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单晶高温合金涡轮转子叶片是航空发动机的核心热端部件之一，对航空发动机的推力和性能具有决定作用，其服役损伤增材修复技术是航空装备特种加工领域最具挑战的工作之一。本文系统梳理了航空发动机单晶高温合金涡轮转子叶片的增材修复工艺方法及其应用进展；针对单晶合金增材修复中易产生的热裂纹缺陷问题，从热裂纹形成机理、关键影响因素和控制措施等角度进行了归纳；总结了单晶合金增材修复组织及性能的研究进展。在此基础上，展望了单晶高温合金涡轮转子叶片增材修复的未来发展方向，指出单晶合金修复专用合金材料成分设计、新工艺开发和基于深度学习的多目标协同优化是此领域未来的重要研究方向。
激光粉末床熔融（laser powder bed fusion，LPBF）技术具有成形柔性高、无需模具、快速制造等优点，特别适合于结构复杂、精密度高的航空发动机叶片修复工作，但仅通过实验方法难以高效准确地揭示多尺度多物理场耦合的LPBF过程中冶金缺陷和微观组织演变规律。利用有限体积法和元胞自动机模型分别模拟粉末床熔池形态演变与微观组织形成过程，结合实验观察，揭示不同打印参数下合金冶金缺陷和晶粒生长的演变规律。结果表明：LPBF修复过程中，能量密度显著影响熔池形貌，当能量密度小于87.9 J/mm3时粉末颗粒熔化不完全，伴随有孔洞和熔合不良等缺陷形成，而当能量密度大于137.4 J/mm3时，熔池凝固表面平整度明显降低。增加能量密度同时增强熔池水平方向热流干扰，晶体受到剪切力的影响进而导致与基体更大的取向差。此外，激光功率也显著影响着合金微观组织，随着激光功率的增加温度梯度逐渐减小，较低的温度梯度促进过冷液体区域形成，进而促进新晶核的形成，激光功率由150 W增加到250 W时，外延生长晶粒由柱状晶转变为大量杂晶。基于数值模拟方法分析获得LPBF修复DZ125合金的合理工艺参数为：P=200 W，V=1000 mm/s，H=65 μm，该方法有助于降低实验成本，加速LPBF修复合金合理工艺参数的获取。
激光熔化沉积相比传统的氩弧焊、微束等离子弧焊更适用于单晶合金薄壁基体的修复。采用激光熔化沉积技术进行DD6单晶高温合金的增材修复。利用光学显微镜、扫描电镜与EBSD分析增材修复接头的修复区与热影响区组织特征，并测试修复接头的显微硬度分布与高温拉伸性能。结果表明：紧邻修复界面基体热影响区的γ′相发生了部分粗化与溶解，硬度明显降低。激光熔化沉积修复组织为外延生长的定向柱晶组织，由γ+γ′相以及枝晶间的少量弥散分布的碳化物组成，修复组织中存在低倍可见的细长柱状杂向晶，多数分布于紧邻界面的位置；随着修复区高度的增加，外延生长组织的枝晶间距与硬度随着修复高度的增加而逐渐增大，枝晶中细小的网格状γ′ 相占比不断增加；修复接头980 ℃抗拉强度达到了母材标准值的102%，屈服强度达到了母材标准值的92%，但伸长率相对较弱。
针对Ni3Al基定向凝固高温合金IC10导向叶片长时服役后出现的烧蚀、裂纹等损伤，可采用钎焊修复技术修复这些损伤缺陷，缩短大修周期。采用自主设计的高性能钴基钎料CoCrNi（W，Al，Ti，Mo，Ta）-B对IC10合金进行钎焊连接。在1220 ℃钎焊温度下，研究不同预置钎焊间隙和保温时间对IC10合金接头组织和强度的影响。结果表明：钎料对IC10合金具有良好的钎焊性，钎焊过程中钎料合金与IC10母材发生反应及互扩散，使得钎缝宽度比预置间隙明显增大。钎缝基体形成与IC10母材相类似的γ＋γ′双相组织，同时基体上分布着团簇状硼化物相。保温时间对接头组织和强度影响较小，而钎焊间隙对其影响显著，随预置钎焊间隙增大，接头强度不断提高，当预置钎焊间隙为0.15 mm时，接头在1000 ℃下的平均抗拉强度达到454 MPa，已接近IC10母材水平。从接头断口形貌分析，接头强度的提高主要归因于接头中白色硼化物相细小且弥散分布，裂纹扩展路径更曲折。
