碳纤维增强碳化硅基体复合材料（C/SiC）作为典型的陶瓷基复合材料（Ceramic matrix composite，CMC），具有高比强度、高比刚度、耐高温等优异性能，广泛应用于航空、航天、汽车等领域。为了探究不同能场作用下C/SiC 复合材料表面的损伤形式，本文分别对3个典型纤维方向进行了常规刻划（Conventional scratching，CS）、激光辅助刻划（Laser-assisted scratching，LAS）以及激光超声复合刻划（Laser-ultrasonic hybrid scratching，L-UHS），对比3种刻划方式下的刻划力、表面形貌等差异，分析激光超声复合能场对材料表面损伤影响。结果表明，相比于CS 与LAS，L-UHS可有效降低刻划力，提高材料可加工性。L-UHS在不同方向上呈现出不同的断裂方式转变：在平行方向，纤维弯曲断裂失效减少，材料主要失效形式为层间断裂；在倾斜方向和垂直方向，纤维失效形式由弯曲断裂向剪切断裂转变。本文为C/SiC复合材料的激光超声复合加工提供理论指导。

陶瓷基复合材料是国际公认的新一代热结构材料，已建立完善材料牌号标准，并形成了系统化的积木式设计方法，在航空航天领域多个热端部件中实现了广泛应用和验证。随陶瓷基复合材料由实验室研制阶段进入工程化应用和批量化生产阶段，连接和修复技术成为推动该复材批量化应用的关键技术。鉴于连接和修复技术之间的关联性，本文对陶瓷基复合材料连接和修复技术的研究进展和发展趋势进行了系统总结。针对连接技术需要解决的化学相容性与物理匹配性问题，综述了活性钎焊连接、金属扩散连接、纳米渗透与瞬态共晶连接、反应渗硅焊接和胶粘剂连接的研究进展。针对陶瓷基复合材料表面损伤快速高效修复需求，梳理了自修复技术、化学气相沉积、浆料涂刷法和激光熔覆技术的应用进展。最后，展望了陶瓷基复合材料连接修复一体化设计的发展趋势。

本文采用反应熔渗法（Reactive melting infiltration，RMI），以TiC粉、Ti粉、Si粉、Al粉为原材料，制备C/C–Ti₃SiC₂复合材料，研究原料不同摩尔配比对复合材料的相组成、微观形貌、抗弯强度、热物理性能、电磁屏蔽效能的影响。结果表明，摩尔配比为1.8TiC/1.2Ti/1.4Si/0.2Al制得的复合材料中，Ti₃SiC₂含量较高，表现出较好的力学性能、导热性能和电磁屏蔽能，抗弯强度从103.02 MPa ± 8 MPa 提高到150.50 MPa ± 7 MPa，热导率在室温至1000 ℃下为2.651~15.193 W/（m·K），电磁屏蔽效能在8.2~12.4 GHz频率范围内从21.40 dB提高到26.68 dB。通过对3组试样的相组成及微观形貌的分析发现，随着TiC与Ti摩尔比的降低，Ti₃SiC₂的生成难度逐渐提高，主要是因为Ti含量在反应过程中对液相的产生及反应的进行程度起到了关键调控作用。

氧化铝/氧化铝陶瓷基复合材料（Al₂O₃/Al₂O₃ CMC）凭借低成本、短制备周期及优异的高温抗氧化性能，在航空、航天、能源等领域展现出广阔应用前景。本文系统综述了国内外该材料的制备关键问题与工艺进展，重点探讨了低温烧结、基体均匀致密化及微结构调控等核心技术挑战，并对比分析了溶胶– 凝胶法、料浆法、自动铺放工艺等制备技术的优缺点。同时，总结了该材料在航空发动机燃烧室、排气部件、航天热防护系统、汽车与低空无人飞行器高温组件及工业窑炉等领域的实际应用案例，验证了其高温稳定性与轻量化优势。未来，通过优化工艺、加强自动化生产及拓展应用场景，Al₂O₃/Al₂O₃ 复合材料有望进一步推动高温结构材料的创新发展。

高温氧化引起的性能退化是制约C/SiC陶瓷基复合材料在航空航天热端部件中应用的关键因素。为准确预测其氧化损伤演化机制与力学性能退化行为，本文基于数值模拟方法开展了系统研究。首先，基于Fick扩散定律与氧化反应特征，引入化学反应消耗项与损伤因子，构建耦合扩散– 反应的氧浓度控制方程及氧化状态演化模型。基于COMSOL平台，模拟二维织物叠层C/SiC复合材料在650 ℃下分别氧化2 h、4 h、6 h的氧气浓度场与氧化损伤因子分布，揭示氧浓度在不同结构区域的传输规律与损伤演化特征。进一步结合连续介质力学与渐进损伤理论，提出刚度有限退化与连续退化耦合的损伤演化方法，并在ABAQUS平台预测材料在氧化后的拉伸响应。研究表明，数值模拟所得应力–应变曲线及剩余强度与试验结果吻合良好，误差均小于10%。本文为C/SiC复合材料在高温服役条件下的氧化后力学性能预测及工程应用提供了理论支撑与数值分析手段。

