航空发动机中以粉末高温合金代替铸、锻合金。在实际的航空发动机服役条件下,热端部件涡轮盘轮缘的工作温度在650℃到700℃,服役环境较为恶劣,而建立准确的裂纹扩展模型是粉末盘损伤容限设计准则的基本要求之一。本文针对某种新型镍基粉末高温合金模拟双性能盘进行高温裂纹扩展试验,研究温度、载荷比和保载时间等因素对裂纹扩展行为的影响,对裂纹扩展率进行建模并评估。主要工作和结论如下:(1)根据该镍基粉末合金双性能模拟盘实际尺寸设计合理的裂纹扩展试件,规划试验方案,进行高温裂纹扩展试验并对试验结果讨论分析。结果表明:晶粒尺寸相近时,一次γ’相对裂纹扩展行为影响较大。晶粒尺寸差距较大时,对裂纹扩展率影响作用大,随着裂纹扩展率增大,尺寸效应减弱。在温度较低时,550℃扩展模式为单一穿晶扩展,扩展率低,600℃及以上为穿晶-沿晶扩展模式,温度越高,沿晶扩展所占比例越大,裂纹扩展率越高。保载时间对比结果表明,保载时间较短,氧化作用弱,主要为穿晶扩展,存在大量疲劳条带,而保载时间增加,沿晶扩展比例增加。(2)分别利用双曲正弦模型、Paris模型、Forman模型对高温裂纹扩展数据进行建模,并对模型进行评估。结果表明:双曲正弦模型、Paris模型、Forman模型高温疲劳裂纹扩展具有很好的表征能力。利用内插双曲正弦模型对分别对温度T和应力比R进行内插和外推模型预测,结果表明,相同的扩展机理时,内插双曲正弦模型的裂纹扩展率曲线具有很高的精度;而裂纹扩展模式改变,内插双曲模型描述能力较差。对三种模型评估结果表明,Paris模型具有较高的高温疲劳裂纹扩展寿命表征能力,预测结果均在2倍分散带以内;而Forman模型最差。双曲正弦模型与双Paris模型对比,双曲正弦模型对高温蠕变裂纹扩展的描述能力强,分散性更小。直接叠加模型所得高温蠕变-疲劳裂纹扩展率远大于试验值。修正Saxena模型将时间相关的裂纹扩展率权重降低,与高温蠕变-疲劳试验数据较为吻合。(3)针对试验中出现的裂纹扩展“隧道效应”,对CT试件的侧槽优化设计并进行对比试验验证。结果表明:最优侧槽形状为采用3参数表征的V型侧槽。试验表明,优化侧槽形状可以有效减小裂纹长度沿厚度方向的方差。