针对新一代航空发动机涡轮盘用超低C，N含量的变形高温合金GH4065A，系统表征和定量统计了合金的夹杂物组织。对细晶态和粗晶态试样开展了400 ℃和650 ℃不同载荷水平下的疲劳实验。通过对疲劳断裂源组织进行表征分析，研究了合金的疲劳断裂机制。结果表明，合金的夹杂物主要为氮化物。在细晶组织状态下，高温疲劳断裂机制为氮化物（单独和团簇态）起始断裂。高应变幅载荷下（≥0.9%），断裂源主要为试样表面氮化物，极少情况为表面硼化物和氧化物（Al₂O₃和MgSiO₃），且只有Al₂O₃导致合金过早疲劳断裂；低应变幅载荷下（<0.9%），断裂源为氮化物-解理面型，均在试样近表面/内部。两种不同的断裂方式分别导致高应变幅载荷下400 ℃疲劳寿命高于650 ℃疲劳寿命，低应变幅载荷下反之。统计发现，引起疲劳断裂的所有氮化物的尺寸全部达到/超过细晶组织平均晶粒尺寸。在粗晶组织状态下，400 ℃下疲劳断裂机制为准解理起始断裂。晶粒尺寸的增加极大降低了可能诱发疲劳开裂的夹杂物的有效数量，滑移诱发的解理断裂成为主导断裂机制。

为研究渗铝涂层对DD6合金表面完整性和旋转弯曲高周疲劳性能的影响，采用化学气相沉积（CVD）方法在标准热处理的DD6合金疲劳试样上渗铝，采用扫描电镜（SEM）和能谱仪（EDS）分析了渗铝涂层后DD6合金试样横截面组织形貌及元素分布情况，然后分别测试未涂层和涂层后试样760 ℃与980 ℃的旋转弯曲高周疲劳性能。结果表明：渗铝涂层后试样表层区域主要分为内外两层，外层主要由β-NiAl 相组成，内层为扩散层，含有较多固溶强化元素。渗铝涂层会略微降低合金760 ℃和980 ℃的旋转弯曲高周疲劳性能，但对高应力幅区的疲劳寿命影响较大，对低应力幅区的疲劳寿命影响较小。表面粗糙度差异、氧化损伤和元素互扩散等因素耦合作用是导致未涂层和涂层试样疲劳寿命差异的本质原因。

热等静压工艺是常见的粉末Ti₂AlNb合金制备方法，为深入研究制粉工艺等因素对粉末Ti₂AlNb合金组织性能的影响，分别采用等离子旋转电极雾化法和无坩埚感应熔炼超声气体雾化法制备Ti₂AlNb洁净预合金粉末，并对2种工艺制备的预合金粉末以及二者的混合粉末进行表征。通过热等静压工艺制备Ti₂AlNb合金，研究制粉工艺、包套泄漏形成的孔隙缺陷及夹杂物对Ti₂AlNb合金显微组织与力学性能的影响，并采用优化的工艺进行多种Ti₂AlNb粉末合金构件的成形。实验结果表明：制粉工艺会影响粉末合金的持久性能，包套泄漏引起的孔隙缺陷会显著降低粉末Ti₂AlNb合金的力学性能，夹杂物会显著影响粉末合金室温拉伸性能的一致性与稳定性。