采用激光选区熔化成形了Inconel 625合金试样，研究了激光功率和扫描速度对合金孔隙的影响，制备了存在大尺寸圆形孔隙缺陷（key-hole模式下）、小尺寸圆形孔隙缺陷（conduction模式下）和不规则孔隙缺陷的拉伸试样，通过815 ℃高温拉伸试验探讨了孔隙类型对合金抗拉强度及塑性的影响。结果表明：孔隙类型对合金815 ℃高温抗拉强度及塑性有较大影响。其中，不规则孔隙缺陷试样的高温抗拉强度为374 MPa，塑性为5%；大尺寸圆形孔隙缺陷试样的高温抗拉强度为364 MPa，塑性为31%；小尺寸圆形孔隙缺陷试样的高温抗拉强度为363 MPa，塑性为37%。当不规则孔隙向小尺寸圆形孔隙转变时，高温抗拉强度约降低3%；当大尺寸圆形孔隙向小尺寸圆形孔隙转变时，高温塑性约提升19%。在各类815 ℃高温拉伸试样断口纵截面中均发现了大量的沿晶界扩展的高温失塑裂纹，这是合金失塑的主要原因。孔隙缺陷处的位错塞积造成较大的应力集中，阻挡了位错滑移和合金的塑性变形，使合金更易发生断裂。

主要研究了激光熔覆Ti60合金的工艺参数对成形质量的影响，以及微观组织特征和拉伸性能。结果表明，激光熔覆Ti60合金试样的底部和顶部区域为β等轴晶粒，中部区域为β柱状晶，且尺寸随着激光功率的增加而增大。显微组织主要由板条α相和板间β相构成，且板条α相中有大量白色析出相产生，随着激光功率的增加，微观组织由网篮组织转变为魏氏组织。块体试样的显微硬度分布较为均匀，其硬度值在420~440 HV范围内波动。激光熔覆Ti60合金的室温抗拉强度为1128 MPa，断后延伸率和断面收缩率分别为8.8%和14.4%。当温度为300 ℃和600 ℃时，抗拉强度分别为932 MPa和739 MPa，在600 ℃时，断后延伸率和断面收缩率分别为11.7%和18.2%。激光熔覆Ti60合金试样在室温下的断裂方式为准解理断裂，高温下其断裂方式为韧性断裂。

研究了激光修复300M超高强度钢冲击韧性及断裂机理。结果表明, 激光修复300M超高强度钢沉积态的显微组织从修复区顶部到基材区发生了显著变化, 经过热处理后显微组织发生明显均匀化, 修复试样沉积态的冲击韧性为14.3 J/cm2, 远低于300M超高强度钢锻件。经过热处理后, 冲击韧性有了显著地提高, 达到28.3 J/cm2。沉积态试样的断裂方式为准解理断裂, 主裂纹在扩展的过程中横穿马氏体领域, 且在遇到下一个领域时会发生偏转。热处理态试样的断裂方式为韧性断裂。

高Al＋Ti镍基高温合金由于具有良好的高温强度及耐腐蚀性能而被广泛应用于航空发动机的热端零部件, 然其服役环境恶劣, 在长期使用过程中极易发生损伤。激光增材修复技术因其可以实现对损伤构件复杂几何形状和力学性能的高效恢复, 已逐渐成为航空航天及民用燃机发动机热端部件修复的一条重要技术途径。不过, Al＋Ti含量高也意味着合金在激光作用过程中具有较高的开裂敏感性, 易于导致修复失效。系统地介绍了国内外具有代表性的激光增材制造/修复高Al＋Ti镍基高温合金过程中液化开裂的最新研究进展, 指出其目前存在的问题和今后主要的研究方向。

采用同步送粉方式激光立体成形Zr55Cu30Al10Ni5块体非晶合金, 研究了不同脉宽下(2.5, 5, 10 ms)激光立体成形块体非晶合金的晶化特征。实验结果表明, 3个试样熔覆层大部分为非晶态, 非晶基材上出现宽厚的晶化带, 而且熔池底部热影响区比熔池侧面热影响区晶化严重。由于粉末的氧含量比基材中的高, 5 ms和10 ms试样基材顶部晶粒团簇成片, 基材底部晶粒呈离散分布, 2.5 ms试样整个基材的晶粒为离散分布。单点能量密度一定时, 过长的脉宽可使热影响区的升降温速率减小, 晶化较严重。反之, 脉宽越短, 即使粉末氧含量较高, 晶化无明显恶化。