铍铝合金因具有轻质、高比刚度、高比强度等优异性能，有望成为我国新一代航空航天装备轻量化的关键材料。但铍与铝室温下相互固溶度低且无金属间化合物生成，界面结合差，制约了铍铝合金强塑性性能的提升。本文综述了铍铝合金界面结构调控的研究现状，包括铍–铝界面结构特性、铍相形貌、BeO调控及基体合金化，并重点讨论了以基体合金化成分设计来调控铍– 铝界面结构的相关研究进展，期望为铍铝合金及相似体系的材料成分设计优化和性能提升研究提供参考与借鉴。

聚对苯撑苯并二噁唑（PBO）纤维具有高强度、高模量和优异的机械性能，成为树脂基复合材料中最有前景的增强材料之一。然而其表面致密光滑，化学结构惰性高，导致纤维与基体之间的界面强度较差，严重制约了复合材料性能的发挥。因此，对PBO纤维与树脂基体之间的界面性能进行调控具有重要意义。本文阐述了纤维表面的物理和化学变化如何促进界面处的黏附强化机制，系统介绍了近年来PBO纤维复合材料界面改性技术的研究进展。此外，还介绍了典型的复合材料界面模型及其机理，为复合材料界面性能的评估及改性方法提供理论依据和新思路。

碳纳米材料（石墨烯、碳纳米管）具有卓越的机械性能、优异的热力学稳定性和导电性，被认为是金属基复合材料的理想增强体。将碳纳米材料与镁合金复合，能够解决镁合金强度低、硬度低和模量低等问题。然而，由于镁与碳纳米材料不发生化学反应且润湿性能差，导致镁与碳纳米材料增强体的界面强度低，限制了增强体性能的发挥。利用界面调控物质改善复合材料界面结合强度是一种常用的方法。本文主要介绍碳纳米材料增强镁基复合材料的制备方法及界面调节材料的种类，着重讨论界面调节物质添加到复合材料中的方法，界面调节物质分别与增强体和基体的界面结合情况及其改善复合材料界面结合强度的作用机理。

高温合金因其强度高、用量大，已成为先进航空发动机主干材料之一。但高温合金密度大，会给发动机带来结构超重、效率低下等问题。如何降低高温合金构件重量、提高发动机效率是新型轻量化耐高温结构材料的研究重点。SiC纤维增强高温合金复合材料在减重方面展现出了潜在优势，在航空航天领域具有广阔的发展前景。SiC纤维与高温合金的界面反应问题一直是复合材料研制过程中的关键难点。为了改善界面相容性，避免高温合金与纤维发生剧烈反应，最常采用的方法是在纤维与高温合金之间添加扩散阻挡层，但是涂层材料在成型过程中容易破裂，无法起到阻挡作用。多组元构筑是一种有效的妥协方法，能够降低界面数量，有效阻止纤维被侵蚀。本文立足于SiC纤维增强高温合金复合材料的研发进展，探讨了复合材料的界面问题，对界面改善方法进行了总结，并对复合材料的界面设计进行分析和阐述。

本文首先采用激光选区熔融技术（SLM）制得钛合金骨架结构，通过填充铝合金粉末/块体进行熔炼，制得具有不同反应层厚度、不同晶体形态的钛–铝复合结构材料。研究发现，熔炼过程使Ti–6Al–4V强化骨架与Al–Mg–Sr–Zr合金基体界面间发生了明显的扩散反应，形成了致密的冶金结合，界面内析出相以TiAl₃、TiAl、TiAl₂ 及Ti₃Al₅ 为主，随着熔炼温度升高与保温时间延长，界面反应层厚度逐渐增大，经800 ℃–1 h时保温，反应层厚度达到600 μm，表明复合结构界面形成了强结合。分别对强化骨架、铝合金基体及反应界面进行弹性模量测试，发现反应层弹性模量（1.2×10¹¹ Pa）高于钛合金强化骨架（1.07×10¹¹ Pa）和铝合金基体（7.1×10¹⁰ Pa）。研究结果为铝合金的空间可调控强化提供了理论基础，有望克服传统材料的强韧性倒置关系。

镁/钛双金属复合材料具有轻质高强的优点，在轻量化领域具有广阔的应用前景。本文通过在TC4基板表面制备金字塔型点阵结构，利用点阵结构的高孔隙率和粗糙表面强化了液–固复合铸造TC4/AZ91D双金属复合材料的界面结合。有限元正交分析结果表明，点阵结构参数对界面结合的影响顺序依次为：长径比>倾斜角度>节点比。在杆径范围0.5~2 mm内，最优点阵结构参数为：杆径d_s=1.7 mm，长径比l/d_s=5.5，倾斜角度ω=52°，节点比d_n（节点直径）/d_s=2.2。试验验证了双金属结合强度随l/d_s 的增大呈先增加后减小的趋势，并且在最优点阵结构参数下，双金属的结合强度为91 MPa。界面润湿性分析表明，增材制造的TC4点阵结构的粗糙表面纹理增加了TC4与AZ91D之间的润湿性，并形成锯齿状界面结构，从而强化了界面间的机械结合。

