采用激光选区熔化成形技术制备了GH4061合金，研究了不同热处理工艺对合金组织和性能的影响。结果表明，沉积态合金的柱状晶穿过多个熔池外延生长，晶内由胞状亚晶结构组成。随着固溶温度的升高，晶粒取向逐渐偏向（101）和（111），晶粒长大；Laves相由长链状转变为颗粒状，1060 ℃固溶温度时基本溶解；δ相在晶界析出，由粗大块状转变为盘状，然后再转变为短棒状，1100 ℃热处理时无δ 相析出； 980 ℃、1020 ℃、1060 ℃、1100 ℃固溶温度时γ′和γ″相平均尺寸分别为23.53 nm、24.43 nm、25.34 nm 和25.66 nm。热处理后合金的室温和650 ℃力学性能显著提高，其中980 ℃固溶时效热处理试样的室温和650 ℃抗拉强度分别达到1342 MPa 和1120 MPa，随着固溶温度的升高，1020 ℃、1060 ℃、1100 ℃固溶温度时试样室温抗拉强度分别下降约6.4%、8.3% 和10%，650 ℃抗拉强度分别下降约7.9%、8.8% 和11%，塑性有所提高。

采用激光定向能量沉积技术制备了第二代单晶高温合金DD405薄壁结构，通过试验和理论相结合的手段对单晶高温合金在激光定向能量沉积过程中的热裂纹形成机制进行分析和探究。结果表明，热裂纹的形成是由应力集中、液膜稳定性和碳化物析出相3个因素所决定的。由于激光定向能量沉积过程的逐层叠加，残余应力随着沉积高度递增，因此沉积区存在高水平的残余拉应力。沉积区的晶界处会出现显著的应力集中，液膜在两侧拉应力作用下发生撕裂导致裂纹萌生。液膜稳定性与相邻晶粒间的晶界角度密切相关，当大角晶界大于40°时，会在拉应力的驱动下形成热裂纹。MC型碳化物析出相通过“钉扎作用”抑制液相补缩及弱化与基体之间结合强度等作用进一步促进了热裂纹形成。

粉末近净成形（Powder metallurgy near net shaping，PM-NNS）技术能够制备出具有优异综合力学性能的粉末合金复杂部件。介绍了粉末热等静压（Hot isostatic pressing，HIP）近净成形技术原理及优势，综述了近年来国内外粉末近净成形在航天发动机领域的研究现状，从工艺路线和构件研制两方面展开，简述了构件制备过程的影响因素及缺陷控制，结合中国科学院金属研究所粉末近净成形技术在航天发动机领域的研究及应用情况，总结了粉末近净成形技术当前存在的主要问题及发展方向，以期进一步拓宽该技术的应用范围。

粉末热等静压（HIP）技术可以近净成形高性能钛合金复杂构件，在航空航天领域具有广阔的应用前景。采用无坩埚感应熔炼超声气体雾化法制备了TC11预合金粉末，并对预合金粉末进行表征；在940 ℃/140 MPa/3 h条件下HIP成形了TC11坯体。采用OM、SEM、拉伸、冲击和旋转弯曲疲劳等手段对HIP坯体的显微组织和力学性能进行表征，研究了微气孔对HIP 坯体疲劳性能的影响。结果表明，HIP 坯体接近理论全致密，组织细小均匀，静力学性能接近甚至部分指标超越锻造合金，旋转弯曲高周疲劳强度（107周次）为590 MPa ；空心粉形成的微气孔导致高周疲劳寿命呈现二重性，疲劳加载条件下，表面微气孔会优先成为裂纹萌生的位置，显著降低HIP坯体的高周疲劳寿命。

