铜钢功能材料兼具铜和钢独特的机械、物理和化学等性能，在航空航天、电力、生物医疗等领域应用前景广阔。然而，熔铸等传统方法制备铜钢功能材料存在难以实现复杂结构设计，易在铜钢复合界面处产生宏观偏析等问题，限制了铜钢功能材料的应用。与传统制造技术相比，铜钢功能材料零件的金属增材制造更具优势，不仅能够实现复杂结构制造，而且由于冷凝速度相对较快，可以有效缓解铜钢复合界面处的宏观偏析等缺陷，增强界面结合强度。根据近年来各种增材制造技术制备铜钢功能材料的研究进展，分析了铜钢功能材料增材制造过程中缺陷的形成原因和成形质量，列举实际应用场景，并对其发展趋势和技术难点进行展望。

针对深空、深地、深海和极地等极端环境科学探索前沿，利用智能构件的材料– 结构– 功能一体化增材制造技术，即4D 打印技术，以木材的多层网格状结构为生物模本，以聚乳酸为基体，聚己内酯为添加相，氧化石墨烯为光热转换剂，采用直写式3D 打印工艺成功制备了具有光响应形状记忆特性的仿生智能材料，研究了该智能材料的响应方式、变形过程、力学强度、变形温度等。结果表明，其能对光与温度刺激做出响应，实现自主形状回复，形变温度降低至55 ℃左右。在近红外光刺激下，形状固定率高达96%，形状回复率为93%，形状回复时间最快可达9 s。最后演示了在仿生可展开结构和光控释放包裹物结构中的应用，分别实现了按需光驱动展开和可控顺序释放功能，为航空航天可变形结构精准选择、远程控制和快速响应问题的解决提供了一种有效的仿生学新思路和新方法。

钛合金以其高比强度、高比刚度以及耐高温性能备受航天航空等领域的青睐。合金化手段已无法使钛合金突破600 ℃服役温度瓶颈，无法满足超高速飞行器及新型航空发动机等航空航天装备更高服役温度需求。向高温钛合金中原位引入多元多尺度的陶瓷增强相，精准控制其形成特定构型结构是实现更为优异高温性能的有效途径之一。这种新型材料也被称为耐热钛基复合材料，其使用温度较传统钛合金可提高50 ~ 200 ℃，受到广泛关注。本文针对耐热钛基复合材料的研制，从复合构型设计及制备、近净成形加工技术（增材制造、精密铸造、等温超塑性成形）及高温力学性能等方面，全面综述了以上研究进展及应用现状，并提出该材料目前存在问题以及未来发展方向。

对第3 代单晶高温合金DD33 进行了1150 ℃，80 ~150 MPa 的蠕变测试，借助SEM、EBSD、EDS 和TEM研究了不同应力下蠕变断口形貌和截面损伤特征，分析了应力对蠕变断裂机制的影响。结果表明，不同应力条件下近断口铸孔普遍发生多面体化且沿端角开裂，与低应力条件相比，150 MPa 下可观察到较多蠕变孔及其诱发的裂纹。80 MPa 下，由于长时间暴露，样品表面产生较厚的氧化影响区，使有效应力提高了35 MPa ；断口附近局部可见TCP相，并在其与γ′ 相界面产生较多孔洞和裂纹。随着应力进一步增加，深入基体的表层裂纹增多，更多碳化物开裂，但组织中未发现TCP 相。因此，不同应力下合金的最终断裂除了与内部孔洞开裂、彼此联结直接相关外，还应考虑氧化影响区、深入基体内部的表层裂纹、TCP/γ′ 界面裂纹以及开裂碳化物的贡献。

采用预浸料– 熔渗工艺制备了B₄C 改性SiC/SiC 复合材料（SiC/SiC–B₄C复合材料），研究了SiC–B₄C 改性基体在700 ℃、1000 ℃、1200 ℃、1350 ℃下氧化50 h 的本征氧化行为及自愈合规律，有效观察到了基体的自愈合行为，同时考察了SiC/SiC–B₄C 复合材料的抗氧化性能，通过材料重量变化和强度保持率衡量其在氧化环境中的损伤程度，揭示了氧化行为。研究结果表明，氧化初期B₄C 开始发生氧化反应，此时的液态自愈合相主要成分为B₂O₃。随着温度的升高，氧化生成的SiO₂ 将与B₂O₃ 结合生成硅硼玻璃相，当温度进一步升高至1350 ℃ 时，由于硅硼玻璃分解加剧，导致自愈合效果减弱。此外，高温导致的硅硼玻璃黏度下降也将有利于氧化介质扩散。SiC/SiC–B₄C 复合材料在1200 ℃氧化50 h 后仍保持较好的力学性能，说明B₄C 氧化后生成的B₂O₃、SiO₂ 等黏流态物质可以在一定程度上封填裂纹，赋予材料高温下自愈合机制。

