为了解负温时超高性能混凝土(UHPC)的弯曲疲劳性能，对20 ℃和-10 ℃两种温度下的UHPC进行了不同应力水平下的弯曲疲劳试验。结果表明：随着温度的降低，由于试件开裂截面钢纤维的冷脆特征，使得循环荷载作用下UHPC弯曲疲劳性能的退化明显加剧，疲劳强度也明显降低。与20 ℃的结果相比发现，-10 ℃ UHPC的疲劳强度降低了15.6%；虽然低温试件的疲劳强度低于常温试件，但两类试件与各自疲劳强度对应的疲劳变形模量比En/E0相近，均在0.48左右；无论是常温试件还是低温试件，经历200万次循环而未发生弯曲疲劳破坏的UHPC试件，其疲劳后的剩余强度均与单调加载时的静力强度接近。基于试验结果，提出了20 ℃和-10 ℃两种温度下UHPC的疲劳寿命方程。

激光增材制造铝合金构件室温及高温力学性能对于提升其在航空航天等领域的服役稳定性至关重要。本文研究了成形方式对激光粉末床熔融(LPBF)AlSi10Mg构件室温压缩性能、高温拉伸性能、高周疲劳性能和室温裂纹扩展速率等力学性能的影响规律。结果表明：水平方式成形试样(拉伸、压缩、疲劳等载荷平行于试样铺粉方向)具有更优的压缩性能，表现出更优异的抗压强度及屈服强度(分别为201.0 MPa与251.3 MPa)；在高温拉伸试验中，不同成形方向试样的抗拉强度及屈服强度随着试验温度升高(从100 ℃升至175 ℃)均呈下降趋势，而延伸率均逐渐升高，且水平方式成形试样的拉伸性能均优于垂直方式成形试样(载荷垂直于试样铺粉方向)。垂直方式成形AlSi10Mg合金试样经历10⁷循环周次的中值疲劳强度为151.25 MPa，疲劳寿命约为2.1×10⁵周次，疲劳裂纹扩展门槛值为0.981 MPa·m^1/2。

为了研究激光喷丸（LP）对TC17钛合金疲劳强度的影响，采用两次LP工艺对TC17钛合金进行了强化处理，并使用升降法测试比较了LP前后材料的疲劳强度。结果显示，LP可在TC17钛合金表面形成深度为11.7 μm的微凹坑，产生的残余压应力为LP前的2.46倍。残余压应力的增大引起了裂纹源位置的变化及疲劳条带的细化，TC17钛合金的疲劳强度提高了3.9%。

激光冲击强化是一种有效提高材料疲劳强度的表面处理技术。针对K24镍基高温合金模拟叶片特点, 文中提出采用无保护层激光冲击强化进行表面处理。同时采用X射线衍射、显微硬度计表征了不同参数冲击下材料截面残余应力和显微硬度变化规律, 并利用高周振动疲劳试验验证其强化效果。结果表明: 无保护层激光冲击强化处理后在材料表层形成一定数值的残余压应力, 冲击1、3、5次后表面残余应力分别为-428、-595、-675 MPa, 影响深度分别约为110、150、160 μm; 显微硬度冲击一次后提升了29.2%, 影响深度约为60 μm。采用不等应力冲击后K24镍基合金模拟叶片疲劳强度由原始试件的282 MPa提高到327 MPa, 提高了16%。

采用激光冲击强化(LSP)技术对TC4钛合金试件进行表面处理，利用空气炮试验系统对试件边缘进行外物冲击模拟，对外物打伤(FOD)试件进行拉-拉疲劳试验。结果表明，激光冲击强化有效提高了外物打伤TC4钛合金试件的疲劳强度；未强化试件疲劳裂纹源萌生在缺口根部靠近上表面的位置，强化试件的裂纹源萌生位置在材料内部，与缺口根部有一段距离，且裂纹萌生难度增大。数值应力分析结果表明，强化后试件凹坑的最大拉应力值为668.90 MPa，比强化前的1076.21 MPa减小了37.85%；强化后试件凹坑中心的残余拉应力比强化前平均减小了350 MPa；加载拉应力后，强化前后试件凹坑最大应力分别增大到1542.36 MPa和1124.37 MPa，强化后比强化前试件应力减小了30.22%，说明压应力对裂纹的萌生有明显的延缓作用。残余压应力的引入是激光冲击强化提高打伤试件疲劳强度的主要原因之一。

