航空发动机的涡轮叶片长期工作在极端恶劣的环境下,叶片的持久寿命基本决定了航空发动机的服役时间。镍基单晶高温以其优异的抗蠕变,抗疲劳和抗氧化性能,成为目前航空发动机涡轮叶片的的首选材料之一。随着发动机涡轮前温度的逐步提高,高温蠕变造成的材料损伤成为影响叶片寿命的重要因素之一。镍基单晶高温合金的蠕变过程通常伴随着微观组织结构的筏化变形,即γ’相的定向粗化,筏化会同时导致γ相通道宽度增长,该参数可以作为镍基单晶高温合金蠕变寿命的重要判断依据。同时,航空发动机在服役过程中,由于非正常工况导致的涡轮前温度短时升高,会改变涡轮叶片的微观组织,进一步降低叶片服役寿命。本文以第二代镍基单晶高温合金CMSX-4为研究对象,设计开展了一系列试验分析,主要工作内容如下:（1）设计了一种变截面圆柱试样,该试样可以在一次蠕变试验中获得不同应力下材料的微观组织结构,并通过有限元仿真计算验证了其适用性。使用变截面试样进行多组高温蠕变试验,获得不同温度和应力下镍基单晶高温合金CMSX-4蠕变后的微观组织结构SEM图片。编写了一种用于测量镍基单晶高温合金微观组织参数的程序,并使用该程序采集SEM图片中γ相通道宽度。提出了一种根据微观结构参数对CMSX-4剩余蠕变寿命进行预测的方法,以试验结果为依据,对该方法的适用范围进行了限制,保证其预测精度在1.5分散带内。（2）通过超温蠕变试验研究了超温时刻对镍基单晶高温合金CMSX-4蠕变寿命的影响。试验结果表明,871℃/517MPa和950℃/300MPa条件下,在试验开始阶段超温100℃并持续15分钟,均会使超温后的蠕变曲线快速进入第三阶段,进而显著降低蠕变寿命。观察试样断口附近纵截面微观组织结构发现,近断口处的γ相通道宽度因断口颈缩而明显增大,在距离断口约5mm外γ相通道宽度基本保持一致。（3）逆向建模并通过数值仿真计算分析了镍基单晶高温合金叶片在常温下的应力分布情况。对比观察了叶片不同位置截面的微观组织结构特征,其筏化程度受工作温度影响较大,以筏化程度为判断标准,在这三个横截面之中,该叶片相对的危险部位在66%叶高靠近前缘的压力面附近。