针对现有串并联机床线激光传感器测量位姿准确标定难题，提出一种适用于串并联机床的线激光安装位姿标定方法。基于标准球特性，求取球心坐标后利用标准球球心不变性建立等式，提出求取旋转矩阵的目标函数；通过扫描标准球表面，获取其点云数据并拟合出球心，与球心坐标真值比较并建立平移矩阵的求取模型。与传统手眼标定方法相比，所提方法沿X、Y、Z 3个方向的标定误差分别降低了88.9%、83.6%、82.1%。所提方法无须改变串并联机构的姿态，有效避免了串并联机床定位误差对测量位姿标定的影响，提高了标定精度。

热障涂层是一种应用于军、民用航空发动机热端部件的重要高温防护技术，由陶瓷氧化物面层和金属粘结底层组成，可以显著降低基材工作温度，具有硬度高、稳定性好、耐高温腐蚀、减少燃油消耗、提高发动机工作效率及使用寿命等技术优势。热障涂层采用大气等离子喷涂方式初始制备后，其表面涂层粗糙度值较高（R_a10 μm左右），生产过程中普遍采用磨抛后处理的方法，将其降低至工艺要求的范围内（R_a1.6 μm左右）。提出了一种基于点云数据处理的样条路径曲线生成及特征点采样方法，可用于航空发动机小型涡轮叶片表面热障涂层的机器人自动磨抛作业。该方法采用三维视觉传感器实时扫描叶片表面并生成点云数据，然后经过点云处理与B 样条曲线拟合算法，生成航空发动机叶片表面高温涂层的全覆盖磨抛路径。经过试验验证，该方法在保持涂层有效厚度的前提下可将涂层表面粗糙度降低至 R_a0.7 μm以下，实现了航空发动机叶片表面热障涂层磨抛精加工作业。

通过多尺度试验表征与有限元模拟，系统研究了激光重熔镍基高温合金的微观组织演化、力学性能失配及其对疲劳性能的影响机制。基于纳米压痕测试与疲劳试验，结合改进的压痕反演算法，量化了重熔区、重熔影响区及基材的力学参数空间分布。结果表明，重熔区因非平衡凝固形成粗大柱状晶与Laves相，导致其强度显著低于基材，但枝晶– 胞状亚结构通过晶界钉扎作用抑制了宏观性能各向异性；重熔影响区虽存在高位错密度与孪晶界增殖，但是残余拉应力导致其名义硬度测量值低于真实性能；疲劳分析揭示了非均质材料中的应力屏蔽效应，即高应力水平下重熔区的循环软化与平均应力松弛显著降低裂纹驱动力，使疲劳失效转移至基材。本研究为激光修复构件的性能调控提供了跨尺度理论框架。

针对焊接缺陷影响的焊接接头疲劳失效问题，以某发动机燃烧室机匣1Cr11Ni2W2MoV氩弧焊接头为研究对象，通过开展焊接接头疲劳与裂纹扩展性能测试，建立了描述焊接接头裂纹扩展全过程的NASGRO方程。在此基础上进一步考虑短裂纹扩展中门槛值和闭合参数的变化, 建立了修正的NASGRO模型。采用修正模型，将初始焊接缺陷等效为规则裂纹，以裂纹扩展的方法计算了焊接接头在不同应力水平下的疲劳寿命。与试验结果的对比分析表明，模型预测结果均在两倍分散带以内。文中所发展的裂纹扩展寿命预测方法对考虑缺陷影响的焊接接头疲劳寿命研究具有一定指导意义。

随着对航空发动机性能要求的大幅提升，主轴轴承面临着更加苛刻的服役工况，导致轴承的工作温度和运行负荷显著增加，轴承的摩擦磨损问题日益凸显，严重影响着高端装备的服役寿命和可靠性，对应用于航发主轴的M50轴承钢材料优化提出了新的挑战。尽管轴承钢内部夹杂物的控制技术已经取得了较大进展，然而一次碳化物的控制仍是目前轴承材料调控的关键问题。结合国内外对于轴承钢摩擦磨损行为主要研究热点，特别是服役过程中的滑动磨损和滚动接触疲劳两类失效形式，指出了轴承钢中一次碳化物在两类摩擦磨损行为中的利弊作用和相互关系，并基于已有对一次碳化物的调控方法，提出了关于航发主轴轴承钢中一次碳化物的未来调控策略和提升M50轴承钢耐摩擦磨损性能的发展目标。

