航天航空发动机是现代飞机的动力系统,也是最为核心的组件之一,其性能很大程度决定了飞机的动力,安全性和经济性。而涡轮盘是现代飞机发动机内部最核心的零部件之一,涡轮盘通过榫槽结构与叶片直接相连。航空发动机涡轮盘榫接部位长期处于离心载荷、热载荷和振动载荷交互作用的工作环境中,其疲劳寿命和可靠性问题是航空发动机适航设计的较为薄弱的环节。涡轮盘长期工作在高温（500～800℃）高压（500MPa）高转速（5000～20000r/min）的工作环境中,由于外物打击或者疲劳断裂引起的飞机故障时有发生,这就要求在恶劣的服役环境中提高涡轮盘的可靠性和安全使用寿命。涡轮盘的榫槽部位与叶片直接接触,因而易发生应力集中导致出现微裂纹,从而发生疲劳断裂,因此需要对其进行特殊强化处理。激光冲击强化通过改善材料内部组织从而达到改善材料性能的目的。本文以涡轮盘常用材料GH4720Li镍基高温合金制备的试样件作为研究对象,通过对其开展激光冲击强化试验,探究不同工艺参数对力学性能和拉伸性能的影响,为GH4720Li涡轮盘激光冲击强化提供较为合适的方案。（1）激光冲击强化提高金属材料力学性能主要通过改善内部组织结构和提高残余应力。但是在实际应用中,由于工作环境温度较高会引起的残余应力热松弛,这需要验证激光冲击强化在高温部件中能否应用。首先分析了残余应力对疲劳寿命的影响,然后建立残余应力热松弛模型,分析残余应力热松弛的影响因素。（2）以涡轮盘常用材料GH4720Li镍基高温合金制备的试样件为研究对象,用LP100-510激光冲击强化成套系统进行激光冲击强化实验,研究激光冲击强化工艺参数对力学性能的影响。主要研究了不同激光能量（4、4.5、5、5.5J）,不同冲击次数（1、2、3次）对GH4720Li高温合金试样件表面残余应力、表面形貌和粗糙度、硬度的影响,并对这些参数的热稳定性进行了研究。研究结果表明GH4720Li经过激光冲击强化,硬度、表面残余应力、粗糙度、表面凹坑深度均有明显增大,这说明激光冲击强化对GH4720Li高温合金作用效果明显。经过600℃/2h高温保持后,表面残余应力发生了明显的热松弛,这与第二章分析相符,但是松弛后的残余应力值还是远大于激光冲击强化前残余应力值,这说明高温保持后会导致激光冲击强化诱导产生的残余应力部分松弛。600℃/2h高温保持后,硬度、粗糙度、表面凹坑深度基本上没有变化。随着激光能量的增加或者冲击次数的增加,表面残余应力、硬度、粗糙度也会随之增加。（3）以GH4720Li镍基高温合金拉伸试样件为研究对象,分别研究不同激光能量、不同冲击次数、单双面冲击对GH4720Li高温合金拉伸试样件拉伸性能的影响,并对拉伸性能的热稳定性进行了研究,最后对断口的表面形貌进行了观测,分析其断裂机制。研究结果表明,激光冲击强化能够有效提高GH4720Li高温合金的拉伸性能,使GH4720Li拉伸试样件的屈服强度、抗拉强度明显增大,伸长率减小。且激光能量越大,冲击次数越多,伸长率越小,屈服强度和抗拉强度越大。双面冲击比单面冲击更有效地提高拉伸试样件的屈服强度和抗拉强度。600℃/2h高温保持后,屈服强度和抗拉强度都有所减小,但是相对于激光冲击强化前还是有所增大。GH4720Li高温合金拉伸试样件的断口呈现韧性断裂的特征,激光冲击强化前韧窝密度较小,且中间存在较大的撕裂棱,且空洞深度较深,而激光冲击强化后,微孔空洞深度明显减少,深度变浅,且韧窝密度增加,韧窝明显变浅变小,大尺寸韧窝周围分布着较小尺寸的韧窝。高温保持后,韧窝分布的密集程度相对有所降低,但是对于激光冲击强化前还是有较大的提升。在3次冲击之后,内部组织得到了较大改善,韧窝密度明显增大,这说明增加冲击次数能够有效提高其拉伸性能。