镍基单晶高温合金具有良好的高温力学性能，广泛的应用于国内外先进航空发动机的热端结构部件。为了满足越来越高的涡轮前燃气进口温度，涡轮叶片不得不采用气膜冷却技术，但是冷却技术的引入破坏涡轮叶片的结构完整性，改变了气膜孔局部区域的应力应变场及表面状态。同时由于小孔径和密布排列导致的多孔干涉效应，使得气膜孔成为叶片失效断裂的多发部位，严重影响到了涡轮叶片的强度、寿命，成为航空发动机安全服役不得不考虑的一个重要因素。目前，对镍基单晶材料的力学性能及损伤机理已经取得了一定的研究成果，但对于镍基单晶气膜孔的力学性能研究仍处于空白阶段。因此对镍基单晶气膜孔开展高温力学试验和寿命预测方法研究具有十分重要的理论意义和工程应用价值。基于上述原因，本文主要进行了以下方面的研究工作：　　1.采用密布气膜孔的镍基单晶平板试样，进行了室温拉伸试验并对试样自由表面进行了滑移带的观测，分析了气膜孔孔边及孔与孔之间的滑移系开动情况，结合晶体塑性理论，进行了数值模拟预测，与试验观测结果进行了对比。结合预测结果及试验结果，根据晶体学分析了孔边裂纹成核原因及扩展的方向。　　2.进行了无孔及含气膜孔平板试件的高温蠕变试验，结合SEM图像分析，系统的研究了气膜孔高温蠕变断裂后孔边的微观演化规律。基于晶体滑移理论，建立了可以统一考虑单轴及多轴应力状态下的镍基单晶蠕变损伤模型，结合试验结果进行了考核验证。将有限元模拟结果和试验观测结果进行对比，分析了气膜孔蠕变断裂机制，裂纹成核过程及扩展方向，最后详细的分析了单晶合金的各向异性造成的不同晶体取向断口解理面的成因。　　3.对不同制孔工艺的气膜孔平板试样进行了高温蠕变试验（1100℃，160MPa及150MPa）。结合传统的节点应力法及连续损伤力学基本模型，对气膜孔孔周边的应力分布及演化规律进行了研究，提出一种新的“节点应力法”，并结合提出的蠕变损伤模型，对气膜孔试样进行了蠕变寿命预测。最后，对不同制孔工艺下的气膜孔高温蠕变试验结果进行了宏观及微观的分析，并在考虑再铸层及微裂纹等加工损伤下定义了再铸层引起的损伤公式，将其与本构模型中的损伤公式耦合，对不同制孔工艺下的气膜孔试样进行了蠕变寿命预测。　　4.对含不同气膜孔数量的平板试样进行了高温疲劳试验，并对断裂后的试样进行了SEM断口分析及裂纹扩展路径的分析，给出了含多个气膜孔试样在多孔干涉效应影响下的裂纹成核及孔边滑移迹线的分布。最后分析了由于加工造成的缺陷孔以及不同倾角（45°及60°）的气膜孔孔边应力分布损伤分布及其对疲劳寿命的影响。　　5.将失效寿命为临界距离和应力集中系数乘积的函数这一思想结合晶体塑性理论，提出了联合最大分切应力，最大分切应变的损伤参数代替SWT参数，结合Manson‐Coffin公式给出了气膜孔结构疲劳寿命预测的具体流程，利用有限元分析气膜孔周边的应力应变场，得出了气膜孔试样应力集中系数与临界距离的函数，对含不同数量气膜孔试样进行了高温疲劳寿命预测。