采用电子束物理气相沉积技术在不同电子束流下（1.2，1.8，2.4 A）制备YSZ热障涂层，分析表征不同电子束流下YSZ涂层的相结构和显微组织形貌变化，并对热障涂层进行了1150 ℃热循环寿命测试，同时通过微观组织结构演变对涂层失效行为进行分析。结果表明：不同电子束流下YSZ涂层均具有非平衡四方相结构，随着电子束流的增加，涂层柱状晶尖端结构逐渐由三角状向金字塔状再向山脊状演变，柱状晶由纤细结构转变为粗大结构，枝晶减少，排列有序性增加，由于YSZ涂层柱状晶纳米孔结构的存在使得热导率略微降低。1.8 A制备的YSZ涂层具有895周次的最优异热循环寿命，约为1.2 A下制备YSZ涂层的2倍，2.4 A下制备YSZ涂层的1.3倍，获得了低电子束流制备的纤细柱状晶结构优先烧结失效、高电子束流制备的粗大柱状晶优先热生长氧化（TGO）层应力累积失效的不同组织结构失效行为，1.8 A制备的柱状晶结构可平衡两种失效行为，有效延长YSZ热障涂层热循环寿命。
热障涂层作为一种由金属黏结层、陶瓷面层和热生长氧化物组成的防护涂层，在航空发动机涡轮叶片上得到了广泛的应用。采用电子束物理气相沉积技术在Ni基高温合金基体上制备LaZrCeO/YSZ双陶瓷热障涂层。通过调控靶材的沉积能量，研究热障涂层成分、相结构及热循环寿命。分析了1100 ℃热循环下热障涂层失效机理。结果表明，随着靶材沉积能量增大，LaZrCeO涂层中Zr元素含量不断增加，而La/Ce元素比与靶材基本保持一致。同时，随着靶材沉积能量增大，涂层相结构由单一萤石相转变为复合烧绿石和萤石相结构，再转变为单一烧绿石结构。1100 ℃热循环测试表明，具有复合烧绿石和萤石相结构的LaZrCeO/YSZ双陶瓷热障涂层平均热循环寿命为1518次，表现出较好的热物理性能。随着热循环的进行，金属黏结层中的Al元素向外扩散，形成热生长氧化物（TGO），Cr元素与LaZrCeO和O反应，形成了LaCrO3和ZrO2。Ni元素和Co元素在高温下扩散并与O反应，形成（Ni，Co）（Cr，Al）2O4化合物，使得TGO层或界面层产生裂纹，降低了金属黏结层和陶瓷层之间的韧性，最终导致热障涂层失效。
采用真空电弧镀技术在DD6合金基体上制备NiCoCrAlYHf涂层（HY5涂层），经过不同扩散温度（900，1050，1080，1100 ℃）处理后，采用电子束-物理气相沉积技术沉积陶瓷涂层。通过分析不同扩散温度下黏结层的相组成和微观组织形貌，对不同扩散温度下热障涂层的循环氧化性能进行探究。结果表明：真空环境下扩散处理后，黏结层试样由沉积态的单相结构转变为扩散处理后的双相结构。随着扩散温度的升高，黏结层中β-NiAl相含量随之升高。扩散处理后涂层表面均匀、致密，观察到灰白色γ-Ni，γ'-Ni3Al相及黑色β-NiAl相，证明扩散处理可以改变黏结层的相结构。900 ℃扩散处理的涂层循环氧化寿命最长，超过400 h；1100 ℃扩散处理的涂层循环氧化寿命最短，不到300 h。扩散温度为900 ℃时，黏结层的氧化速率和热生长氧化物增厚速率最低。相组成中并非β-NiAl相含量越多越好，而是存在阈值，在阈值以内提高β-NiAl相含量才能获得更好的服役性能。
