随着资源短缺的加剧和价格的持续上涨,要求降低交通运输方面的能源消耗,在航空航天部门中应用高比强度材料显得尤为必要。Ti Zr基合金因其高的比强度及优异的耐蚀性能能够作为工程材料应用,工程材料在实际服役过程中必然会受到交变载荷的作用导致疲劳失效。据统计,金属结构件90%的机械失效为疲劳问题,了解使用材料的疲劳行为及疲劳断裂机理,最大限度的提高构件使用寿命至关重要。本文通过加工工艺控制合金的微观组织,研究TiZr基合金的疲劳行为,不仅具有实际应用价值,也可以为结构件的抗疲劳设计提供可靠的理论依据。通过改变热加工工艺获得T20Z合金的等轴组织并分析合金发生等轴化的机理。发现轧制前细小的组织和较低的变形温度有利于等轴组织的形成,在轧制过程中动态再结晶与界面分离是合金等轴化的主要机制,在轧制后退火时等轴晶不断长大。经过淬火后进行轧制退火获得的细小等轴组织屈服强度平均为1000MPa,抗拉强度为1073MPa,合金延伸率为20.18%,与锻后直接退火得到的组织相比,强度和延伸率分别提高了13.5%和124.9%。同时,等轴组织的获得也改变了T20Z合金组织单一的现状,为合金的组织多样化奠定了基础,可以根据工况要求合理控制合金微观组织。利用MTS电-液伺服疲劳试验机研究了片层组织T20Z在不同温度下的高周疲劳性能,结果表明室温下疲劳强度极限为775MPa,疲劳强度比为0.67,高于其他常用的金属材料。为方便工程应用拟合出的S-N曲线方程为:σmax=775+52444.13×（2N_f）^-0.519。-60¹00℃温度区间范围内,随着温度升高,疲劳寿命逐渐下降。对断口附近的位错结构进行观察并分析其疲劳机理,认为大量位错堆积在α/β界面α相一侧造成的应力集中是疲劳裂纹源形成的主要原因。研究了T20Z合金组织对高周疲劳性能及疲劳裂纹扩展行为的影响,发现等轴组织合金的疲劳极限为575MPa,低于片层组织的775MPa。当应力水平高于825MPa时,等轴组织的疲劳寿命比片层组织的疲劳寿命长,反之前者的疲劳寿命短于后者。在应力比为0.1和0.6时,等轴晶组织疲劳裂纹扩展速率均高于片层组织的裂纹扩展速率;对于同一种组织,高应力比下裂纹扩展速率更快。经过对上述结果的分析认为,在高应力水平下等轴组织具有较好的变形协调能力,疲劳裂纹形成寿命较片层组织长。系统研究了铸态Zr_41.2Ti_13.8Cu_12.5Ni₁₀Be_22.5非晶合金在拉-拉疲劳和三点弯曲疲劳试验模式下疲劳行为。拉-拉疲劳试验模式下的疲劳极限为630MPa,在三点弯曲模式下疲劳极限为225MPa,前者为后者的2.8倍。当应力水平高于675MPa,两种试验条件下的疲劳寿命几乎相同。经分析认为当应力水平高于675MPa,两种实验模式下裂纹源会在剪切带或缺陷处快速形成,试样总寿命由裂纹扩展寿命决定;在低应力水平下,裂纹源很难通多剪切带形成,往往会在试样中较弱的缺陷处形成,疲劳总寿命由缺陷含量决定。缺陷是影响非晶合金力学性能的重要因素,通过减小非晶合金尺寸降低缺陷含量,可以有效提高承载结构件的安全可靠性。