航空发动机涡轮盘需在高温、高压、重载工况下工作，因而对其选材提出了很高的要求。镍基高温合金GH4133B因其高强度、良好的持久性和疲劳性能，成为制造航空发动机涡轮盘的首选材料。涡轮盘的失效形式主要表现为疲劳断裂。在服役过程中，涡轮盘疲劳寿命主要消耗在疲劳裂纹萌生与短裂纹扩展阶段，因而疲劳裂纹萌生与短裂纹扩展研究就成为涡轮盘损伤容限设计的关键和基础。本文以航空发动机涡轮盘用GH4133B合金为研究对象，开展室温大气环境中不同应力比条件下的疲劳裂纹萌生和短裂纹扩展试验，并利用扫描电子显微镜对合金试样断口进行微观形貌分析，探讨疲劳裂纹萌生、短裂纹扩展以及短裂纹向长裂纹扩展的微观机理，得到以下结论：1.利用OLYMPUS BX51M光学显微镜，考察不同应力比条件下试样表面的裂纹萌生与短裂纹扩展规律。结果表明，疲劳裂纹在缺口前缘驻留滑移带处萌生，早期短裂纹沿滑移带扩展。短裂纹扩展阶段存在裂纹分岔与微裂纹串接汇合现象，疲劳试验数据分散性大，短裂纹扩展速率呈现出加速减速波动扩展的规律。对于光滑圆形缺口CT试样，疲劳寿命主要消耗在裂纹萌生与短裂纹扩展阶段，长裂纹扩展寿命占疲劳总寿命的比例较小。2.选择有效应力强度因子范围Δ Keff作为疲劳短裂纹扩展行为的控制参量，构建疲劳短裂纹扩展速率方程，并对不同应力比条件下的疲劳短裂纹扩展试验数据进行非线性回归分析。结果表明，应用Δ Keff表征的疲劳短裂纹扩展速率方程，可以较好地描述GH4133B合金疲劳短裂纹扩展阶段，疲劳裂纹扩展速率随循环周次增加先减速后加速扩展的行为。疲劳短裂纹扩展的特性行为，主要出现在应力比R较低的情况下，随应力比的增大，短裂纹扩展特性减弱。恒定应力比条件下，裂纹闭合效应随最大载荷值的增大而减小，因而短裂纹扩展特性出现得越迟。3.采用拟谐波函数分析方法，构建短裂纹向长裂纹扩展过渡阶段裂纹扩展速率方程。利用拟谐波裂纹扩展速率方程，对不同应力比条件下的疲劳裂纹扩展试验数据进行非线性回归分析。结果显示理论预测曲线与试验数据基本吻合，表明构建的拟谐波裂纹扩展速率方程，可以较好地描述短裂纹向长裂纹扩展过程中，裂纹扩展速率随疲劳周次增加而加速减速波动扩展的行为。与短裂纹扩展特性相比，在疲劳短裂纹向长裂纹过渡阶段，裂纹扩展速率虽有波动，但是速率波动幅度不大。恒定应力比条件下，随着最大载荷的增加，裂纹扩展速率对裂纹尖端闭合效应以及材料微观结构的敏感性下降，因而在短裂纹向长裂纹扩展过渡阶段，GH4133B合金表现出较高的裂纹扩展速率，且速率的波动幅度较小。4.采用JSM-6360型扫描电子显微镜，对不同应力比条件下GH4133B合金圆形缺口试样疲劳裂纹萌生与短裂纹扩展试验试样疲劳断裂表面进行分析，重点考察疲劳源区、疲劳短裂纹扩展区、疲劳短裂纹向长裂纹过渡区的微观断口形貌。结果发现，疲劳裂纹主要在碳化物夹杂或富镍二相夹杂处萌生。在疲劳短裂纹扩展区，解理台阶上存在的早期疲劳条带以及解理台阶附近存在的二次裂纹，可在一定程度上减缓疲劳短裂纹的扩展速率。在短裂纹向长裂纹扩展区，由于裂纹尖端受合金材料微观结构以及裂纹闭合效应影响较大，裂纹尖端局部塑性滑移变形受到较大的阻力，因而在合金断裂表面上可以观察到孪晶带。这就从微观形貌分析角度，揭示了GH4133B合金短裂纹扩展初期速率较高，而后随疲劳周次增加其速率逐渐下降的短裂纹扩展规律，以及在短裂纹向长裂纹扩展区，疲劳裂纹在较低的裂纹扩展速率下加速减速波动向前扩展的物理机制。