分别采用等离子旋转电极雾化法（Plasma rotating electrode process，PREP）和无坩埚感应熔炼超声气体雾化法（Electrode induction melting gas atomization，EIGA）制备了Ti₂AlNb 洁净预合金粉末，并对预合金粉末进行了表征。通过热等静压（Hot isostatic pressing，HIP）工艺制备了Ti₂AlNb合金，研究了制粉工艺对Ti₂AlNb合金显微组织与力学性能的影响。试验结果表明，与PREP法相比，EIGA 法制备的Ti₂AlNb粉末振实密度更高；基于粉末热等静压近净成形技术，在1030 ℃/140 MPa/3 h的条件下开展了Ti₂AlNb叶轮的成形研究，有限元模拟结果显示，粉末振实密度越高，部件热等静压后变形程度越小，综合考虑构件成形，优选振实密度更高的EIGA制粉工艺制备Ti₂AlNb粉末合金复杂部件。

采用粉末冶金工艺和热挤压方法制备了Al–Mg–Li合金，并通过金相显微镜、扫描电子显微镜、透射电子显微镜和拉伸试验机对合金的微观组织、断口形貌和力学性能进行了分析。研究了不同Mg/Li 比（1.3、1.8、2.5）对合金在烧结态、挤压态和T6热处理态下的微观组织和力学性能的影响。结果显示，随着Mg/Li比的增加，烧结态合金的相对密度增加，表明Mg元素对烧结过程具有促进作用。对于挤压态Al–Mg–Li合金，随着Mg/Li比的增加，合金中含Mg的析出相逐渐增多，并聚集在晶界附近，力学性能得到了很大提高，抗拉强度由285 MPa增加至407 MPa。经T6热处理后，Al–Mg–Li合金的第二相主要由δ′相和T相组成，其中δ′相是主要的强化相，均匀分布在铝基体中，而T 相在晶界处呈链状分布。研究表明，提高Mg/Li 比可以提高Al–Mg–Li合金的抗拉强度和屈服强度，但延伸率可能会有所下降。T6热处理后Al–5Mg–2Li合金可达到抗拉强度532 MPa、屈服强度473 MPa、延伸率4.5%。

采用无坩埚感应熔炼超声气体雾化法（Electrode induction melting gas atomization，EIGA）和真空惰性气体雾化法（Vacuum induction melting gas atomization，VIGA）制备Inconel 718预合金粉末，随后采用热等静压工艺制备Inconel 718合金。研究制粉工艺、粉末粒度及包套结构对Inconel 718合金显微组织和力学性能的影响。研究结果表明，EIGA粉末具有更好的球形度，成形合金力学性能优于VIGA粉末；综合考虑力学性能、得粉率等因素，选择15~106 μm粒度范围的粉末作为热等静压用粉末；包套壁厚的增加对作用在粉末上的有效应力产生屏蔽作用，空腔体积变化对致密化过程影响较小；粉末填充过程的长时间振动会导致粉末发生粒度偏析，需要控制粉末填充过程的振动频率和振动时间。

装配站位是飞机装配线基础管理单元，由于飞机装配作业过程繁杂并存在大量随机扰动，其管理者需要根据不断变化的工况频繁对在装架次的物料配置方案进行优化。为此，提出一种基于门控循环单元（Gated recurrent unit，GRU）神经网络和遗传算法的优化方法。为了克服离散事件仿真在评估效率方面的局限性，以仿真历史数据为学习样本，采用GRU神经网络构建物料配置方案评估仿真代理模型，模型以物料配置方案为输入，以在装架次预计完工时间和关键物料平均滞留时间为输出。将仿真代理模型作为目标函数评估模型与遗传算法相结合，实现物料配置方案全局优化。仿真验证结果表明，基于GRU神经网络的仿真代理模型能够准确、高效地评估物料配置方案，输出的优化方案能够有效缩短在装架次的预计完工时间和关键物料平均滞留时间。