碳化硅陶瓷基复合材料(Silicon carbide ceramic matrix composites，SiC – CMC) 密度低、耐高温，在航空发动机热端部件领域展现出广泛的应用前景，而高温湿氧腐蚀问题是制约其应用的关键难题之一。本文详细综述了将稀土磷酸盐、稀土硅酸盐、稀土氧化物、稀土硅化物碳化物以及Si–Y共晶合金等稀土化合物引入SiC–CMC 基体、界面相和涂层后，材料在耐湿氧腐蚀性能方面的表现，同时系统阐述了其微观结构、力学性能和主要的制备方法，并针对稀土化合物改性SiC–CMC 技术未来发展面临的挑战与前景进行了展望。

高功率线偏振窄线宽光纤激光器在功率光谱合成、相干探测等领域具有广泛的应用前景。在高功率线偏振窄线宽光纤激光器中，模式不稳定（Transverse mode instability，TMI）效应是限制其功率提升的主要因素之一。本文分析了 TMI 效应对其输出功率的限制机制，提出基于多波长泵浦技术的 TMI 抑制方案。试验采用多波长泵浦技术，以输出功率 100 mW 的单频激光器为种子源，通过相位调制器将种子源线宽展宽至 23 GHz，经三级放大后，最终实现了功率 2.54 kW、线宽 23 GHz、中心波长 1064 nm 的线偏振激光输出，消光比达 98%，光束质量 M_x² = 1.21，M_y² = 1.23。进一步分析了泵浦波长对 TMI 效应的影响：由于光纤纤芯直径较小（20 μm），增益光纤对泵浦光的吸收系数较高（1.8 dB/m@976 nm），导致纤芯温度升高；加之泵浦光量子亏损引入的热量，使得纤芯折射率发生变化，导致激光器在较低功率下发生 TMI 效应。当泵浦波长向长波偏移时，泵浦光的量子亏损降低，同时泵浦吸收系数也减小，光纤整体及单位长度上的热分布均显著降低，从而提高了 TMI 阈值，有效提升了线偏振窄线宽光纤激光器的输出功率。

目前，无人机（Unmanned aerial vehicle，UAV）导航定位主要使用全球卫星导航系统（Global navigation satellite system，GNSS）。然而，当卫星信号不佳或受到干扰时，会严重影响无人机任务的完成，甚至危及无人机安全飞行。针对这一问题，本文提出了一种适用于GNSS 拒止环境下的视觉定位算法，可确保无人机实现安全、长期的稳定飞行，该算法通过无人机航拍图像与带有地理标签的卫星地图匹配解算无人机地理坐标。首先，设计了一种卫星地图预处理方法，降低无人机飞行过程中的计算量；其次，采用学习感知图像块相似度（Learned perceptual image patch similarity，LPIPS）指标进行初始检索；最后，结合基于深度学习的SuperPoint 稀疏特征提取算法与LightGlue 特征匹配算法进行图像匹配与偏移量估计，实现无人机的视觉定位。提出的方法在ALTO数据集上进行测试验证，在R@1指标上超过目前最先进方法17.2%，证明了该方法的可行性与先进性。

针对一种新型多晶低层错能沉淀强化型镍基高温合金，研究了不同变形量冷轧预变形对该合金微观组织和力学性能的影响。结果表明，冷轧预变形在合金中引入了位错、反相畴界（Anti-phase boundarys，APBs）、层错（Stacking fault，SF)、L–C 锁（Lomer – Cottrell locks）等微观亚结构，这些亚结构含量与预变形量呈正相关。当预变形量达到15%时，在晶界附近引入了少量变形孪晶，预变形25% 的试样中变形孪晶含量进一步提升。随着预变形量的增加，室温抗拉强度和屈服强度逐步上升，塑性逐步下降。由于预变形25% 的试样中存在纳米微孪晶，且伴随晶粒细化等因素，其强度相较于预变形15% 的试样进一步提升，同时塑性基本保持一致。

