航空發(fā)動機的熱端部件受交變機械載荷和交變溫度載荷的疊加作用，產(chǎn)生的損傷使其疲勞壽命嚴(yán)重降低[1~9] GH4169是應(yīng)用最廣的熱端部件材料，研究其熱機械疲勞行為，對設(shè)計部件的結(jié)構(gòu)和預(yù)測其壽命都極為重要 Evans等[10]研究了IN718的同相位和反相位的熱機械疲勞，在R=0(應(yīng)變比)和R=-∞條件下研究了這種材料的熱機械疲勞壽命和應(yīng)變幅的關(guān)系 Jacobsson等[11]也進(jìn)行了IN718多個應(yīng)變比的同相位及反相位熱機械疲勞實驗，研究裂紋擴展并分析了疲勞斷口 Johan J等對IN718進(jìn)行熱機械疲勞實驗，研究了保持時間對裂紋擴展的影響[12, 13] 德國弗賴堡弗勞恩霍夫材料力學(xué)研究院也進(jìn)行了IN718的熱機械疲勞實驗，發(fā)現(xiàn)低應(yīng)變速率導(dǎo)致較高的裂紋擴展速率 隨著實驗設(shè)備的更新和實驗水平的提高，中國學(xué)者也開始了材料的熱機械疲勞實驗研究[14~19] 但是，對GH4169合金的研究只限于改進(jìn)制作工藝和討論高溫低周疲勞性能，缺少熱機械疲勞實驗數(shù)據(jù) 鑒于此，本文對GH4169合金進(jìn)行不同溫度區(qū)間的機械疲勞實驗，研究相位、溫度、應(yīng)變速率等因素對其熱機械疲勞特性的影響 1 實驗方法 實驗用材料為GH4169合金，化學(xué)成分列于表1 將其鑄造成型后進(jìn)行固溶和時效處理(熱處理制度A，1050℃固溶15 min，水冷+725℃時效15 h，空冷) 根據(jù)實驗機的情況設(shè)計疲勞試件，試件滿足《金屬材料疲勞實驗軸向應(yīng)變控制方法》(GB/T 26077-2010)的要求，其尺寸在圖1中給出 Table 1 表1 表1GH4169合金的化學(xué)成分 Table 1Chemical composition of GH4169 alloy (mass fraction, %) C Cr Mo Al Ti Nb Fe Si B P Mn S Ni 0.03 18.92 3.3