为解决管电极电解加工方孔过程中因流场分布不均造成加工质量差等问题，提出一种工件振动辅助管电极电解加工方孔的方法。流场仿真结果表明，工件振动辅助电解加工能够在加工间隙内不同位置产生明显的脉动流场，改善加工间隙内的电解液流动状态，有效消除传统电解加工方孔中加工间隙内存在的“死水”区，从而有利于电解产物的排出，提升电解加工的稳定性。同时开展试验研究，结果表明，采用工件振动辅助管电极电解加工可以提升方孔加工的轮廓精度和表面质量，并且采用脉冲电流可以进一步提升方孔的加工质量。最终采用振幅0.04 mm、振频20 Hz、脉冲占空比80%、脉冲频率5000 Hz、进给速度1.5 mm/min，加工出平均宽度1.218 mm、宽度标准偏差0.026 mm、侧壁表面粗糙度0.703 μm 的方孔。

采用夹杂物含量水平不同的两批次粉末，通过相同的热等静压制度制备了FGH97合金，研究了夹杂物对FGH97合金力学性能的影响。对比测试了两组粉末制备FGH97合金的拉伸性能，表征了粉末特征、合金组织、拉伸断口。结果表明，采用真空惰性气体雾化（Vacuum induction melting gas atomization，VIGA）法制备的粉末，细粉收集率高，制备的合金晶粒细小，容易引入夹杂物。富Si的异常颗粒夹杂会使合金中产生贫γ′区，影响粉末间的结合，降低FGH97合金的塑性。热等静压态的FGH97合金室温延伸率为9.5%，650 ℃的延伸率为1%。FGH97合金经过固溶+时效热处理后，基体中的贫γ′区消失，FGH97合金的塑性得到显著提升，FGH97合金室温延伸率提升至14.25%，650 ℃的延伸率提升至6%。

针对飞机铆接高度差的检测问题，提出了一种优化的Hough变换铆接高度差亚像素检测方法。该方法首先通过空间域点运算的灰度变换法对采集的铆接孔图像进行增强处理，然后利用局部阈值分割法进行图像分割，采用Canny算法进行边缘粗提取，再利用优化的Hough变换进行亚像素级的边缘精细提取，提取出铆接孔和铆钉钉头的圆环区域，最后结合RANSAC算法进行圆拟合，利用开发算子get_current_region_z( ) 分别提取内外圆环区域的高度平均值，再通过函数height_Z( ) 将所得的高度平均值作差即可得到铆接表面的高度差。经试验证明，该检测方法亚像素精确定位能力强，检测结果准确率高、稳定性好，重复测量精度可达到±10 μm。

表面换热系数是TC17 钛合金淬火数值分析研究的重要边界条件，其准确性影响工件淬火温度与应力场的分布精度。基于深埋热电偶动态实测的温降曲线，采用改进后的集中热容法，计算求解TC17钛合金淬火表面换热系数，并通过数值模拟验证了结果的可靠性。结果表明，TC17钛合金水浴淬火过程中会经历3个主要阶段：蒸汽膜阶段、核沸腾阶段及对流冷却阶段。表面换热系数在蒸汽膜阶段、核沸腾阶段会快速增大，随后在对流冷却阶段会逐渐减小，在第50 s达到峰值1299 W/（m²·℃），此时淬火面温度为355 ℃。将换热系数代入数值模型中进行温度场计算验证，计算结果与实测温降曲线吻合较好，平均相对误差仅为1.4%。

复合材料比强度、比刚度、可设计性高，目前已经在飞机制造上得到广泛应用，但受到回弹变形等因素的影响，零件几何精度较低，复合材料变形修正问题亟待解决。针对如何将复合材料变形修正工艺数模规范化、快速化构建等问题，本文提出了自动追踪、离散布点等辅助生成外形面的方法，提出了归并排序法、插值查找法等辅助生成内形面的算法，列举了部分构造工艺数模中用到的曲面处理方法，在CATIA环境下完成了复合材料零件变形修正系统的开发。经实例验证，修正后总体效率提升了734.5%，表明该方法能够高效、规范地构建工艺数模，提升工艺数模的生成效率。