超高温氧化物陶瓷具有优异的高温强度、高温结构稳定性、抗氧化和耐腐蚀性能，有望成为极端高温氧化环境下长期服役的新型高温结构材料，在航空航天领域具有广阔的应用前景。以激光选区熔化和激光近净成形为代表的激光增材制造技术具有高效快速、柔性制造、近净成形等特点，近些年来逐渐应用于超高温氧化物陶瓷的制备并成为该领域的研究热点。本文概述了激光选区熔化技术和激光近净成形技术的原理和特点，从工艺优化、高温预热、超声振动辅助和掺杂4 个方面详细阐述了激光增材制造超高温氧化物陶瓷凝固缺陷控制的研究进展，并在文末展望了本领域未来的发展趋势和研究重点。

建立了两切削刃低频振动制孔切削厚度模型和切屑扇形角模型，确立了切屑分离条件，提出了切屑扇形角与切削角位移之间的经验公式。开展切屑形态分析试验，获得了制孔参数与切屑形态之间的对应关系，确定了与较好扇形切屑形态对应的A – f 参数组合范围，并对扇形切屑的扇形角进行测量，将扇形角实测值与理论计算值进行比较分析，结果表明所建立的扇形切屑角模型能够较好地表征实际扇形切屑形态。

航空发动机压气机叶片在前期净近成形工艺中，其前后缘曲率变化剧烈，形状特殊，无法直接成形，需要进行二次加工。然而，前期工艺会使叶片产生变形，理论数模已经无法适用于其二次加工。因此，为了解决因变形带来的前后缘加工问题，实现前后缘与叶身的光滑转接加工，提出了一种基于刀轨修改的叶片前后缘几何自适应的加工方法。首先，在前后缘附近的已成形区域上提取特征测量点并对其进行实测；然后，通过特征点实测数据分析叶片前期工艺变形情况，并基于变形数据建立叶片截面Z 坐标值与变形规律的映射关系函数；最后，根据变形映射函数，相应地调整原始理论刀位文件，以调整完的刀轨实现叶片前后缘的自适应加工。以某型号航空发动机精锻叶片为例进行仿真试验验证，试验结果表明该方法优化效果显著，原理论刀位文件与调整后的刀位文件的加工误差相比，后者偏差基本在0.01 mm 以内，极大程度地减少了加工误差。该方法能有效解决精锻叶片进排气边的光滑转接加工问题。

涡轮叶片是航空发动机的核心零件，其精铸后进行数控机加需要先实现叶片测量点云与CAD 模型的快速、准确配准定位。为此，针对测量点云初始位姿不佳的问题，实现了基于主成分分析的预对齐和手工关联预对齐两种预对齐算法；针对匹配点计算效率较低的问题，实现了网格法、赋范空间投影法和基于kd–tree 快速搜索法3 种搜索算法，通过对比分析发现，基于kd–tree 搜索算法计算效率较好。在此基础上，确定了手工关联预对齐、基于kd–tree快速搜索匹配点集和ICP 方法的配准方案，示例测量点云配准定位后与CAD 模型差异区间为[–0.06 mm，+0.1 mm]，符合涡轮叶片铸造精度情况。

针对超冗余度机器人路径跟随运动，研究了末端避障路径规划方法，在障碍物建模方面，对超冗余度机器人关节结构及路径跟随运动状态进行分析，引入路径约束，并对障碍物进行膨胀化处理；在路径规划层面上，对传统RRT^* 算法进行了优化，采用改进路径生成方式、引入转角约束、碰撞后调整等策略，改进了传统RRT^* 算法随机路径转角大、路径复杂等缺点，并在MATLAB 中进行了试验验证。结果表明，与传统RRT* 算法所规划的路径相比，该方法能够有效缩短路径长度，减少节点数量，提升路径规划的质量。

虽然数字化制造已成必然趋势，但在未来很长一个时期内，模线样板依然将在飞机制造中扮演重要角色。如何以先进的数字化技术提升传统模式下的生产效率和质量，是需要认真研究的课题。针对模线样板的检测需求，结合模线样板的几何特征，提出基于三维激光扫描的金属基航空模线样板自动检测算法。对于样板刻线，将样板点云粗栅格化后，根据点云高度信息进行刻线的粗提取，再根据刻线的特性利用法矢信息优化提取结果；对于外形轮廓，将点云转换成二值图像并计算其边缘，实现外形特征提取；将特征提取结果与CAD 数模进行配准并去除噪声，最后计算与数模的误差，实现样板检测，输出误差分布。试验结果显示，本文算法在精度和效率上优于现有算法，相较人工检测提升了可靠性和效率，在实际工程中具有应用价值。

航空发动机机匣产品的结构复杂、制造精度高，产品加工难度很大。为了提高航空发动机机匣产品的工艺设计效率和质量，分析了机匣零件三维工艺设计需要解决的问题，研究了三维工艺设计的方法，并构建了机匣零件三维工艺设计技术路线。通过某机匣产品验证了三维工艺技术的可行性，为三维工艺在航空发动机的应用推广打下了坚实的基础。