旋流器作为航空发动机的重要部件，实现其轻量化制造对提升发动机服役性能具有重要意义。轻质高强耐热TiAl合金是一种极具应用潜力的高温结构材料，但其本征脆性大、制备加工困难，严重限制其在高性能旋流器制造方面的应用。为此，本研究采用粉末注射成形（powder injection molding，PIM）制备方法，结合水溶性芯模的模具设计及高保形聚甲醛（POM）基黏结剂开发，通过催化脱脂、热脱脂及两步烧结工艺，直接近净成形制备出复杂薄壁TiAl合金旋流器，无需机加工过程。结果表明：成分为82%（质量分数，下同）POM-5%高密度聚乙烯（HDPE）-5%乙烯-醋酸乙烯共聚物（EVA）-8%硬脂酸（SA）的黏结剂具有较高的粉末装载量和较佳的充模性能，其喂料粉末装载量为62%（体积分数），流动行为指数n为0.56，黏流活化能E为22.95 kJ/mol，综合流变学因子为9.59；常压两步烧结方法可实现高致密度和细晶的协同控制，当烧结工艺为1430 ℃/1 h+1250 ℃/5 h时，PIM所制备TiAl合金的致密度达到96.3%，且片层团尺寸约为100 μm，后续结合热等静压处理实现了TiAl合金的近全致密化，所制备复杂薄壁TiAl合金旋流器的尺寸偏差为±0.1 mm，表面粗糙度R a为1.046 μm，室温抗拉强度为577 MPa，屈服强度为466 MPa，伸长率为0.96%。
表面制备涂层后的钛及钛合金作为质子交换膜燃料电池双极板具有优良的综合性能，但裸板在服役过程中会形成导电性不良的钝化膜，降低了整机效率。通过研究α型耐蚀钛合金Ti35（Ti5Ta）及其Al合金化的可行性，在保证耐蚀性的前提下，提高裸板的导电性。利用团簇式成分设计方法，结合相图上的最高固溶度，设计了成分为Ti-7Ta，Ti -8.3Ta，Ti-9.6Ta的三种Ti-Ta合金以及成分为Ti-2.6Al-5.8Ta，Ti-3.8Al-8.6Ta，Ti-5Al-11.3Ta的三种Ti-Al-Ta合金。测试结果可知，在模拟阴极服役环境（0.5 mol/L H2SO4+2 ×10-6 HF）0.6 V（vs.SCE）下恒电位极化4 h，所设计合金阴极极化电流密度均小于参照合金TC4，其中Ti-8.3Ta 合金最小为0.72 μA·cm-2。在1.5 MPa加载压力下，随着Ta含量的增加，接触电阻（ICR）值逐渐降低，且均优于纯钛和TC4合金，Ti-5Al-11.3Ta 合金的ICR值最小，为18.3 mΩ∙cm-2，其阴极极化电流密度为0.91 μA·cm-2。综上表明，Ta和Al的适量添加能够有效提升钛合金双极板的服役性能，有望实现无涂层制备的钛合金双极板材料。
采用电导率测试和拉伸实验，结合 OM和 SEM 形貌观察，研究不同固溶对6451铝合金板材微观组织和力学性能的影响规律。结果表明：固溶温度为560 ℃时，板材在固溶处理3 s时已发生再结晶；固溶时间延长至5 s，Mg2Si粒子少量回溶；时间延长至7 s，完全再结晶后形成等轴晶组织，Mg2Si粒子大量回溶，板材强度迅速增大。随着固溶时间的进一步延长，T4P态板材强度的增速明显减缓，烤漆后的屈服强度增量基本不变；30 s固溶处理后，晶粒尺寸没有明显变化；固溶时间增加至60 s时，Mg2Si粒子完全回溶，T4P态板材的屈服强度和抗拉强度分别提升至125 MPa和247 MPa，伸长率达30%。根据研究结果建立基于经典扩散理论的T4P态板材屈服强度与固溶量之间的函数关系模型。
