碳纤维增强树脂基复合材料（Carbon fiber reinforced polymer，CFRP）广泛应用于航空航天产品，由于CFRP制造技术的限制和载荷传递的要求，机械连接仍无法避免。干涉配合连接技术对提高CFRP结构机械连接接头的强度和寿命有巨大帮助。然而由于CFRP纤维脆性、层间强度低等特点，干涉配合连接技术应用仍存在许多问题。本文重点阐述了CFRP干涉配合连接技术方面的国内外研究进展，分析了CFRP干涉配合连接疲劳寿命增益机理，介绍了当前主要的CFRP干涉配合连接工艺方法，讨论了CFRP干涉配合连接质量的主要影响因素。最后在以上分析的基础上提出了未来CFRP干涉配合连接技术的发展趋势和应用前景。

极端的工作服役环境，是新一代航空航天材料面临的巨大挑战。传统的材料设计方法面临效率低、成本高、研发周期长等挑战，已严重制约航空航天材料的发展。空天新材料的研发亟需创新且高效精准的材料研发范式。人工智能（Artificial intelligence，AI）技术，尤其是机器学习和深度学习的迅猛进步，为航空航天材料研发提供了强有力的工具，可显著提升新材料设计效率和性能预测的准确性。本文系统综述了AI 在航空航天材料领域的研究进展，首先介绍了AI 辅助的多尺度计算模拟与智能化试验，接着系统性地介绍了代理模型加速的材料优化设计方法和以大模型为核心的新型材料设计流程，并详细探讨了AI 技术在合金材料、复合材料及超材料研发中的具体应用案例。最后，总结了AI 辅助航空航天材料设计的优势与挑战，并对未来研究方向进行展望。

飞机、卫星、空间站等航空航天装备经受极端温度交变、原子氧侵蚀、紫外辐照及局部腐蚀介质（如Cl–）渗透等多场耦合环境，表面防护涂层易发生机械损伤与化学失效。传统修复手段因精度不足与工况适配性差，难以满足复杂装备的防护需求。自修复涂层通过仿生修复机制设计，在损伤区域触发定向修复响应，为装备延寿提供了创新解决方案。本文系统介绍了外源型与本征型自修复涂层的技术特征，重点论述了自修复涂层在典型航空航天环境（如发动机热端部件抗热震涂层、空间站舱体抗原子氧涂层）与特殊工况（沿海机场高湿高盐环境机身防护）中的工程应用突破，揭示了“损伤感知–修复触发–性能再生”的跨尺度作用机制，并指出环境自适应修复、原位监测集成与多机制协同将是该领域未来发展的核心方向。

在通过等离子喷涂制备自修复热障涂层时，由于喷涂喂料尺寸的不均匀性、雾化及融化状态、飞行轨迹以及在基材上铺展行为的差异，都会导致涂层内部以及不同层之间出现一定程度的起伏，自修复热障涂层界面处呈现不规则不均匀的几何结构特性，也进一步使得界面处应力分布不均，导致自修复热障涂层在随后的服役过程中容易发生翘曲或分层剥落失效。利用有限元软件模拟界面处微观形貌的改变对涂层内部及界面处残余应力的影响，建立余弦理想界面模型发现，当界面Ⅰ（陶瓷顶层与自修复层的界面）、界面Ⅱ（自修复层与粘结层的界面）的波长L增大时，界面Ⅰ、Ⅱ的最大S₂₂拉压应力都减小；当界面Ⅰ、Ⅱ的振幅A 增加时，应力同时受到界面粗糙度和界面缓冲应力的影响，残余应力不随A 的变化单调变化。改变上下界面波峰与波峰之间的相位偏移量d，探究界面交互作用的影响，界面Ⅰ的微观结构特征对界面Ⅱ波峰处的拉应力影响较大，当界面Ⅰ的波谷朝向界面Ⅱ的波峰时，这种形貌模式可以使界面Ⅱ的最大拉应力降低25.7%，避免界面产生过大的应力。依据界面处的应力状态，进一步系统探究了涂层的失效机理，为自修复热障涂层界面的优化调控及其加工工艺的优化设计提供更为全面的理论指导。

随着航空航天装备服役环境日趋复杂化和极端化，传统环氧树脂涂层面临微裂纹扩展与防护性能劣化的技术瓶颈。自修复技术能够赋予环氧涂层损伤自主修复能力，显著降低失效风险。本文综述了本征型与外援型自修复环氧树脂涂层的设计原理及最新研究进展，剖析了动态共价键和非共价键的可逆修复键合机制，探讨了微胶囊和有机框架结构等载体型外援修复技术的修复增效原理。同时，针对航空航天领域应用场景下面临的强辐射和高摩擦耐受性不足、修复能量供给和损伤感知能力不足等挑战和未来发展进行了总结与展望。

随着航空航天装备对轻量化、智能化和长寿命需求的提升，自修复功能复合涂层（Self-healing functional composite coatings，SHFCs）因其动态损伤修复机制与多功能协同特性，成为应对极端环境挑战的关键技术之一。本文系统综述了自修复涂层的分类、修复机理及其在航空领域的功能化应用。自修复涂层分为外援型与本征型，其中，外援型通过微胶囊或中空纤维储存修复剂，实现损伤的物理填充或化学修复；本征型基于动态共价键（如Diels–Alder 键、二硫键）或非共价键（如氢键、金属配位），通过分子链重组实现多次自愈。在此基础上，重点探讨了功能化自修复涂层的协同设计策略，包括防腐– 自修复涂层、超疏水– 自修复涂层、导电/ 电磁屏蔽– 自修复涂层。未来研究需进一步优化动态化学键响应效率、解决大规模制备工艺瓶颈，并拓展其在极端温度、辐射等复杂场景的应用，为航空航天装备的可靠性与智能化发展提供革新方案。

