针对钛合金薄板焊接过程中易变形问题，采用由连续激光和脉冲激光组成的同轴双激光器对1.5 mm厚的Ti–6Al–4V 薄板进行焊接试验。研究不同激光功率配比、脉宽和频率对焊缝成形和薄板变形的影响，确定了Ti–6Al–4V薄板对焊的最佳焊接工艺参数。试验结果表明，在连续激光功率1.6 kW、脉冲激光功率0.3 kW、脉冲频率25 Hz、脉宽6 ms、焊接速度1000 mm/min的焊接工艺参数下可以获得质量优异的焊缝，变形角度为0.9°。焊接接头抗拉强度为948 MPa，达到母材的92.3%；焊缝表面最大残余压应力为207 MPa，焊缝区和热影响区显微硬度均高于母材。

在发动机热端部件采用异型气膜孔有助于显著提高冷却效率。针对涡轮工作叶片异型孔加工需求，简述应用2~3 ps激光加工异型孔的工艺方法，介绍该方法工艺优化后在带热障涂层的单晶高温合金上加工高质量异型孔的结果。利用基于皮秒激光加工气膜孔的优化工艺在加工圆孔、前倾扇形异型孔的平板试样上开展高温高周拉伸疲劳、高温振动疲劳对比试验；在仅加工圆孔、还加工有前倾扇形异型孔或燕尾形异型孔的涡轮工作叶片上开展综合冷效试验。结果表明，加工异型孔的试样疲劳强度更高，叶片的冷却效果更好，带前倾扇形异型孔的叶片冷却效率较燕尾形异型孔叶片的更高。

传统的气膜孔加工方式，例如钻削、电火花等在加工过程中会产生裂纹、重铸层、锥度等问题，无法满足对气膜孔的高精度和高质量要求，从而对叶片的寿命产生不同程度的影响。不同于传统的气膜孔加工方式，激光加工气膜孔是一种高精度的加工方式。但是，当飞溅物无法从气膜孔完全排出时，会在孔壁形成重铸层，进而对气膜孔的质量产生影响。本文主要对飞秒激光加工气膜孔的过程进行了仿真研究，分析了气膜孔从开始烧蚀到结束的形貌变化、所产生的金属气体的温度及速度变化，然后通过改变不同的激光参数，得出重铸层厚度受到激光功率和脉冲宽度的影响，激光功率增大可以减小重铸层厚度，但是激光功率也不能无限增大，否则会造成过度烧蚀。而脉冲宽度与重铸层厚度并不呈现简单的线性关系。因此，为了减小重铸层厚度，提出了先加工出尺寸小于实际所需的气膜孔，然后再对其进行扩孔的加工方式。通过试验验证，扩孔加工可以显著提高气膜孔质量。

碳化硅陶瓷基复合材料（SiC_f /SiC 和C_f /SiC）（CMC-SiC）作为一种典型的难加工材料，因其优异的耐高温、抗氧化和高强度性能，在航空航天、国防军工等领域的极端服役环境中展现出巨大的应用潜力。本文系统报道了CMC-SiC 激光加工技术的研究现状，包括连续激光和长/ 短脉冲激光加工及超快脉冲激光加工在该材料加工领域中的现状，并探讨了气体、液体、超声振动、电磁等多种能场复合激光加工方法对加工质量的提升效果，分析了激光加工过程中存在的热影响区、氧化层、层间开裂、纤维拔出等关键问题，总结了当前多能场协同加工CMC-SiC 的研究成果，为促进多能场复合加工技术的深入发展与应用提供参考。

激光技术在航空航天制造领域中发挥着重要作用。除了激光单独作用于加工过程外，还有多种基于激光技术的多能场复合制造方法。然而，这些复合制造方法的内在机理仍有待深入探索。分子动力学（MD）方法作为一个强大的工具，被用于探寻多能场之间的耦合机制，优化复合制造方法的加工参数并探索其他微纳加工方法。回顾了MD在基于激光技术的多能场复合制造中的应用，针对不同的复合制造方法，概述了其相应加工原理及其MD模拟方案。讨论了不同加工场景下，MD仿真的模型设计及基于激光技术复合加工的全过程。此外，还介绍了该领域面临的挑战及解决办法，根据现有的知识和技术，尝试确定未来的研究方向。

在航空航天领域，超声振动辅助纳秒激光加工技术通过减少加工过程中的热影响区域和表面缺陷，可有效降低表面粗糙度。该技术在提高飞机部件的疲劳寿命和耐腐蚀性方面发挥着至关重要的作用，进而确保其安全性和可靠性。本研究旨在探讨超声振动和激光功率对纳秒激光烧蚀过程的影响，基于激光热力学和超声机理，建立了有超声和无超声情况下的定点脉冲烧蚀热力学模型，并通过试验验证了模拟结果的准确性。通过仿真和试验，比较了纳秒激光加工（NLP）和超声振动辅助纳秒激光加工（UVNLP）的微观形貌。结果表明，随着激光功率的增大，烧蚀坑的直径和深度增大，表面粗糙度也增大，烧蚀坑坡度增大，且凹坑深度的增大速率大于直径的增大速率。引入超声振动后，凹坑直径减小了1.4~2.0 μm，表面粗糙度降低了0.092~0.208 μm，从而进一步提高了表面质量，这对于延长
飞行器使用寿命和降低维护成本至关重要。

