大型航空模锻液压缸是航空模锻液压机的核心部件，在生产飞机、航空发动机上的重要模锻零部件时提供动力来源。根据此类液压缸高质量生产过程中质检对加工的约束及两种工序的耦合关系，提出了一种考虑质量检验的大型航空模锻液压缸生产调度模型，从而同时对加工和质检两种工序进行调度优化；设计了一种双工序混合型的双层编码方式及基于总工序号奇偶性判定工序类型的解码方法，在结合非支配排序遗传算法和多目标模拟退火算法的理论上开发了一套具有参数调节、任务推送、进度监控、数据反馈等功能的调度系统，并通过实例验证了模型和算法的有效性。最后，将该调度系统运用于某液压生产企业，保证了大型航空模锻液压缸产品质量优良的同时较大程度地提高了生产效率。
共振型吸声超材料具有优异的噪声控制能力，作为一种轻量化结构在航空领域具有巨大应用潜力，但在低频宽带噪声控制方面仍存在挑战。为了促进超材料的低频与宽带吸声协同设计，提出了一种带三角形背腔的穿孔板共振吸声超材料设计方法并对其声学特性进行了研究。该超材料将蜂窝腔分为6个独立的三角形单元，每个三角单元中心布置微穿孔，利用单元间的耦合效应实现宽带吸声。研究了孔径、孔深和腔体高度对吸声系数和峰值频率的影响，并从复频率平面零极点分布与能量耗散两方面分析了声学超材料宽带吸声的多单元耦合机制。根据单元及其耦合特性设计的低频宽带吸声超材料，厚度为50 mm，仅为最长工作波长的1/22，在309~464 Hz低频范围内实现80%以上的吸收效果；等效密度约0.31 g/cm3，实现了材料轻量化。采用光固化成形技术制备了该结构并在阻抗管中通过试验验证了其吸声性能。这种轻量化的吸声超材料设计为装备的低频噪声控制提供了支撑。
设计满足特定需求的三维有序多孔的微桁架点阵结构，是解决航空航天领域某些构件轻量化问题的方法之一。首先，基于具有惩罚的实体各向同性材料（Solid isotropic microstructure with penalization, SIMP）拓扑优化算法，以最小柔度为目标，在不同载荷边界条件下进行点阵胞元的优化，随后对拓扑优化的点阵胞元进行几何重构。采用三维数值均匀化算法分析胞元在不同相对密度下的弹性矩阵及弹性模量曲面，对比4种胞元的各项力学性能；对选择性激光烧结（Selective laser sintering, SLS）增材制造技术制备的试件进行物理试验并对比试验结果，得到不同构型点阵结构胞元的力学性能。最后，以三点弯曲梁为例分析应力分布，并按照应力分布对梁结构进行Octet胞元的变密度点阵结构设计；同时设计均匀点阵结构作为对照，并通过三点弯曲试验对比变密度点阵结构与均匀点阵结构的力学性能。结果表明，优化并重构的4种胞元的三维数值均匀化模拟与压缩试验结果吻合良好；S Star Tet胞元的弹性模量最大，Octet胞元具有最高的剪切模量和较好的各向同性。相较于均匀点阵结构，变密度点阵结构的弯曲刚度和弯曲强度分别提高了162.6% 和250.5%。
基于Voronoi的多孔结构在抗冲击和吸能减振等方面表现优异，但其力学性能受到孔隙梯度变化的影响，因此本文研究了梯度参数对Voronoi多孔结构力学性能的影响规律，实现Voronoi多孔结构的力学性能提升。通过控制Voronoi的种子分布设计了3种不同跨度尺寸（G–2、G–3、G–4）的梯度Voronoi多孔结构，采用激光选区熔化技术（SLM）制备了70%孔隙率的梯度Voronoi多孔结构试样，通过试验和有限元仿真的结合研究了梯度参数对梯度Voronoi多孔结构力学性能的影响规律，分析了其内在结构的变形机制。结果表明，梯度Voronoi多孔结构的屈服强度随着跨度尺寸的增加而提升。此外，G–3梯度Voronoi多孔结构表现出最强的能量吸收能力，适中的跨度尺寸使梯度Voronoi多孔结构在应变平台阶段和致密化阶段都具有较高的流动应力，从而表现出更强的能量吸收能力。更小的跨度尺寸使得结构中形成更多的局部致密化区域，小孔隙和高孔隙密度使得内部的支杆结构变形更剧烈，加剧了结构内部的致密化行为。