飞航舱段薄壁筒件的装配精度受多维度因素影响，其中几何误差作为装配偏差的初始来源，直接影响装配链的误差传递与累积特性，是系统性误差建模与调控的基础。本文提出一种基于小位移旋量的薄壁筒件装配误差分析方法。通过小位移旋量理论对薄壁筒件关键特征的形位公差进行数学建模，结合齐次变换理论对装配偏差进行表征，建立了薄壁筒件装配误差传递模型。采用蒙特卡洛方法，综合数值计算与仿真分析手段对薄壁筒件装配阶差合格率进行计算与验证，结果显示，仿真分析得到的合格率与理论计算结果仅相差1.25%，验证了模型的有效性。通过调控关键装配特征公差，将薄壁筒件装配合格率从90.90% 提升至99.90%。所提出的理论方法为工程人员的公差设计提供了可靠的理论依据和实践参考。

针对飞机装配型架工装受温度影响导致的稳定性差等问题，考虑工装结构设计、装配现场环境等因素，分别对飞机装配工装在不同温度下的空间位置进行测量，并结合数据统计分析，将不同温度下测量的工装位置数据与定检时的位置数据进行对比，研究工装变形规律，明晰工装在不同温度下的热膨胀变形情况，探究引起工装测量稳定性差的关键因素，并提出相应的解决措施与控制方法。采用所提出的改进控制方法后，当温度变化在5 ℃以内时，可满足工装的整体变形量控制在装配要求的公差范围内，验证了所提优化措施对工装稳定性测量的有效性，为飞机装配工装的测量精度及准确性提供参考依据。

装配精度对精密机械的工作性能至关重要，而装配精度同时受到零件制造过程中的形貌误差及装配力作用下的变形影响。为此，本文提出一种融合零件形貌误差与受力变形的装配精度分析方法。首先，采用小位移旋量模型对位姿误差进行建模，并结合基函数叠加法构建形状误差模型，通过引入高斯函数生成随机噪声，进而建立了全面的表面误差模型。随后，利用有限元方法分析零件在受力条件下的变形及对装配位姿的影响，并采用非均匀有理B样条（NURBS）对表面形貌和零件变形进行融合与重构，生成了一个同时考虑形貌误差与受力变形的零件表面模型。最后，基于该模型，结合最近投影点法评估表面间的配合状态，并通过优化算法计算装配精度。对平面螺栓连接和柱面过盈配合进行1000次模拟试验，结果表明，不同的装配力或过盈量会影响最终的装配精度，所提出的方法能够进
行装配精度的有效评估，为实际装配提供指导。

螺栓连接在航空、航天、铁路、汽车等领域应用广泛，螺栓预紧力精确控制直接保障连接结构的可靠性与安全性。为精确测量螺栓预紧力，基于超声波声弹性效应，结合超声波飞行时间精确测量技术，设计并开发了一套螺栓预紧力精确测量系统。首先建立了螺栓预紧力与超声波飞行时间差的精确理论模型；其次，搭建高压尖脉冲信号生成的超声发射电路，实现超声波换能器的有效激励，通过设计发射/ 接收切换电路和级联信号放大电路，得到明显的回波信号；随后，提出使用时间数字转换芯片粗计算与精计算相结合以精确测量螺栓内超声波飞行时间的方法，并搭建了超声波飞行时间测量的软硬件系统，实现螺栓内部超声波飞行时间的精确测量；最后，通过万能试验机对M12和M14的螺栓预紧力进行标定试验，建立了螺栓预紧力与超声波飞行时间差的线性关系。试验结果表明，预紧力大于15 kN时，螺栓预紧力测量误差在5%以内，且随着预紧力增大，测量误差下降。

为解决钛合金连接所面临的问题，本文以TA1钛合金单搭压印接头为研究对象，通过对疲劳加载下的压印连接试件进行动态响应数据采集和强度退化试验，获得接头固有频率及剩余强度的数值随疲劳服役次数增加而变化的规律，借助循环比将接头固有频率变化和强度退化过程量化对应，基于固有频率变化和强度退化指数模型建立TA1钛合金压印接头服役状态计算模型，实现对接头剩余强度和剩余寿命的预测。结果表明，固有频率与强度退化在损伤阶段的变化表现出相似性，分别对应了接头在疲劳服役下的不同退化阶段。接头服役状态计算模型通过对即时固有频率的采集实现对当前接头剩余强度和剩余寿命的预测，通过试验验证了该模型具有较好的准确性。

航空发动机叶片、涡轮后机匣、导向器等高温合金铸件是航空发动机的关键核心部件。即使在材料成分完全已知的条件下，仍然难以制造出尺寸完全合格的铸件，成为我国航空发动机高温合金铸件自主研制中的难题。其中，熔模铸造是高温合金复杂铸件的主要成形方法。本文全面综述了高温合金熔模铸造技术的发展，分析了熔模铸造工艺流程中存在的缩松和尺寸精度不佳等铸造缺陷问题，介绍了国内外航空发动机高温合金铸件熔模铸造快速成形的研究情况，归纳总结了国内外航空发动机高温合金铸件智能铸造的研究现状，并对航空发动机高温合金铸件精密成形技术的发展方向提出展望。