材料的腐蚀是世界性难题，虽然目前防腐手段较多，但仍难以满足材料发展的需要。近年来，仿生超疏水表面因具有特殊润湿性而受到人们的广泛关注，目前很多研究学者已经将该表面应用于防腐领域并取得了不错的成果。在此背景下，简要阐述了固体表面润湿的基本概念及理论，重点介绍了超疏水技术在航空材料领域防腐的应用，总结了超疏水技术防腐的理论基础。最后，指出了目前超疏水防腐存在的问题及未来的发展方向。
科学技术的不断发展对材料纯度的提升提出了迫切要求，高纯材料产业已经渗透到国民经济、国防建设和社会生活的各个领域，对经济、社会的发展具有举足轻重的作用。利用高纯冶金技术制备高纯材料，是衡量一个国家或地区冶金技术发展水平的重要标志。与其他精炼技术相比，电子束精炼技术具有真空度高、温度高、可控性好、 对原材料形状没有限制等特点，为解决材料高纯化问题提供了可能。综述了国内外电子束精炼技术在制备高纯单元材料和多元合金材料方面的研究现状，同时指出了目前存在的主要问题及发展方向，为开发高效、低成本、可大规模应用的电子束精炼技术提供了思路。
为提高粉末合金材料轮盘应力集中结构的缺口疲劳性能，采用铸钢弹丸、陶瓷弹丸和复合喷丸的方法对粉末合金缺口旋转弯曲疲劳试样进行喷丸强化，通过白光干涉表面形貌分析、配合电化学腐蚀的X射线衍射残余应力场分析、显微硬度梯度研究评价喷丸强化层状态；采用高温旋转弯曲缺口（结构应力集中系数Kt=1.7）疲劳寿命进行对比分析。结果表明，喷丸强化在FGH95 合金表面形成强化层：表面粗糙度Ra=0.9~1.5μm，Kurtosis值Rku接近3 的表面轮廓；表面压应力在–800~–1150MPa，压应力场深度达到120~250μm；相比于基体硬度的480~510HV0.2，喷丸后表面硬度上升到575~625HV0.2，硬化层深度达到175~250μm。采用首次喷铸钢丸大强度、第二次喷陶瓷丸小强度的二次喷丸工艺方法时，表层残余压应力场数值大，表面硬化程度高且硬化层深度大，表面粗糙度较小且弹坑底部圆滑，疲劳强化效果最佳，550MPa/ 650℃中值疲劳寿命估计量较原始提高20 倍以上。
为了提高钛和钛合金表面的抗高温氧化能力，使用先预置一层硅粉后预置一层铝粉方式，采用激光合金化技术在TA2 钛表面制备出耐1000℃高温的Ti5Si3/Ti3Al 复合涂层，并采用XRD、SEM 和等温氧化技术对激光合金化后涂层的组织特征和1000℃、50h 空气等温氧化性能进行了系统研究。研究结果表明：涂层主要由初生的Ti5Si3相和Ti5Si3/Ti3Al 共晶组织组成；复合涂层经过1000℃、50h 空气等温氧化后的氧化增重速率约为基体的1/12；复合涂层的氧化产物主要是TiO2、Al2O3 和SiO2 ；复合涂层中Ti5Si3 和Ti3Al 两相的存在是其抗高温氧化性能提高的主要原因。
利用激光原位反应技术在TC4 钛合金表面制备了无裂纹、组织均匀致密的TiN 涂层，并分析了激光氮化层的显微组织、成分和物相，测试了涂层横截面显微硬度、涂层耐磨性能及抗SiO2 颗粒高速冲蚀的能力。结果表明：在适当的激光参数下制备的氮化钛涂层与TC4 基体之间呈现良好的冶金结合，其界面结合强度为240~270MPa；涂 层主要为硬质TiN 相，涂层硬度高达1550HV0.1，约为基材的4.5 倍；涂层磨损失重量是TC4 钛合金的14.7%；在60º冲蚀角度下，基材的冲蚀质量损失为涂层的2 倍。