为了揭示工艺过程与结构性能及失效机理的关系，基于试验方法开展了典型工艺参数对熔融沉积成型（FDM）复合材料结构力学性能及失效机理的影响研究，提出了打印工艺的优化参数。同时，基于层级多尺度理论，建立了包含孔隙、树脂富集区等典型缺陷的打印丝束高保真有限元模型，提出了复合材料构件宏观拉伸性能的预测方法，并与试验结果进行了对比分析。结果表明，树脂填充率对构件性能影响显著，树脂填充率从50%增至100%时，试件拉伸强度提高47.6%；层厚从0.2 mm增至0.4 mm时，试件拉伸强度降低51%，拉伸模量降低21%；而打印温度和打印速度对试件拉伸性能的影响相对较小。基于建立的多尺度有限元模型计算得到的拉伸模量相对误差仅为2.73%，能够实现复合材料增材制造结构力学性能的准确预测。
蜂窝结构是目前应用最广泛的吸能结构之一，以益母草根茎、四方竹及蛛网为仿生原型，仿生设计一种类弧形层级蜂窝结构。采用简化超折叠单元理论推导出仿生类弧形层级蜂窝结构在轴向冲击载荷下平均碰撞力的解析值，通过数值模拟的方法验证了理论值的准确性，分析了层级数量与尺寸参数对结构耐撞性的影响。研究结果表明，增加层级数量可以有效降低类弧形蜂窝结构的峰值碰撞力，同时也可大幅度提高结构的平均碰撞力，1级与2级结构的平均碰撞力相比0级提升明显，分别提高了25.46%和29.98%；增加壁厚与壁长可以明显改善结构的耐撞性，其中，壁厚对结构平均碰撞力和比吸能的影响更加显著。
近年来，机器人化增材制造技术凭借其高效率、大幅面和可移动等显著优势，在航空航天轻量化结构制造领域展现出巨大潜能。本文系统回顾了航空航天轻量化结构领域内的研究进展，从制造与修复需求出发，探讨了轻量化技术的研究背景及其重要性。面向增材制造技术，详细介绍了轻质结构、材料及功能一体化的设计与制造。深入分析了机器人化增材制造的关键技术，包括技术特性、典型工艺原理、机器人机构、装备和工艺规划，并讨论了轻量化结构机器人化增材制造所面临的关键挑战。最后，基于当前技术发展现状，展望了未来的研究方向，包括多工艺复合制造、智能化监测和控制、数字孪生技术，以及人机协同增材制造的应用潜力。本文从机器人化增材制造角度为航空航天轻量化结构的研究开发提供一份全面、前沿的科学综述，为推动该领域下阶段的发展提供参考。
本文通过高速搅拌制备了适用于粉末床3D打印的酚醛包覆原料，采用粉末床熔融制备了碳化硅和碳纤维坯体，并结合后续浸渍增密和反应烧结获得了分别含碳化硅粉末和碳纤维粉末的两种碳化硅复合材料。对比研究了两种材料的微观形貌、物相特征及力学性能，并对其介电参数进行了系统分析，通过计算得到了吸波性能。结果表明，碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料具备更优异的力学性能和吸波性能，其抗弯强度达到了（289±22.4） MPa，体积密度为（2.69±0.05） g/cm3，开孔率低至0.472%。当材料厚度为2.77 mm时，CF–S复合材料的最小反射损耗（RLmin）值在11.14 GHz处达到了–40.7 dB；当厚度增加至6 mm时，RLmin 值在5.77 GHz处达到了–35.1 dB。该材料可以在高温氧化工况下维持良好的吸波性能。研究结果为吸波–结构一体化碳化硅复合材料构件的制备提供了技术和理论支撑。