为提高涡轮叶片榫齿的疲劳性能，针对K417G铸造高温合金喷丸强化过程，采用2因素5水平响应曲面试验方法开展了喷丸强化工艺试验。研究了喷丸强度和覆盖率对表面粗糙度、残余应力、显微硬度和微观组织的影响，建立了表面粗糙度和表面残余应力的响应曲面预测模型。研究结果表明，喷丸强度对表面完整性特征的影响最为显著，覆盖率次之；喷丸强化工艺参数对表面粗糙度的影响存在饱和点；表面粗糙度和表面残余应力预测值与实测值误差分别小于11%和41%；当喷丸强度为0.13 mmA，覆盖率为220%时可获得的良好表面完整性。

镍基高温合金Inconel 718是一种典型的航空难加工材料，具有高强度、高韧性和低导热性等性能。在切削过程中存在切削力大、切削热量集中等问题，使刀具磨损加剧，零件加工尺寸精度和表面质量难保障。在航空发动机零部件中，直槽特征广泛存在，其精加工后的表面质量对零件的使用寿命和工作性能具有决定性影响。对比分析了在加工Inconel 718直槽时，单次走刀精铣削与多次走刀精铣削工艺的切削加工性能。通过理论推导和铣削试验，讨论了不同工艺方式对切削力、表面形貌和刀具磨损的影响规律。研究结果表明，单次走刀精铣削加工直槽能够有效降低切削力峰值和受力时间，减小铣刀变形，并能获得更好的槽壁面质量和槽切入与切出位置处的底面质量，同时具有更高的加工效率。单次走刀精铣削工艺展现出显著技术优势。

针对现有方法难以对压气机叶片划痕和凹坑缺陷进行准确检测和定量的问题，提出了一种基于结构光点云的压气机叶片微小缺陷的检测和定量算法。首先，使用一种基于反距离权重曲率和大小区域法线夹角融合的IDWNA点云特征增强算法凸显缺陷，在定位缺陷过程中创新性地引入了大津法（OTSU），消除了人为设置阈值的局限性；同时，采用基于Z-score的缺陷完整性扩充（ZDE）算法完成了对缺陷的完整分割；最后通过改进PCA 算法实现了对缺陷的量化分析。试验结果表明，相比现有算法，改进算法在缺陷分割的完整性和连续性方面都有较好的表现，最终分割出的缺陷尺寸平均绝对误差不超过0.105 mm，平均百分比误差不超过7.27%，证明了该方法的精确性和有效性。

旋转叶片是航空发动机的关键易损件，需要对其进行状态监测。叶端定时（Blade tip timing，BTT）是一种有效的旋转叶片非接触监测方法。然而，传统的叶端定时严重依赖键相信号，叶端定时信号存在严重的欠采样问题。对此，提出了一种基于叶片振动差的正交匹配追踪（Orthogonal matching pursuit，OMP）方法来提取叶片固有频率。首先，使用叶端定时传感器计算叶片振动差。然后，构建叶片振动差的稀疏模型，在变转速情况下使用正交匹配追踪方法对叶片振动差信号进行分解，提取叶片振动振幅和固有频率。通过数值仿真验证了该方法的有效性和鲁棒性，并在叶端定时试验台上进行试验。结果表明，该方法可以准确识别叶片异步振动的振幅和固有频率。

发动机高压涡轮转子组装后的平衡过程是保证发动机运行稳定性的关键。模拟平衡工艺广泛应用于发动机转子平衡，在此过程中转子标准器作为平衡工装使用。为提高高压涡轮转子标准器在平衡过程中的自身稳定性，提出多目标规划的同轴度和垂直度装配调控方法。建立转子标准器装配误差传递模型，针对现场应用需求，调控转子标准器装配同轴度和垂直度。对高压涡轮转子标准器三级部件装配过程展开分析，结果表明，通过改变各级部件装配角度，能够实现转子标准器同轴度和垂直度的优化。在满足指标要求的前提下，可根据应用现场需求选择装配角度，使得同轴度或垂直度极小化。

为了提高航空发动机高压压气机转子装配后的同心度水平、同心度测量结果的稳定性，以及叠加装配过程预测结果的准确性，对压气机转子装配时无法对组件后止口端面垂直度优化、同心度测量结果重复性差等问题开展研究。通过建立核心机转子中间截面偏心量计算模型，分析得出压气机转子组件后止口垂直度偏差对核心机转子中间截面偏心量的影响是同心度偏差的3.4倍。通过建立压气机转子组件同心度测量过程基准修正模型，分析得出测量结果重复性差、预测结果准确性差的原因是转子高度与基准端面半径的比值较大导致修正后结果对前轴颈基准端面不同径向位置的拟合型面微小差异高度敏感，因此通过减小转子高度与基准端面半径的比值，将组件后端止口端面作为测量基准并改进叠加装配方向既可以改善转子同心度测量结果的稳定性，又可以在叠加优化过程中考虑后端止口端面垂直度的影响。验证结果表明，改进后装配工艺相比原装配工艺转子的同心度偏差减小了68%，同时测量结果重复性误差由32%降至13%。