热解碳（PyC）界面相是碳纤维增强碳化硅（C_f/SiC）复合材料的重要组成部分，也是影响材料力学性能的关键因素。为了精细调控PyC界面相的织构类型，本文设计并制备了9组（低织构、中织构和高织构）PyC 界面相。利用DETCHEM软件计算了9组不同化学气相沉积（CVD）参数下前驱体气源（甲烷）的裂解组分及其含量，识别了决定PyC界面相织构类型的关键参数R'。当甲烷的裂解组分R'≥22时，倾向于沉积出低织构PyC界面相；当甲烷的裂解组分R'≤8.1时，倾向于沉积出高织构PyC界面相；当22>R'>8.1时，倾向于沉积出中织构PyC界面相。此外，得到了不同织构类型PyC界面相的CVD参数范围和PyC织构相图，构建了不同织构类型PyC界面相的生长模型。

碳/金属复合材料具有优良的热学性能和可设计性，是极具发展前景的热管理材料。基于碳/金属复合材料常见的界面结合差、界面热阻高问题，本文分别从基体合金化和增强体表面镀覆两个方向综述了碳/金属复合材料界面改性方法的研究进展，分析界面改性对复合材料界面结合的影响。基于理论计算、模拟计算和试验测试，总结了目前的界面热阻分析方法。最后，从界面热阻测试、界面传热机制分析、界面层设计与控制3个方面对碳/金属复合材料的未来研究方向进行了展望。

热障涂层（Thermal barrier coatings，TBCs）中热生长氧化物（Thermally grown oxide，TGO）的生长容易引发涂层内热失配应力和热氧化应力，是导致陶瓷层剥落失效的重要原因。多孔陶瓷材料对太赫兹波的强吸收、环境噪声和系统振荡等问题导致现有太赫兹时域光谱技术难以准确测量早期TGO厚度，因此提出基于稀疏分解的TGO厚度太赫兹计算方法。根据太赫兹脉冲和噪声信号特点，构建过完备原子库，从原子库中寻找最佳原子并对信号分解重构，在此基础上计算信号的飞行时间增长来确定TGO厚度。结果表明，该方法能准确计算TBCs中自然生长的TGO厚度，绝对误差为0.28 μm，可满足实际工程的应用需求。

为研究激光增材制造铝合金孔隙缺陷特征及孔隙缺陷对疲劳性能的影响，基于激光选区熔化（Selective laser melting，SLM）技术成形了Al–Mg–Sc–Zr合金疲劳试样，利用X射线计算机断层扫描（X-ray computed tomography，X-CT）对疲劳试样内部孔隙缺陷的三维特征进行表征，对孔隙缺陷的数量、尺寸和形貌特征进行统计分析，利用疲劳试验测试了合金的疲劳性能，并对疲劳断口形貌进行观察。研究结果表明，孔隙缺陷主要为气孔和未熔合，其中未熔合缺陷的尺寸大、形状不规则，且多为扁平的层间未熔合缺陷。疲劳试样的孔隙率分布在0.004%~0.102%，大尺寸孔隙缺陷（等效直径>100 μm）占全部孔隙缺陷的0.58%，孔隙缺陷的最大等效直径为188 μm。孔隙缺陷的球形度集中在0.2~0.6，大尺寸孔隙缺陷的球形度均小于0.4。疲劳断口显示疲劳裂纹源均萌生于表面的未熔合缺陷处，且裂纹源缺陷的特征尺寸越大，试样的疲劳寿命越低。

直升机传动系统中存在多个回转轴线，其空间位姿信息是后续装配的重要依据，传统的测量方法精度低，速度慢，难以实现数字化。针对上述问题，提出一种基于机器视觉的直升机传动系统回转轴线标定方法。首先通过视觉靶标建立绝对坐标系，其次基于 Radon变换的棋盘格角点检测技术进行亚像素角点检测，然后通过 Levenberg–Marquadt算法进行单目相机的绝对位姿估计，最后进行单目相机运动轨迹拟合，得到回转轴线的空间位姿信息。结果表明，此方法的标定精度优于 0.35 mm，可以满足后续传动系统装配的要求。

针对运载火箭贮箱整体箱底壁厚的可控减薄加工需求，从切削力抑制和稳定性控制两个方面开展镜像铣削工艺研究。通过开展切削力仿真分析，研究了镜像铣削工艺参数与切削力之间的关系，提出了以进给量和切宽保证材料去除率和以降低切深控制切削力的工艺参数选用原则。提出了通过内侧支撑补偿轴波动量衡量加工稳定性的方法，并对内侧支撑射流压力的影响进行研究。以新一代运载火箭贮箱整体箱底为对象，设计了工艺流程，对镜像铣削路径规划与后置处理进行研究。通过箱底产品加工，实现了壁厚精度0.3 mm、型面最大变形量3.2 mm的指标，有效验证了整体箱底镜像铣削工艺方法的加工可行性和有效性。