为提升金属与复合材料连接结构的抗冲击性能，使用金属激光选区熔融技术制造金属突触结构，并与T300斜纹编织碳纤维复合材料（CFRP）共固化模压成型形成穿透增强连接结构，通过夏比摆锤冲击实验验证突触连接结构的抗冲击性，基于CFRP损伤形式与冲击吸收功对突触形貌等影响因素进行分析优化设计，并完成有限元仿真对比计算。实验结果表明：穿透增强连接方式能够避免由于开孔带来的金属应力集中与碳纤维切断，冲击吸收功为68.54 J，相较于螺栓连接提升216.1%；突触高度增加能够有效抑制复合材料冲击分层，突触特征尺寸、突触阵列密度影响复合材料内部缺陷，其冲击吸收功随着突触特征尺寸、突触阵列密度的增大先增加后减少；基于突触特征尺寸变化进行有限元仿真，仿真值与实验结果偏差小于17%，损伤形式基本一致。
柔性纺织复合材料因具有柔韧性和可折展特性在变构型飞行器的应用中获得越来越多的关注，然而其力学性能仍有很大的不确定性。对石英纤维/硅橡胶柔性纺织复合材料进行5种偏轴角度的单轴拉伸实验，研究其单轴拉伸力学行为。针对石英纤维脆性强和硅橡胶涂层柔韧性强的特点，建立一种石英纤维/硅橡胶柔性复合材料的超弹性本构模型，将应变能密度函数解耦为经向、纬向的拉伸应变能密度函数以及将硅橡胶拉伸与纤维剪切耦合的应变能密度函数，基于单轴拉伸实验数据确定模型参数，与偏轴拉伸实验结果对比表明超弹性本构模型对面内拉伸行为预测误差小于3.88%。针对变构型飞行器中膜材柔性、可大变形的特点采用一种圆形膜材气压加载实验验证方法，可向柔性复合材料的膜面均匀施加载荷，并通过有限元软件Abaqus的用户子程序UANISOHYPER_INV实现所采用的超弹性本构模型，仿真数据与实验数据误差小于2.9%，表明所建立的超弹性本构模型对石英纤维/硅橡胶柔性复合材料的力学表征和数值仿真均具有良好的适用性。
采用OM，SEM，XRD，EBSD和TEM等表征手段研究了时效处理对Fe-30.0Mn-9.6Al-1.0C低密度钢组织和性能的影响，并分析其应变硬化行为和强塑化机制。结果表明：经不同温度时效后，Fe-30.0Mn-9.6Al-1.0C低密度钢组织基本仍为全奥氏体并伴有κ-碳化物析出相的存在，时效温度升高，κ-碳化物析出量增大，对低密度钢强度有提升作用但会恶化低密度钢塑性，在1050 ℃固溶和450 ℃时效后，低密度钢抗拉强度为811 MPa，伸长率为106.9%，强塑积为86.7 GPa·%，500 ℃时效时，低密度钢抗拉强度为861 MPa，伸长率为33.2%，强塑积为28.6 GPa·%。低密度钢在1050 ℃固溶和不同温度时效拉伸变形后，其应变硬化指数呈现双n值现象，应变硬化行为呈多阶段变化规律。低密度钢拉伸变形后组织中存在着大量的位错墙、泰勒晶格和微带以及细小的κ-碳化物，其共同提高了低密度钢的强塑性。