连续纤维增强复合材料的增材制造是一种新兴的原位成型技术，将此技术与数字化制造方法相结合，具有高效设计与快速制造的优势。为充分发挥其设计自由度，进一步实现复合材料结构轻量化的目标，提出一种基于波投影函数的应力驱动连续纤维填充的设计方法；根据承载结构应力场分布优化纤维的分布形态，并通过设定不同的填充密度以调控结构的承载性能。同时，采用模拟退火算法，生成具有最少间断与最短路径总长度的连续纤维轨迹。二维卫星舱板和三维无人机翼段的应用案例进一步体现了上述方法的适用性。此种复合材料结构的衍生式设计是典型的增材制造驱动方法，有望为未来复合材料结构的功能设计制造一体化提供理论和技术基础。
研究了2219–C10S铝合金10 mm中厚板在双轴肩搅拌摩擦焊（BT–FSW）过程中，在不同焊接速度下的焊缝金相组织和析出相分布情况，为提高2219–C10S铝合金BT–FSW的焊接接头质量和性能提供了重要参考。结果表明，由于在板厚方向上的热输入不均匀，导致在焊核中心区域出现了团状结构。在焊缝不同区域，析出相Al2Cu的含量占比、大小和分布存在显著差异。在焊核中心区，析出相的面积占比和平均尺寸最小，且以颗粒形式呈现弥散分布，析出相颗粒的数目最多；轴肩影响区的析出相面积占比最高，轴肩影响区和热影响区的析出相尺寸近似。通过周期浸润腐蚀试验发现，母材区耐腐蚀性最差，热影响区和轴肩影响区其次，焊核中心区耐腐蚀性最优。
针对钛/铝单面高速超威弧熔化极氩弧焊（FA–MIG）熔钎焊界面组织性能差异大的问题，采用激光对TC4钛/5A06铝FA–MIG焊接头的背面焊缝进行重熔处理，以改善Ti/Al界面显微组织的差异性，提高接头的力学性能。通过不同工艺下接头组织性能的对比分析，研究激光向铝侧偏移量d、激光功率q和焊接速率v对接头组织性能的影响。结果表明，d、q和v对接头组织性能具有重要影响；在d=2 mm，q=1.3 kW，v=5 mm·s–1 条件下，经重熔处理的接头根部TiAl3界面反应层明显增厚，接头厚度方向Ti/Al界面显微组织差异明显降低；接头抗拉强度超过280 MPa，比未经处理的接头提高了约20%；拉伸断口呈塑性+脆性混合型断裂。
以碳纤维增强碳基（C/C）复合材料为例的航空航天飞行器热结构部件服役条件恶劣，往往需要在其表面制备氧化防护陶瓷涂层，以抵御热–力–氧耦合环境的侵蚀。然而，自身脆性导致陶瓷涂层极易在外力作用下出现损伤，严重威胁热结构部件的服役安全性。针对氧化防护陶瓷涂层的损伤修复需求，基于涂层的损伤尺度，分别介绍了面向微观损伤的自修复技术与面向宏观损伤的再制造技术，针对两类技术的具体实施方式、研究现状、修复效果、优缺点及各自的适用场景进行了阐述，最后对氧化防护陶瓷涂层自修复与再制造的未来发展方向进行了展望。
17–4PH不锈钢广泛应用于航空航天领域涡轮机叶片等关键零部件。为实现航空用17–4PH零部件损伤后的修复与再制造，利用激光熔覆技术在17–4PH表面制备15–5PH涂层，并对涂层的物相、显微组织、显微硬度、耐磨性能及耐腐蚀性能进行分析。结果表明，涂层主要由Fe–Cr、马氏体及α–Fe组成；涂层与基体的结合区为平面晶，底部及中部以柱状晶为主，顶部由柱状晶和少量等轴晶组成。涂层与基材的平均显微硬度分别为408.7HV0.5 和347.5HV0.5，涂层硬度较基材提高17.6% ；涂层与基材的平均摩擦系数分别为0.3051 和0.3754，磨损截面面积分别为813.74 μm2 和2058.12 μm2，涂层的耐磨损性能明显优于基材。涂层与基材的自腐蚀电位（Ecorr）分别为–1.0780 V和–1.0975 V，自腐蚀电流密度（Icorr）分别1.229×10–3 mA/cm2和0.907×10–3 mA/cm2，涂层的耐腐蚀性能与基材相当。涂层的组织及表面性能结果表明，激光熔覆15–5PH涂层可用于航空用17–4PH零部件的修复与再制造。
