为研究激光粉末床熔融（laser powder bed fusion, LPBF）成形Ti6Al4V合金的高周疲劳性能，采用LPBF技术在不同激光功率下成形Ti6Al4V合金试样，并对最佳工艺参数成形试样进行了热处理；研究成形试样表面形貌与合金显微组织演变行为，并进行热处理Ti6Al4V合金静态拉伸和不同应力载荷下的疲劳试验与裂纹扩展速率试验。结果表明，当激光功率为300 W时，成形试样的表面平整且试样内部无明显孔隙、裂纹等冶金缺陷；同时经热处理试样显微组织由针状α′马氏体转变为粗化的α+β层状混合物；在应力比为0.06条件下，循环基数为107的热处理Ti6Al4V合金的疲劳强度为567.5 MPa，稳定扩展区的疲劳裂纹扩展速率da/dN与应力强度因子幅度ΔK呈线性关系。

对激光沉积TA15钛合金显微组织进行研究, 并分析了室温下高周疲劳裂纹的萌生和扩展特性。采用光学显微镜(OM)和扫描电子显微镜(SEM)分析了试样疲劳断口以及纵截面显微组织形貌。研究表明, 激光沉积宏观组织呈现定向生长的柱状晶形貌, 晶粒内部为细小的网篮组织, 经过双重退火后, 网篮组织有粗化趋势。疲劳源区存在与α集束尺寸相当的解理断裂平面, 稳定扩展区疲劳裂纹扩展路径曲折, 这与片层组织中α集束位向不同有关, 一定区域内疲劳裂纹平行α片层或近似垂直α片层扩展, 扩展区的二次裂纹有助于扩展能量的消耗, 提高疲劳寿命。

针对激光冲击强化涡轮机匣部件难以贴覆吸收保护涂层的问题, 提出无保护层激光冲击(LSPwC)+水砂纸磨除烧蚀层的复合工艺, 研究LSPwC对GH3044合金微观组织和力学性能的影响, 验证复合工艺的可行性。采用能谱仪(EDS)、扫描电子显微镜(SEM)和金相显微镜分析试样表层元素组成和微观组织, 通过测试残余应力和高周疲劳寿命表征其力学性能。结果表明, LSPwC在试样表层产生约10~15 μm的烧蚀层, 烧蚀层内碳、氧元素富集且残余拉、压应力交替存在, 烧蚀层以下晶粒和碳化物不同程度地均匀细化; 相比原始试样, LSPwC对GH3044合金疲劳寿命提升不明显; 水砂纸磨除烧蚀层后, 试样表面残余压应力约510 MPa, 影响深度层达1 mm, 疲劳寿命提高到原始试样的3倍。

针对K24 镍基铸造合金材料表面粗糙度大引起吸收保护层贴合不紧密的问题，提出采用无保护层激光冲击(LSPwC)方法对K24合金进行强化，利用高周疲劳实验验证其强化效果，并从残余应力、微观组织方面讨论疲劳性能改善机理。实验结果表明：相对于原始叶片，LSPwC 后的模拟叶片的疲劳强度提高16%，保温后疲劳强度提高11%。LSPwC 在试样表层诱导产生高幅值残余压应力和高密度位错，从而提高模拟叶片的疲劳性能；保温后，大部分残余压应力发生松弛，位错结构具有较好的热稳定性，这是保温后模拟叶片疲劳性能提高的主要原因。

采用YLSS-M60U型高能Nd:YAG激光器，对发动机高压涡轮叶片材料K403/K3铸造高温合金试片进行激光冲击强化处理，强化工艺参数为：激光能量3 J，光斑直径2.6 mm，脉宽20 ns，波长1064 nm，吸收保护层为铝箔，约束层为水，搭接率50%，冲击3次。强化后，在420 MPa应力水平下进行了室温高周振动疲劳测试，并进行了扫描电镜观察和X射线衍射仪物相分析。研究结果表明：激光冲击强化后，试片疲劳寿命是原始状态试片寿命的2.4倍，激光冲击强化的强冲击波作用使金属发生高应变率塑性变形，以及随之产生的较大较深残余压应力，是金属疲劳性能提高的主要原因。

利用半导体激光器在汽轮机末级叶片材料17-4PH不锈钢表面激光熔覆Stellite6合金涂层，然后分别制备17-4PH不锈钢、17-4PH不锈钢表面激光熔覆和17-4PH不锈钢表面激光熔覆后经550 ℃×6 h热处理的疲劳试样，进行高周拉压疲劳试验,并对疲劳断口进行扫描电镜（SEM）分析。试验结果表明：在107循环周次条件下，基材17-4PH不锈钢的疲劳极限为470 MPa，基材表面激光熔覆Stellite6合金涂层试样的疲劳极限下降到380 MPa,而基材表面激光熔覆Stellite6合金涂层经过热处理后的试样可达到440 MPa；基材17-4PH不锈钢的裂纹源通常位于表面、近表面或内部缺陷处，裂纹扩展区具有明显的疲劳辉纹特征，瞬断区为韧窝特征；而熔覆试样的裂纹源位于熔覆层侧的缺陷处或熔覆层与基体的界面结合处，然后向熔覆层和基体两侧扩展，熔覆层侧呈脆性沿晶断裂，基体呈韧性疲劳断裂。

高周疲劳是航空发动机部件的主要故障之一。通过对1Cr11Ni2W2MoV不锈钢进行不同次数的激光冲击强化（LSP）处理，研究冲击次数对激光冲击强化材料高周疲劳性能的影响。对不同处理状态的试件进行常温振动疲劳试验，采用X射线衍射(XRD)应力分析仪、扫描电镜(SEM)、金相显微镜等手段研究冲击次数对材料组织和力学性能的影响。试验结果表明，随着LSP冲击次数的增加，1Cr11Ni2W2MoV不锈钢表面粗糙度增大，组织细化层厚度没有变化，残余应力梯度变小，残余压应力层深度增加，1次冲击后，残余压应力层深为1.8 mm，3次冲击后为2.5 mm。表面残余压应力随着冲击次数增加而逐渐趋于饱和，饱和值接近于-100%σ0.2。振动疲劳试验结果表明，疲劳寿命随着LSP次数增加而提高，但提高幅度减小。在σmax=640 MPa应力水平下，1次冲击后试样疲劳寿命是未强化试样的3.8倍，3次冲击后试样疲劳寿命是未强化试样的5倍。经分析，多次冲击时的冲击波叠加效应使得冲击波传播到材料的更深层，从而使材料组织变形层和残余应力影响层更深，高周疲劳寿命提高更大。

围绕基于迈克尔逊干涉仪傅里叶变换光谱仪的动镜支撑机构——柔性铰链机构的柔节疲劳寿命问题, 先通过相关公式计算选取出机构柔节的各个参数, 并由这些参数建立机构的有限元模型；然后再根据材料属性参数, 利用疲劳分析软件msc.fatigue, 通过拟合疲劳寿命S-N曲线来对机构的柔节参数进行仿真验证。从分析结果可知: 柔节破坏点的寿命循环次数均为5.83×105次, 在Nf(1×105～1×107)范围之内, 属于高周疲劳范畴, 材料在此寿命循环次数内处于弹性范围, 应力与应变成正比。验证了柔节各参数及材料的合理性, 进而了解整个机构的寿命情况。