激光成形修复钛合金构件存在修复区晶粒粗大和残余拉应力，以及不同区域间组织及性能不均匀的问题，导致修复构件的疲劳性能明显降低。本文采用激光冲击强化技术，对激光熔覆修复试件进行了表面强化，研究了激光冲击对其疲劳强度的影响，并从残余应力和微观组织等方面分析了激光冲击提高熔覆试件疲劳强度的原因。结果表明，钛合金基体试件的疲劳强度为401 MPa，激光熔覆试件的疲劳强度为365 MPa，下降了9％；激光冲击强化后，熔覆试件的疲劳强度达到了450.80 MPa，相比基体提高了23.5%。激光冲击强化在试件表层引入了数百兆帕的残余压应力，影响层深度可达430 μm，同时可使修复区的组织和性能变得均匀，从而提高了修复试件的疲劳抗力。

由于高体分铝基复合材料应用在空间遥感器的结构设计中可能会存在疲劳问题， 对高体分SiCp /Al复合材料的疲劳破坏行为进行了研究。首先，介绍了疲劳试验方法，确定采用常规 试验方法来研究高体分铝基复合材料的疲劳强度，并对疲劳试验进行了规划。然后通过用三参数幂 函数模型处理实验数据获取了S-N曲线中关键参数的数学模型，提出了振动试验中的振动频率选取方法。 最后利用振动试验台对5个疲劳试件进行了试验，并用三参数幂函数模型对观测值进行了拟合。结果 表明，高体分SiCp /Al复合材料的疲劳强度为161 MPa。该研究结果能够有效地指导航天遥感器的结构设计工作。

用CO2激光对40CrNiMo高强度钢表面进行淬火强化处理，进行了拉拉疲劳对比试验，采用Locati法求出激光淬火前后试样的疲劳极限。通过电子扫描显微镜观察了疲劳断口形貌，分析了激光淬火对40CrNiMo疲劳强度的影响机理。结果表明，激光淬火后试样表面形成强化层、马氏体和残余压应力，使40CrNiMo疲劳强度明显增加，由调质处理时的626 MPa提高到715 MPa，疲劳强度提高了14.2%。调质处理试样疲劳裂纹源萌生在试样表层，而激光淬火后试样疲劳裂纹源萌生于试样次表层，其扩展至断裂的过程较为缓慢。晶粒细化和残余压应力是疲劳强度提高的主要机制。

激光冲击强化(LSP)可以显著提高铸造镍基高温合金K417的抗疲劳强度。为提高K417在高温下的抗氧化和燃气腐蚀性能必须进行渗铝处理，研究了渗铝对K417激光冲击强化效果的影响。由残余应力在900 ℃保温的变化分析表明，虽然冲击后产生的残余压应力在高温下会部分释放，但是根据振动疲劳试验，激光冲击强化后材料疲劳强度为285.5 MPa，再渗铝后疲劳强度提高到339.5 MPa。结果表明，渗铝和激光冲击强化工艺可同时使用。

对00Cr12合金耐热钢选用合适的参数进行激光冲击强化(LSP),并对其疲劳极限进行了快速测定。探讨和分析了激光冲击前后00Cr12合金表层残余应力与微观组织的变化对其疲劳寿命的影响。试验结果表明,激光冲击诱使材料表面产生了弹塑性形变,从而在表层产生了残余压应力与高密度位错,有效地提高了疲劳寿命。00Cr12合金试样经激光冲击强化后,寿命是未处理的1.6倍。所选用的Locati阶梯式疲劳试验方法与传统的升降法所得到的结果相比,相对误差较小,可快速地为机械的疲劳设计提供可靠的数据。