机械零件最常见的失效形式是疲劳断裂,疲劳断裂也是航空发动机叶片常见的失效形式,且现代社会对飞机的飞行性能有很高的要求,这需要航空发动机提高其推力和推重比,因此对叶片等薄壁零件提出了包括疲劳寿命在内的更高的使役要求。疲劳裂纹多起源于零件表面,而表面强化处理技术可有效提高零件疲劳寿命,提高零件的使役性能。激光冲击强化技术（Lasershockprocessing,LSP）技术是最新且高效的表面强化技术,使工件表面发生超高应变率塑性形变,引入残余压应力（大小可控）、晶粒细化层（厚度可控）,使金属材料的综合力学性能得到提升,从而抑制材料表面疲劳裂纹的萌生和发展。高温激光冲击强化（Warm laser shock peening/processing,WLSP）是在LSP技术基础上引入了高温的条件,相较于常温强化,WLSP的强化效果更优。研究材料在温控激光冲击强化下的性能变化研究具有重大的研究意义和应用价值。本论文以激光冲击强化的理论原理为依托,结合高温流变应力和动态应变时效对高温激光冲击强化的强化原理及可能出现的结果进行理论分析认证;以涡扇发动机叶片常用的GH4169镍基高温合金薄壁试样为研究对象,温控激光冲击强化技术为手段,设计合理的实验方案,通过分析强化后试样显微硬度、表层显微组织、表面形貌、表面残余应力和疲劳寿命、疲劳断口形貌的变化,并结合理论分析温控激光冲击强化对GH4169合金的组织性能的影响机制和规律,得出如下结论:（1）高温激光冲击强化结合了冲击波力学效应和高温热驱动的联合作用,其强化效果要优于常温激光冲击强化,在所选参数中的优配合为（5J,4次,300℃）;材料在强化后的塑性变形幅度和位错增殖密度增大程度与冲击参数之间呈现正相关,三个参数对强化效果的影响程度不同:冲击能量>冲击次数>冲击温度,其中冲击能量和冲击次数属于冲击波力学效应的两方面,温度在强化过程中起辅助作用。（2）高温强化使的试样表层显微组织出现了高密度的位错缠结,在300℃环境下用5J能量冲击4次后试样的TEM图像中可以观察到在富Nb元素偏析区的强化相周围出现了由位错的塞积、缠结与攀移导致的位错墙和位错胞等结构;利用白光干涉仪观测冲击区域的表面形貌可以发现:单点冲击凹坑周围出现环状的凸起可以通过搭接冲击的方式有效缓解;观察到了一种特殊的局部形貌,提出了硬质点突出理论,该硬质点突出常温强化下其相对高度随着冲击次数的增多而增大,影响范围反而变小,在高温环境下这种局部硬质点突出响应得到缓解消除。（3）在强化处理后疲劳试件的寿命得到了显著提升,其中常温下用3J能量4次冲击后试件的平均高周疲劳寿命比未冲击处理试件提高了 3.4倍,而6J能量单次冲击后疲劳试件的平均高周疲劳寿命提高了 4.6倍。观察疲劳断口形貌可以看到明显扩大的疲劳核心区和裂纹扩展区;强化后试件的疲劳裂纹出现位置并未在试件表面,而是向着试件内部移动;在双面冲击的作用下,疲劳瞬断区变得光整,韧窝形貌大量出现在裂纹扩展区和瞬断区交界处。