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研究了1000次热冲击疲劳循环对某型航空发动机单晶高温合金涡轮叶片损伤行为的影响。结果发现，在叶片尾缘排气窗间隔墙与叶片盆侧过渡的转角处形成热疲劳裂纹，裂纹长度较小。通过对叶片不同位置γ′相的显微观察和定量表征发现，叶片尾缘部分γ′相形貌退化较为明显，其余γ′相尚未发生明显退化，仍保持规则的立方状，表明1000次热冲击疲劳循环对叶片的抗冷热性能影响较小。