冷金属过渡（Cold Metal Transfer,CMT）作为一种无焊渣飞溅的新型焊接工艺技术,可极大地限制焊接热输入,弱化了对界面组织的影响,在修复中具有广泛的应用前景。GH4169合金在航空发动机中应用广泛,针对GH4169合金零件的修复一直是航空发动机维护关注的重要问题。与传统弧焊修复和激光熔覆修复相比,CMT电弧增材修复方法具有较大修复效率,且对热输入的严格控制更有利于金属基体结构组织和性能的保持,修复后的零件具有较好的组织和力学性能均匀性。针对损伤零件高效率和高性能修复问题,采用热输入低的CMT电弧增材修复方法实现了GH4169合金试样的快速修复。对修复试样采用不同的热处理制度以改善修复区和界面区的力学性能,采用光学显微镜OM和扫描电子显微镜SEM观察热处理前后试样的组织形貌,采用硬度计和拉伸试验机测试试样的显微硬度以及拉伸性能,最后通过疲劳裂纹扩展速率试验分析了修复试样各个区域的疲劳性能及失效方式。论文主要得到以下结论。CMT增材修复GH4169合金试样组织大致可分为修复区、半熔化区、热影响区和基材区等四个区域,其中热影响区宽度约为200μm,修复区为典型的外延生长柱状晶形貌,且树枝晶的生长方向随着层高逐渐趋于垂直修复表面。对修复试样分别进行热处理,S-HSA试样修复区长条状Laves相溶解,保留较多的小尺寸Laves相;熔合线附近的半熔化区析出较多δ相,热影响区晶界处析出一定数量的短针状δ相。HSA-DA试样修复区枝晶结构和Laves相形貌未发生明显变化,热影响区无δ相析出,经过热处理后两组试样基材组织形貌无明显区别。热处理后试样修复区硬度获得大幅提升,S-HSA试样修复区硬度平均值略低于基材,达到了445HV;HSA-DA试样修复区硬度平均值为457HV,与基材硬度值相当,两组试样的热影响区硬度均低于修复区。HSA-DA试样抗拉强度1271MPa,伸长率13%,断裂位置为修复区;S-HSA试样抗拉强度1218MPa,伸长率25%,断裂位置为修复区,断口发现大量韧窝,且韧窝底部均存在硬质相颗粒,两组试样断裂方式均为韧性断裂。S-HSA试样由于修复区大尺寸Laves相溶解以及δ相的析出占用了Nb元素,降低了γ″强化相的析出量,因此强度和硬度均略低于HSA-DA试样,但伸长率出现大幅提高,极大地改善了零件的变形协调能力。通过疲劳裂纹扩展速率试验发现预制裂纹位于修复区和熔合线附近时,裂纹发生跨区域扩展仅发生于HSA-DA试样中。S-HSA试样由于修复区脆硬的Laves相尺寸较小不利于裂纹的快速扩展且熔合线附近析出了δ相对裂纹产生钉扎作用,因此表现出较好的疲劳性能;而HSA-DA试样修复区脆性Laves相体积较大,裂纹容易以Laves相为通道进行扩展,界面区晶粒尺寸较大且无大颗粒强化相析出,因此疲劳性能较差。垂直于熔合线进行疲劳裂纹扩展速率试验时发现HSA-DA试样的裂纹扩展速率明显高于S-HSA试样。疲劳断口观察发现Laves相会“引导”裂纹的扩展,在热影响区附近疲劳裂纹以沿晶界扩展为主,HSA热处理消除了修复区长条状Laves相,削弱了裂纹的快速传播,熔合线附近的δ相阻碍了裂纹的扩展,进而表现出更佳的疲劳性能。