航空航天领域的飞速发展对材料的比强度、比刚度等性能提出了更高的要求,传统铝合金已难以满足未来高性能飞行器的设计要求。颗粒增强铝基复合材料因具有高比强度、比刚度、良好耐磨性等优点,是目前航空航天材料领域的研究热点之一。然而传统外加法引入的颗粒尺寸通常在微米级别,材料的加工难度高,难以进行精密构件的加工。采用原位自生法制备铝基复合材料,能够将增强相颗粒尺寸减小至纳米级别,并通过大塑性变形的加工方式来进一步改善材料的组织结构,从而获得具有超塑性的铝基复合材料。将超塑性成形技术应用于颗粒增强铝基复合材料,能实现形状复杂零件的一次成形,有利于推进铝基复合材料在航空航天领域的应用和发展。本论文通过大塑性变形的加工方式（包括搅拌摩擦加工和累积正交挤压）获得了具有细晶结构的原位自生TiB₂/7050复合材料,研究了材料的微观组织结构及其与超塑性行为的相关性。通过高温拉伸试验确定了原位自生TiB₂/7050复合材料的超塑性变形温度以及应变速率范围,获得了复合材料在超塑性变形过程中的真实应力-应变曲线,计算得到了材料的应变速率敏感系数m值与变形激活能Q值,并结合样品断口处的组织结构分析,探讨了原位自生TiB₂/7050复合材料的超塑性变形机理,以及TiB₂颗粒在超塑性变形中的作用。首先采用工艺简单,制备流程短的搅拌摩擦加工工艺对原位自生的TiB₂/7050复合材料进行处理,从组织结构方面探讨其具备超塑性的可能性,并通过力学实验进行验证。研究发现,材料经搅拌摩擦加工后获得了TiB₂颗粒均匀分布的细小等轴晶组织。由于TiB₂颗粒能够在高温下对晶界进行有效钉扎,抑制晶粒的异常长大,晶粒组织表现出良好的热稳定性。故而复合材料在450°C、10^-3 s^-1的拉伸条件下展现出优异的超塑性,延伸率高达619.2%。考虑到搅拌摩擦加工无法制备大尺寸的样品,对工业化应用超塑性成形技术的理论指导有限。因此采用适用于大尺寸样品制备的累积正交挤压工艺对材料进行组织结构改性,探讨原位自生TiB₂/7050复合材料的超塑性变形行为,为后续材料的超塑性成形加工提供理论依据。研究表明,材料在350-500°C测试温度范围内以及2×10^-4-10^-2 s^-1的应变速率范围内都表现出良好的超塑性。最大延伸率出现在450°C、10^-3s^-1的拉伸条件下,达到557.0%,此时的峰值应力为19.4 MPa。通过计算得到材料的m值在0.20-0.34范围内,Q值在134.66-223.04 kJ/mol范围内。通过微观组织观察到明显的晶界滑移现象,晶粒内和晶界处存在着纳米级的TiB₂颗粒,且晶粒周围分布着纳米尺度的纤维状组织。结合力学性能分析及微观组织观察发现,TiB₂/7050复合材料在超塑性变形过程中以晶界滑移为主导,并伴随着位错滑移、晶格扩散、液相调节等机制。