结合数字图像相关法（digital image correlation，DIC）、红外热成像（infrared thermal imaging，IRT）、电子背散射衍射（electron backscatter diffraction，EBSD）和显微硬度分布，重点分析临界淬火态中锰钢在单轴拉伸过程中的塑性失稳行为。结果表明：实验钢在单轴拉伸过程中应变诱导马氏体转变主要发生在拉伸变形前期，存在明显的PLC（Portevin-Le Chatelier）带形成与传播，伴随着热量波动，经历了从A型到B型带再到A型PLC带的转变；PLC带的形成原因是增殖位错与间隙溶质原子的相互作用，即动态应变时效（dynamic strain aging，DSA），前期位错会优先向低密度位错区域运动即沿轴向单向传播（A型PLC带），中期位错的增殖和开始交互作用的影响致使形成跳跃性（B型）PLC带，后期位错密度的增大和交互作用的增强，再次致使A型PLC带的形成。
以新型Ti69NbCrZrX（X=Sn，W，Al，Mo，1%~2%，质量分数）为中间层，采用脉冲电流促进扩散焊在900 ℃/30 min/8 MPa参数下连接TiAl合金与Ti2AlNb合金。通过SEM，EDS，EBSD和室温拉伸技术分析焊后接头显微组织和性能。结果表明：以Ti69NbCrZrX为中间层可获得无缺陷TiAl/Ti2AlNb接头。接头界面组织主要分为TiAl扩散影响区、中间层扩散区和Ti2AlNb扩散影响区。TiAl扩散影响区组织由白色β相和灰色块状α2相组成，中间层扩散区组织主要由灰色块状的α2+α相和白色的β/B2相组成，Ti2AlNb扩散影响区组织由β/B2基体相和分布在其中的板条状和针状O相组成。接头室温拉伸强度均值为642.5 MPa，达到母材强度的91.57%。接头断裂以沿晶脆性断裂为主，穿晶脆性断裂为辅。
为了获得高质量的氧化铝阻氚涂层，采用微弧氧化技术，以磷酸盐为主要电解液成分，在电解液中掺入Cr2O3和石墨烯作为添加剂，在1060纯铝表面制备微弧氧化涂层。采用扫描电镜、X射线衍射仪、涡流测厚仪、维氏硬度测量仪、摩擦磨损试验机和电化学工作站表征微弧氧化涂层的表面形貌、元素分布、物相组成、涂层厚度、涂层硬度、耐磨性和耐蚀性。结果表明：在电解液中同时加入3 g/L Cr2O3和1 g/L的石墨烯所制备的微弧氧化涂层表面形貌更加致密，涂层中α-Al2O3和γ-Al2O3的占比得到提高，厚度达25.3 μm，硬度达763.01HV，平均摩擦因数为0.4781。同时，其自腐蚀电位为-0.185 V，自腐蚀电流密度为1.095×10-9 A·cm-2。
采用表面活性剂十二烷基二甲基苄基氯化铵（BKC）对氧化石墨烯（GO）进行改性，利用聚多巴胺（PDA）包覆，以明胶（Gel）为骨架材料，通过溶胶-凝胶和冷冻干燥技术制得具有三维网状结构的明胶/改性氧化石墨烯/聚多巴胺复合气凝胶（GGB）。利用SEM，FTIR，XPS等对GGB形貌和结构进行表征。分析不同条件（pH值、接触时间、温度、初始浓度、吸附剂用量）对GGB吸附抗生素盐酸左氧氟沙星（LEV）的影响。结果表明：与复合未改性GO的复合气凝胶（GGO）相比，复合改性后GO的复合气凝胶GGB对LEV的吸附量提升了3倍以上。GGB对LEV的吸附过程为自发放热过程，遵循准二级动力学模型和Langmuir等温吸附模型，最大理论吸附量为476.42 mg/g。此外，经5次吸附脱附循环后，GGB对LEV的平衡吸附量仍在80 mg/g以上。研究结果表明，GGB复合气凝胶有望作为一种去除废水中LEV污染物的良好吸附剂。