针对大厚度蜂窝夹层复合材料构件超声检测图像噪声强、分辨率低、缺陷识别困难等问题，本文以C919主起落架内舱门为研究对象，开展了超声C扫描图像去噪与超分辨重构方法研究。提出一种基于梯度下降算法的高效边缘保护滤波方案，能有效去除斑点噪声，较好地保留图像细节信息。去噪图像峰值信噪比达到37.53 dB，结构相似性达到0.92，比传统数字形态学滤波法分别提升了12.99 dB 和0.04。改进的深度残差超分辨网络（Improved superresolution residual network，ISRResNet）重构图像分辨率高、细节丰富、边缘纹理清晰。对含Φ11 mm 分层缺陷图像 处理后，缺陷信噪比平均提升6.25 dB。结果表明，本文去噪方法和超分辨模型可以有效去除斑点噪声，提高图像分 辨率和缺陷定量准确性，支撑大厚度蜂窝夹层复合材料构件的高质量检测。

在航天飞船舱体的数控加工中，焊接残余应力是导致舱体加工变形的关键因素。为降低加工变形，本文开展了5B70 铝合金舱体电子束焊缝的超声振动应力调控仿真与试验研究，揭示了振幅与处理次数对焊缝残余应力的影响规律，提出了45 mm厚板材对接焊缝的应力调控工艺方案：超声振幅30 μm、重复处理焊缝正面2 次。应力调控后，焊缝背面表层的横向残余应力σ_x 和纵向残余应力σ_y峰值分别降低了33.94% 和67.05%，均化率分别为22.22% 和22.37%。铣削试验表明，应力调控后的试样在Z方向上的加工变形量减小了64.48%，验证了超声振动调控焊接残余应力对降低舱体加工变形的有效性。

本文以高强韧β钛合金为研究对象，研究了喷丸强度、弹丸介质（铸钢丸和陶瓷丸）及复合喷丸对靶材疲劳性能的影响。采用扫描电镜、X射线衍射仪等设备表征，分析了喷丸工艺对试样表面完整性及疲劳断裂的影响。试验表明，喷丸处理能有效改变靶材表面机加工轮廓，随着喷丸强度增加（最大至0.25 mmA），表面粗糙度升高，但没有出现脱层或微裂纹缺陷，表明靶材塑韧性好。然而，靶材表面对覆盖率较为敏感，复合喷丸处理（覆盖率400%）表面局部出现脱层和褶皱缺陷。喷丸在靶材表面引入深约280 μm的残余压应力层，随喷丸强度增加，残余应力值整体增加，但喷丸强度达到0.22 mmA 时，近表层（50 μm 厚）出现应力松弛。喷丸强化后疲劳性能提升显著，在铸钢丸条件下疲劳寿命较原始态可提高145.4倍，个别试样疲劳寿命达到10⁷次。相同喷丸强度下陶瓷喷丸疲劳性能提升更显著。单一弹丸介质喷丸处理后裂纹源均转移至次表层。复合喷丸平均疲劳寿命大幅降低，部分裂纹源出现在表面，归因于表面损伤和残余应力松弛。高强韧β 钛合金喷丸强化效果较好，对喷丸强度敏感性低、不易出现脱层或微裂纹缺陷，但对喷丸覆盖率较为敏感，不适用于复合喷丸或长时间喷丸处理。

整体叶盘作为高性能航空发动机的重要组成部件，其结构的复杂性和难加工性给加工制造技术带来了极大的挑战。为此，针对整体叶盘叶片曲面宽行加工，本文提出了一种改进的变弦高轨迹规划方法。首先，重构了叶片曲面并以叶片曲面的凹凸性质和运动约束为基准，扩展了鼓形砂轮设计原则。然后根据实际加工区域对重构曲面进行了裁剪，考虑走刀方向上的叶片曲面曲率变化对弦高误差的影响，规划了砂轮磨削轨迹。结果表明，与传统方法设计的鼓形砂轮相比，采用扩展原则设计的鼓形砂轮，在相同条件下刀轨数从41 条减至32 条，有效增大了加工行宽；改进后的规划方法可将弦高误差控制在允许误差范围内，采用不同的砂轮进行仿真计算，欠切量的标准差分别由9.42 μm 和2.82 μm 降低至5.27 μm 和1.98 μm，欠切量分布更均匀。

本文对国产自动铺放干纤维的微观结构进行了表征分析，并与进口材料进行了对比。通过自制玻璃模具，采用中心注射的方法，改变国产自动铺放干纤维铺层层数，利用达西定律计算国产干纤维的渗透率，探究影响国产干纤维渗透率的因素。结果表明，国产干纤维在微观形貌上与进口干纤维TX1100具有相同的3层结构，国产干纤维网纱层纤维的平均直径为20 μm，是TX1100 的3 倍；相同层数时，X方向的渗透率是Y方向的2倍左右；铺层层数增加时，X、Y两个方向的渗透率都增加，Z方向的渗透很难。牌号为231016FH 的干纤维渗透率比231227FH大，231016FH成型后，复合材料纤维之间排列更紧密。