轮盘作为航空发动机的断裂关键件，不仅需要进行疲劳寿命设计，还需要进行损伤容限设计。涡轮盘工作温度高，影响其疲劳裂纹扩展行为的因素较多，裂纹扩展规律较为复杂。准确的高温裂纹扩展模型是涡轮盘损伤容限设计需要解决的关键问题之一。本文针对盘用镍基合金GH742，开展其高温裂纹扩展行为与模型研究，建立并验证了适用于该材料的高温裂纹扩展模型，初步研究了高温裂纹扩展寿命预测方法。主要工作与结论如下：（1）对国内外镍基合金高温裂纹扩展行为与模型的研究现状进行了文献综述。（2）开展了GH742在650℃下的疲劳、蠕变、蠕变疲劳以及简单谱载荷下的裂纹扩展试验，对其高温裂纹扩展断口形貌进行了显微观察。结果表明：高温疲劳载荷下，GH742以穿晶断裂为主，存在小范围沿晶断裂。高温持续载荷下，试样越厚，裂纹扩展率越大，裂纹扩展均为沿晶断裂。在等幅高温蠕变疲劳载荷下，裂纹扩展率随着保持时间的增加而增加，同时存在穿晶和沿晶断裂。（3）基于叠加原理建立了GH742合金的高温蠕变疲劳裂纹扩展模型。结果表明：简单的叠加疲劳与蠕变裂纹扩展模型不能准确地描述其蠕变疲劳裂纹扩展率，Saxena叠加模型可较好地描述试验结果。（4）研究了裂纹扩展增量积分方法对裂纹扩展寿命预测结果的影响。结果表明：计算循环裂纹扩展增量时，可不考虑循环内裂纹长度变化对应力强度因子的影响。（5）基于叠加原理建立的裂纹扩展模型可以较好地预测GH742在高温谱载荷条件下的裂纹扩展率。GH742标准CT试样在高温谱载荷下的裂纹扩展寿命预测结果在试验结果的2倍分散带之内。