本文針對(duì)航空航天熱端部件關(guān)鍵材料GH4169鎳基高溫合金，在高溫（650℃）與過載耦合作用下的疲勞裂紋擴(kuò)展行為展開系統(tǒng)研究。作者采用基于雙棱鏡的單鏡頭三維數(shù)字圖像相關(guān)系統(tǒng)，結(jié)合凱爾測(cè)控的高精度電磁式動(dòng)態(tài)力學(xué)試驗(yàn)系統(tǒng)，開發(fā)了一種新的圖像與疲勞載荷同步匹配方法，并提出一種結(jié)合增量多項(xiàng)式與割線法的混合策略，顯著提高了疲勞裂紋擴(kuò)展速率的計(jì)算精度。通過引入裂紋張開比這一新參數(shù)，系統(tǒng)分析了不同應(yīng)力比（R=0.1與R=0.5）下裂紋閉合效應(yīng)的變化規(guī)律。

     研究結(jié)果表明，在較低應(yīng)力比（R=0.1）條件下，疲勞裂紋擴(kuò)展速率更高，且過載引起的延遲效應(yīng)更為顯著；裂紋閉合效應(yīng)在R=0.1時(shí)明顯存在，而在R=0.5時(shí)幾乎消失。此外，單峰過載施加后，裂紋閉合效應(yīng)在初始階段被顯著抑制，但隨著裂紋穿過過載誘導(dǎo)的塑性區(qū)，其影響逐漸恢復(fù)至過載前水平。

    展示了本研究所采用的高溫疲勞測(cè)試系統(tǒng)整體布局，凱爾測(cè)控的電磁式動(dòng)態(tài)力學(xué)試驗(yàn)系統(tǒng)為核心加載設(shè)備，配合定制高溫爐及雙棱鏡單鏡頭三維數(shù)字圖像采集裝置，構(gòu)建了完整的高溫疲勞測(cè)試平臺(tái)。該系統(tǒng)在650℃高溫環(huán)境下實(shí)現(xiàn)了疲勞加載與全場(chǎng)變形測(cè)量的精確同步，為研究高溫下裂紋擴(kuò)展行為提供了可靠的實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。

    顯示的是通過BSL 3D DIC系統(tǒng)獲取的緊湊拉伸試樣圖像，試樣表面噴涂了耐高溫啞光白漆以形成隨機(jī)散斑，這一處理確保了在凱爾測(cè)控試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行精確載荷控制的同時(shí)，能夠獲得高質(zhì)量的DIC分析數(shù)據(jù)。

     分別給出了在應(yīng)力比R=0.1和R=0.5下，通過凱爾測(cè)控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的恒定幅值加載與單峰過載（過載比為1.7）條件下的循環(huán)載荷譜。載荷控制的精確性和穩(wěn)定性為研究不同載荷歷史對(duì)裂紋擴(kuò)展的影響提供了可靠保障。

     通過對(duì)比相鄰三個(gè)測(cè)量周期在最大載荷下的裂紋路徑圖像，展示了裂紋位置的識(shí)別過程。中間圖像為當(dāng)前周期裂紋形貌，上下分別為前后周期的裂紋形態(tài)，通過比較可準(zhǔn)確定位裂紋，為后續(xù)虛擬位移引伸計(jì)的布置提供依據(jù)。

     本研究通過凱爾測(cè)控電磁式動(dòng)態(tài)力學(xué)試驗(yàn)系統(tǒng)，深入揭示了GH4169鎳基高溫合金在650℃高溫條件下，不同應(yīng)力比與單峰過載對(duì)其疲勞裂紋擴(kuò)展行為的影響規(guī)律。實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性和精確性為理解鎳基高溫合金在服役條件下的疲勞損傷機(jī)制提供了重要的技術(shù)支撐。