飞行器承力构件在实际服役过程中主要承受复杂变幅载荷作用，对其进行损伤容限分析与裂纹扩展寿命预测需要涉及变幅载荷下的疲劳裂纹扩展瞬态行为（包括迟滞与加速效应等）及其描述。超低间隙损伤容限型钛合金Ti-6Al-4V ELI具有强度高、耐蚀性好、耐热性高等优点，已在新一代飞行器主要承力构件中获得越来越广泛的应用。尽管目前对该材料的基本疲劳裂纹扩展行为已有一些报道，但对其变幅载荷下的裂纹扩展瞬态行为及其影响机制等尚缺乏系统深入的研究工作。本文主要针对典型疲劳过载下Ti-6Al-4V ELI合金的裂纹扩展行为及其影响机制等，开展宏细观相结合、试验与理论相结合的研究工作。因此，对于深入了解该型钛合金的损伤容限行为以及进一步发展可靠的随机疲劳裂纹扩展寿命预测方法等将具有重要的理论与工程实际意义。　　本文采用Ti-6Al-4V ELI合金中心穿透裂纹（MT）试样，首先开展了不同过载比和过载方式（单峰拉伸过载、单峰压缩过载、拉-压过载和压-拉过载）下的疲劳裂纹扩展试验，系统研究了过载比和过载方式对钛合金疲劳裂纹扩展瞬态行为的影响规律。结果表明：单峰拉伸过载下Ti-6Al-4V ELI合金的疲劳裂纹扩展出现迟滞现象，其迟滞效应随拉伸过载比增大变得显著；而单峰压缩过载对钛合金的裂纹扩展瞬态行为几乎无影响。此外，材料的裂纹扩展瞬态行为还与过载次序密切相关，其中压-拉过载引起的裂纹扩展迟滞效应比拉-压过载更为明显。不同疲劳过载下试样裂纹扩展形貌观测表明：单峰拉伸过载、拉-压过载以及压-拉过载均将促进钛合金裂纹扩展出现偏折、分叉以及产生二次裂纹。　　本文结合Ti-6Al-4V ELI合金疲劳过载裂纹扩展试验，采用高清晰数字图像相关（DIC）技术，进一步系统研究了三种拉伸过载比和四种过载方式下的裂纹尖端应变场，并确定出相应的裂尖应变分布和塑性区尺寸。结果表明：单峰拉伸过载会在裂尖引入较大的残余应变和塑性区，两者随过载比增加总体呈现线性增大趋势；而单峰压缩过载几乎对裂尖应变分布无影响。此外，过载次序也将显著影响裂尖应变分布，其中，拉-压过载后的裂尖残余应变和塑性区明显小于压-拉过载情况。本文结合DIC应变场测试结果，通过引入虚拟引伸计技术，进一步原位测试了疲劳过载过程中裂尖张开闭合响应，并获得了裂纹瞬时形貌特征。结果指出：裂尖后方裂纹闭合响应与过载比和过载方式密切相关。其中，拉伸过载将导致裂纹面张开，产生裂尖钝化效应；而压缩过载将对裂纹面产生挤压作用，使裂尖变得更锐利；相对拉-压过载，压-拉过载下裂尖钝化效应更为显著。　　本文还应用深度敏感压痕（DSI）技术测试了三种拉伸过载比与四种过载方式下钛合金的裂尖微区压入载荷-深度（F-h）曲线。并采用M.Dao算法与Suresh模型进一步计算确定了上述不同疲劳过载条件下裂尖微区的材料力学性能（弹性模量，屈服强度和应变硬化指数）与残余应力分布。基于原始材料力学性能和裂尖微区测试力学性能值，本文采用弹塑性有限元法分别计算模拟了不同拉伸过载比和不同过载方式下Ti-6Al-4V ELI合金裂纹尖端的应变场和残余应力场。通过两者对比研究，进一步探讨了裂尖材料力学性能变化对残余应力分布的影响。结果指出：基于裂尖真实力学性能分布计算裂尖残余应力场与实测值更为一致。　　综合疲劳过载条件下Ti-6Al-4V ELI合金的宏观裂纹扩展规律与裂尖微区DIC/DSI测试结果，本文分别从裂尖材料硬化、裂尖钝化、裂纹闭合以及裂尖塑性区（残余应力场）等方面系统分析了影响钛合金疲劳过载裂纹扩展瞬态行为的主要机制。并揭示出：尽管裂尖材料硬化、裂尖钝化以及裂纹闭合等会在一定程度上影响钛合金疲劳过载裂纹扩展瞬态行为，但对于本文研究的超低间隙损伤容限型钛合金，裂尖塑性区（残余应力场）是影响材料疲劳过载裂纹扩展迟滞行为的主要机制。最后，基于实测裂尖塑性区尺寸，本文采用修正Wheeler模型进一步预测了典型疲劳过载下Ti-6Al-4V ELI合金的裂纹扩展速率与裂纹扩展寿命，并与实测值比较验证了预测结果的精度。因此，本文的研究工作可为新一代飞行器承力构件用材（Ti-6Al-4V ELI合金）在变幅载荷下的损伤容限设计和疲劳寿命预测提供物理机制更为明确、预测结果更为可靠的的研究模型，同时，也开拓了DIC和DSI技术相结合研究裂尖微区力学行为的新方法。