自1975年Pearson明确提出小裂纹问题以及航空航天技术的发展,人们对发动机关键部件的设计方法提出了更高的要求。传统的断裂力学理论不能满足损伤容限设计要求的精确度,相似性概念也不在适用于小裂纹阶段。但已有一定量的研究表明小裂纹萌生和扩展阶段占据试样疲劳寿命的绝大部分。因此,深入了解小裂纹的萌生和扩展行为及其影响因素具有重大意义。本文研究材料为涡轮盘用国产化镍基合金GH4169,通过改变材料的热处理制度和预制不同的初始三维缺陷,来研究其对GH4169合金疲劳的小裂纹萌生和扩展行为的影响,主要的内容和结论如下：(1)采用4种不同的热处理制度改变晶粒尺寸和晶界强化相形貌,分析了GH4169合金的微观组织受热处理影响的变化规律,进而对GH4169合金力学性能的影响。(2)GH4169合金试样在650℃下,无论微观组织结构怎样变化,小裂纹扩展阶段向长裂纹扩展阶段转变所对应的裂纹长度,均对应该微观组织下十个平均晶粒尺寸。小裂纹萌生和扩展阶段所占寿命比随着晶粒尺寸增加由90%降至50%-60%。(3)GH4169合金试样的室温疲劳寿命受初始缺陷长度尺寸变化的影响最大,长度尺寸增加寿命降低。初始缺陷长宽比近似为1的时候,试样疲劳寿命会显著增加。在初始缺陷长宽比相近的情况下,深度越深,试样疲劳寿命越短。