针对航空导管焊接工装设计复杂、制造效率低等问题，研究了航空导管焊接工装快速设计方案，建立了标准定位组件库，提出了定位组件和导管之间的约束算法及非标准支撑件参数化构建的关键算法。基于CATIA软件开发出了航空导管焊接工装快速设计软件，实现了航空导管焊接工装快速设计及标准件的快速装配。经实际应用验证，与传统方法相比，采用该软件的设计时间缩短了97%，为企业降低成本、提高效率提供了一种方法，具有一定的工程实际应用意义。

为提高燃气轮机空心透平叶片制备合格率，利用计算机断层扫描技术（CT）、三维扫描技术、超声等无损检测技术对熔模铸造透平叶片过程中关键阶段展开尺寸测量，实现了陶瓷型芯–蜡模– 模壳–叶片铸件的全过程尺寸检测。通过三维扫描测量结果对CT 测量技术进行精度校准，结果表明，CT技术对陶瓷型芯、蜡模的检测精度可以满足测量精度要求，并将CT技术进一步应用于模壳尺寸的检测。此外，利用工业CT检测陶瓷型芯、蜡模、模壳内腔及壁厚尺寸精度的同时，可以实现对其内部裂纹及缩孔等缺陷的检测和评估。本研究建立的空心透平叶片制备全流程尺寸测量方法为保障空心透平叶片制备，提高大尺寸空心透平叶片精密铸造成品合格率提供了有力数据支撑。

作为航空发动机能量传输的重要通道，航空高压导管的疲劳强度与可靠性直接影响着飞机的飞行性能和服役寿命。基于三剪统一强度准则，采用能够考虑材料应变硬化和包辛格效应的双线性随动强化模型，建立了典型航空高压导管自增强处理的有限元仿真模型。分析不同材料导管自增强处理后残余应力的分布规律，对不锈钢导管的疲劳寿命进行仿真分析和试验验证，计算航空高压导管的内外径比和弯曲角度对自增强处理的力学响应结果。结果表明，与其他材料相比，经自增强处理后的钛合金导管获得了较好的残余压应力状态；得到了残余压应力随径比与弯曲角度的变化规律，确定了导管获得最佳自增强处理效果时的径比与弯曲角度的范围，以及导管上存在多个弯曲角度时自增强压力的确定方法，为自增强工艺在航空高压导管中的应用提供了理论基础。

基于扫描电子显微镜平台和紧凑型微型力学平台开发的原位分析测试系统能够实时、动态、连续地追踪样品变形过程中微纳结构特征和显微断裂特征的动态演变过程，能够更高效和精准地揭示材料失效模式和机理，进而通过调控材料组织的关键特征参数来实现对材料组织与性能的迭代优化。主要报道基于扫描电子显微镜的原位分析技术在高温合金、钛合金、铝合金、复合材料、高强钢和高熵合金等重要航空结构材料中的应用。本文为研究航空结构材料的损伤演变和变形行为提供新的思路，并进一步推动原位分析测试技术在航空结构材料研发和产业化中的应用。

基于电火花联动加工算法的实现机理进行了建模与试验研究，探究了电火花直线轴多轴联动加工效率与单轴加工效率的差异性。根据多种联动需要和电火花加工自身工艺特点，设计开发了主方向摄动插补算法，与传统逐点比较法插补相比可提升联动加工效率。通过分析消耗的加减速时间以及连续运动时间，比较非放电和放电两种条件下单轴与联动插补的效率。结果表明，通过基于主方向摄动算法与插补轴逐级耦合的方式实现多轴联动是可行的；多轴联动与单轴运动相比有着较大幅度效率损失，非放电情况下，二轴联动的效率损失最大值约25.47%，三轴联动的效率损失最大值约46.30%，结果的波动受单轴连续进给比例影响。放电情况下，在本组试验中，将该直线插补算法与逐点比较法的材料去除速率进行对比，二轴联动提升约7.91%，三轴联动提升约11.92%。

为了研究VARI 真空辅助成型工艺树脂基复合材料水平尾翼的铺层顺序设计方法，获得最佳铺层方案，建立了复合材料水平尾翼强度分析数值模型，得到了水平尾翼铺层的初步方案。设计制造了平尾的试验件和试验夹具，根据CCAR—23部第23.423条机动载荷条款要求施加临界载荷完成试验验证，试验测量值与相应位置的计算值吻合度较高，说明所建立的数值模型是有效的。基于位移和应力、应变结果对翼梁缘条开展了铺层顺序讨论，结果表明，在各个角度铺层占比相同的情况下，铺层顺序对缘条全部铺层的整体应力分布影响不大，但对最大应力值有影响，通过铺层顺序优化研究得到了3 层1 组铺层最佳方案，该方案可用于水平尾翼梁缘条的铺层设计。