺等问题，开展了冷却条件对运载火箭叠层厚板钻孔影响的试验研究。采用压电晶体测力仪测量切削力，采用轮廓投影仪测量孔径，采用超景深体视显微镜进行毛刺观测，从孔径、毛刺和切削力等方面分析无冷却、空气冷却和液氮冷却3 种冷却条件对制孔的影响。结果表明：空气冷却条件下，钻孔数量最多，且能够满足制孔精度和毛刺方面的要求；无冷却条件下的钻削力最大，液氮冷却条件下的钻削力最小；钻头折断前并没有发生明显的刀具磨损，钻头的突然折断是由高温粘屑所引起的。

阐述了TA2 合金零件的工艺流程优化方法，如增加精加工工序、加强冲液控制、完善焊接氩气保护等方法，减少TA2 细微粉末附着在内壁的几率，达到预期的效果，降低了成本。重点介绍高洁净度要求增压管路大长径比钛合金三通、直角通孔内部粘着TA2 细微粉末清理技术，为多余物敏感零件的清理提供了新的思路，同时开发了高洁净度要求增压管路大长径比钛合金三通、直角通孔内部粘着TA2 细微粉末检测方法，为TA2 细微粉末的量化提供了有效工具，取得了显著的军事及社会效益，通过了多型号航天产品的飞行考核、验证，性能成熟、稳定、可靠。

通过引入工件倾角的定义，采用PCD 立铣刀对CFRP 层压板材料进行切边试验，并对加工过程中的铣削力进行测量，对加工表层不同缺陷形式进行观察分类。研究了不同表层纤维方向、工件倾角和刀具进给量对CFRP 表层的缺陷形式和演化规律。结果表明：CFRP 层压板铣削表层缺陷主要可以分为崩边、毛刺、撕裂和分层缺陷，其中表层撕裂缺陷是最主要的缺陷形式；刀具进给量是影响表层缺陷，尤其是撕裂缺陷形成和发展的最主要的因素；垂直于铺层平面的切削分力直接影响表层缺陷演变与转化。