压气机是航空发动机的重要组成部分。在飞机运行过程中,由于气流分布不均匀、不稳定等原因,将引起压气机叶轮叶片周期性的激振,使得叶轮叶片在运行过程中承受高频率、低应力、小应变的交变载荷。由于航空发动机的服役寿命在2000小时左右,压气机叶轮叶片所承受的交变载荷必然会超过10~9周次,从而进入超高周疲劳阶段。此外,叶轮通常是采用整体加工的方法制成的,单个叶轮叶片发生疲劳损伤往往会导致整个整体叶轮的报废。因此,探究叶轮材料的超高周疲劳性能及再制造工艺极有必要。本文采用超声疲劳试验系统对航空发动机压气机材料2A60铝合金试样进行超高周疲劳试验,通过S-N曲线、断口形貌,分析其超高周疲劳特性。同时,采用激光焊接和激光冲击的方法制作出再制造后的超高周疲劳试样,进行超高周疲劳试验。并分别从S-N曲线、残余应力及粗糙度等多个方面对比探究再制造技术对其超高周疲劳性能的影响。最终研究结果表明:(1)激光焊接修复后的2A60铝合金超高周疲劳性能较基材大大降低,其S-N曲线为持续下降型,且不存在疲劳极限。结合状态不好的试样疲劳寿命不会超过3×10~6,结合状态良好的试样其超高周疲劳寿命较基材降低了35%以上,但断口形貌仍与基材相似。(2)激光焊接过程在试样表面引入了接近200 MPa的残余拉应力,且残余拉应力随着深度的增加逐渐减小。试样表面的残余拉应力对试样的超高周疲劳性能非常不利,会使得试样表面的疲劳门槛值降低,从而使疲劳裂纹提前在试样表面出现。(3)激光冲击可以改善激光焊接对2A60铝合金试样疲劳性能的负面影响。激光冲击后的试样能进入高周疲劳阶段的最大应力值由焊接后的140 MPa提高到160MPa。但激光冲击后试样的S-N曲线仍属于持续下降型,不存在疲劳极限,与基材的疲劳性能仍存有一定差距。(4)激光冲击在2A60铝合金表面引入了近500 MPa的残余压应力。这些残余压应力能降低外加交变载荷中的拉应力,降低外加载荷的平均应力水平,提高裂纹萌生门槛值,降低裂纹萌生和扩展的速度,这是激光冲击改善铝合金试样疲劳性能的主要原因。此外,激光冲击后试样表面粗糙度由0.928μm降为0.822μm,光滑的试样表面疲劳门槛值更高,这是激光冲击改善铝合金疲劳性能的另一原因。