膜分离法相比于传统的气体分离方法，具有成本低、易操作、分离效果显著等优点。本工作以耐高温、强度高、通量大的晶须莫来石中空纤维膜（M0）作为支撑层，以黏度可控的PDMS作为中间过渡层，将PDMS涂覆到纤维膜表面并覆盖纤维膜表面的缺陷。通过水热合成法对UiO-66进行氨基修饰，以均苯三甲酰氯为油相单体，胱胺为水相单体进行界面聚合，通过界面聚合将UiO-66-NH2固载到复合膜顶层，从而得到M0-PUi复合膜。通过FT-IR，XRD，SEM和膜表面水接触角等对膜改性前后进行表征测试，并采用自制气体分离装置测试膜对单一气体的渗透通量并计算CO2/N2的分离性能。结果表明：在室温、0.2 MPa的操作压力下，M0-PUi复合膜对CO2的渗透通量高达2765.3 GPU，CO2/N2的分离选择性为3.2；在80 ℃和120 ℃条件下分别连续使用6 h，复合膜的CO2/N2的分离选择性稳定在3.2~3.4之间。
采用分子动力学方法模拟温度300 K和应变速率1×109 s-1下Y方向单轴拉伸纳米晶（单晶、多晶）AlCoCrFeNi高熵合金的微结构动态演化、位错及孔洞运动特性，揭示失效机理。模拟结果显示：纳米多晶AlCoCrFeNi高熵合金的最大承载荷、纵向模量和延展性均低于纳米单晶体，屈服前纳米多晶相比纳米单晶应变降幅为25%，应力峰值降幅为23.8%。拉伸过程中两种晶体的相变、位错、孔洞、失效机理均有差异。纳米单晶在拉伸过程中，主要发生FCC结构向非晶态结构转变，相变后原子位置发生变化，伴随大量Shorkly位错产生，并随非晶态结构增长方向移动，进而非晶态结构区孔洞形核、长大、贯穿到失效断裂，呈现非晶化穿孔断裂为主。纳米多晶在拉伸过程中，主要发生FCC结构向HCP结构和非晶态结构转变，相变后原子位置发生变化，伴随大量1/6〈112〉（Shorkly）位错和少量1/6〈110〉（Stair-rod）位错、1/3〈100〉（Hirth）位错及其他位错的不断产生和湮灭，材料发生一定的塑性变形，晶界非晶态结构区孔洞形核、沿晶长大并扩展、沿晶贯穿到失效断裂，呈现沿晶断裂为主。
以电熔刚玉粉为原料、硅溶胶为黏结剂和三水合氟化铝为莫来石相转化促进剂，设计涡轮叶片定向凝固成型用陶瓷型壳背层浆料配方，并制备陶瓷型壳。研究型壳的微观结构与相组成、高温透气性、热膨胀、高温力学及抗高温变形等性能。结果表明：经1200 ℃的焙烧，在三水合氟化铝的催化作用下，型壳中的氧化铝与二氧化硅发生反应而生成莫来石晶须；与未添加三水合氟化铝的陶瓷型壳相比，其透气性提升约1倍，热扩散系数增加且热膨胀系数有所降低，同时三水合氟化铝的添加还使型壳的高温强度降低到合适的范围内，提高型壳的高温退让性，并使型壳仍保持良好的抗高温变形性能。
针对聚酰亚胺（PI）纤维低表面能及PI纤维/环氧树脂复合材料界面性能差的问题，采用大气等离子体处理技术对PI纤维进行表面改性，以处理时间为变量，研究大气等离子体表面处理对PI纤维表面结构及PI/环氧树脂复合材料界面性能的影响。通过SEM研究等离子体处理对PI纤维表面介观形貌及其复合材料破坏模式的影响，采用动态接触角及丝束横向拉伸强度测试对等离子体处理前后的PI纤维与环氧树脂的浸润效果及界面性能进行表征，选取弯曲强度及层间剪切强度作为PI纤维增强复合材料力学性能考察项目。结果表明：大气等离子体表面处理能够改善PI纤维与环氧树脂的浸润及界面结合状态，处理时间为6 min的PI纤维丝束横向拉伸强度为16.05 MPa，提升近21%；PI/环氧树脂复合材料弯曲及层间剪切强度的增幅分别达36.41%及38.85%。大气等离子体改性能够对PI纤维表面形貌进行重构，优化PI纤维与环氧树脂复合效果，将PI纤维增强复合材料的破坏模式由界面破坏转变为纤维表面及皮层破坏。