针对壁板零件激光喷丸成形应用中的几何效应，以单曲率圆柱面板件为对象，进行基于固有应变建模方法的有限元仿真分析，并进行激光喷丸成形试验验证；提出以非平面板件与平面板件变形偏差百分比作为几何效应衡量指标，分析了轴线长度、板材厚度、截面弧长、截面半径等典型几何参数对激光喷丸成形效果的影响规律。结果表 明，当轴线长度大于截面弧长两倍时，偏差百分比与轴线长度基本无关；其他参数一定时，偏差百分比分别随截面半径的增大、截面弧长的减小、板材厚度的增大而减小。
针对某型飞机腹板构件较早的发生筋条疲劳破坏，运用仿真分析和试验的手段进行结构改进。首先建立腹板构件有限元模型，对腹板构件应力分布和疲劳寿命进行计算，分析筋条疲劳破坏的原因；其次依据刚度分配原则对结构进行改进，有限元计算结果表明改进设计降低了筋条应力水平，提高了腹板构件的疲劳寿命；最后对原结构试件和改进后结构试件进行疲劳对比试验，试验结果验证了有限元模型的准确性和结构改进的有效性。
提出了一种镗削过程中基于MATLAB 的切削力仿真预测方法，并开发了一种切削力仿真软件。通过建立镗削加工过程的基本参数，研究了刀具几何参数和加工工艺参数与切削面积和线长的关系；根据主副切削刃参与切削情况，将镗削过程分为4种工况，分别计算4 种工况下的切削面积和线长，通过MATLAB仿真得到相应的函数关系曲线；建立切削力关于切削面积和线长的数学模型，从而得到切削力与镗削基本参数的关系，同时对镗削过程刀具振动进行研究。通过试验对比，验证了基于MATLAB的切削力仿真预测方法的准确性，为镗削过程中切削力和振动的智能控制奠定基础。
随着对飞行器性能的要求日趋提高，结构减重成为航空航天制造中的重要任务。铝锂合金由于其轻质高强等优良性能，被认为是极具发展前景与优势的航空航天轻质结构材料。同时，激光焊接技术被认为是最为有效的铝锂合金连接方式之一。但是，由于合金的特性及飞行器制造产业的要求，铝锂合金激光焊接技术仍存在诸多难点，介 绍了铝锂合金激光焊焊缝特殊微观组织及常见焊接缺陷，重点讨论了等轴细晶区(EQZ)、焊接气孔、焊接裂纹及接头软化缺陷的形成机理及抑制措施。
基于Abaqus 软件简化框架式复材成型模具三维模型，分别采用实体单元与壳单元建立有限元模型，并分析模具在支撑、铺贴、吊装等典型工况下的应力水平、变形量，结果显示两种模型分析差值较小，能够使用壳单元代替实体单元进行模具的轻量化设计。基于壳单元，利用Abaqus 的尺寸优化模块，以隔板厚度为设计变量进行模具轻量化设计，确定合适的隔板厚度尺寸。
以TC4 钛合金航空零件为研究对象，开展了激光选区熔化3D 打印技术的模型CAD 优化设计、成形工艺参数设计、后处理技术等应用关键基础研究，对影响3D 打印质量控制的各个环节进行了分析，提出了航空钛合金零件激光选区熔化3D 打印技术产业化的建议。
研究了航空发动机转子叶片振动试验中位移激励方向与叶片叶尖弦向之间夹角变化对叶片最大振幅、应力分布等的影响规律。数值分析和试验测试数据表明，叶片刚性固定时，叶片安装位置与激励矢量之间的位置相对关系对振型、表面应力分布无显著影响，一阶振型下，叶片表面展向应力分量占主导；叶片安装位置与激励矢量之间的位置相对关系影响激励与响应之间的传递函数，存在最佳的位置，使得叶尖振幅一定时，激励能量最小。研究结果对提高转子叶片疲劳性能评价技术具有参考价值。
碳纤维增强复合材料(CFRP) 是一种以环氧树脂作为基体材料、碳纤维作为增强材料的复合材料，具有高强度、高比强度以及耐腐蚀性的特点。CFRP 与钛合金是航空航天领域广泛使用的两种轻质的材料，经常作为叠层结构出现在大型客机的关键部位，使大型客机制造装配过程中需要对CFRP/Ti叠层进行大量的制孔。而CFRP/Ti叠层钻削过程中的力热变化与切屑形态会直接影响刀具的切削状态。在此基础之上，对CFRP/Ti 叠层钻削过程中的力热行为与切屑成形进行研究，这对于CFRP-Ti 叠层实际钻削过程具有重要的指导意义。
