经过几十年的研究与开发，T1-6Al-4V（TC4）钛合金已是目前世界各国航空工业中使用最广泛的一种钛合金，但随着航空运输业的不断发展，特别是新型民用涡扇支线飞机的出现，使我国TC4钛合金面临冶金技术相对落后，性能数据特别是疲劳性能数据不全的问题。因此有必要对TC4钛合金进行再深入的研究，以满足涡扇支线飞机选材和民用飞机适航审查的要求。 本文采用室温拉伸、室温压缩、疲劳裂纹扩展以及晶间腐蚀等试验和金相组织观察、断口扫描等分析方法，在对HZTC4钛合金常规力学性能和金相组织研究的基础上，主要对其细节疲劳强度截止值DFRcutoff、疲劳裂纹扩展速率da/dN等性能进行了分析和研究，研究结果如下： HZTC4钛合金金相组织是由α、β层片以及晶界α相组成的粗大片状组织，组织比较致密，但晶粒十分粗大，晶粒度等级高达-1级。 HZTC4钛合金的拉伸和压缩试验结果显示：其拉伸力学性能指标虽符合我国国家军用标准《钛及钛合金熔模精密铸件规范（GJB2896-1997）》的要求，但其力学性能值分散度较大。而与拉伸试验结果相比，HZTC4钛合金压缩力学性能指标的分散度要小得多，相对误差最大仅为4．1%。 通过对HZTC4钛合金拉伸和压缩试样断口的扫描电镜观察，发现其拉伸试样的宏观断口没有明显的塑性变形，属于准解理断裂。裂纹起源于板形试样的心部；放射区以准解理断裂为主，在最后瞬断区可见少量的二次裂纹和较浅的韧窝。而HZTC4钛合金的压缩宏观断口有明显的撕裂痕迹，断面倾斜成45°角，具有切断的特征。而其微观断口形貌呈现准解理断裂的特征，放射区以解理台阶以及河流花样为主，同时还可以看到大二次裂纹，最后瞬断区可见较浅的剪切韧窝。 介绍了DFR法的相关概念及理论依据、试验数据的结构疲劳可靠性寿命处理方法，并采用双点法和单点法测定了HZTC4钛合金的细节疲劳额定强度截止值DFRcutoff，试验结果准确有效，可为新型涡扇支线飞机的各种构件的疲劳设计和寿命评估提供数据支持。 疲劳裂纹扩展速率试验结果表明，当应力比R>0时，HZTC4钛合金疲劳裂纹扩展门槛值△Kth随R的增大而线性减小；拟合出的不同应力比下的裂纹扩展速率da/dN和应力强度因子幅△K之间的关系曲线表明，在给定的AK下，da/dN随着R的增大而增加，符合Zheng-Hirt公式。同时，本文还获得了HZTC4钛合金的疲劳裂纹扩展速率的Paris公式和Warkor公式的具体表达式。 金相显微镜和扫描电子显微镜对HZTC4钛合金疲劳裂纹扩展机理研究表明，在片状（α+β）组织中，疲劳裂纹既平行于片层沿束域边界扩展，又垂直或成一定角度切断片层向前扩展，扩展路径比较曲折；同时，在扩展过程中有二次裂纹的产生，形成的支裂纹以与主裂纹相似的方式继续向前扩展，支裂纹扩展一段距离后，又合并形成主裂纹向前扩展。疲劳裂纹扩展区主要是以微区解理断裂和以疲劳条带扩展机制为主，瞬时破断区可观察到撕裂棱和浅显的韧窝。 通过不同腐蚀介质下HZTC4钛合金的晶间腐蚀行为研究，结果显示HZTC4钛合金具有良好的抗晶间腐蚀的能力。