TC4钛合金在航空航天领域中的应用非常广泛,在其服役期间最常见的失效形式是疲劳。目前关于TC4疲劳性能的研究主要集中于低频疲劳和裂纹萌生寿命方面,对于高频共振状态下TC4的疲劳性能的研究比较少,本文主要研究了TC4(Ti-6Al-4V)钛合金板材及其焊接接头在高频共振状态下的疲劳裂纹扩展特性,从微观组织上解释了母材及焊接接头裂纹扩展速率的存在差异的原因,计算了某型航空发动机压气机叶片微束等离子弧焊接修复前后的裂纹扩展寿命变化。本文主要内容及结论如下:通过振动疲劳裂纹扩展试验,获得TC4钛合金板材及焊接接头焊缝区和热影响区的裂纹扩展速率公式,对比可得热影响区和焊缝区的抗裂纹扩展能力均比母材要好。通过微观组织观察及断口形貌分析可知:(1)母材疲劳裂纹源处有明显的氧化现象;稳态扩展区的裂纹扩展机制主要为穿晶断裂,也存在沿晶断裂。(2)焊缝组织许多细小α′针状马氏体的存在,对裂纹扩展有阻碍作用,因此焊缝的抗裂纹扩展性能比母材要好。焊缝疲劳断口的裂纹源区无明显氧化现象;裂纹扩展区的扩展机制以沿晶断裂为主,穿晶断裂为辅;瞬断区的韧窝较小较浅,塑性较差。(3)热影响区内的α′针状马氏体比焊缝内的α′针状马氏体更为短小、取向更为复杂,对裂纹扩展的阻力更大,所以热影响区拥有比焊缝更好的抗裂纹扩展性能。热影响区裂纹扩展区的扩展机制以穿晶断裂为主,沿晶断裂为辅。利用ABAQUS有限元软件模拟了TC4钛合金板材的振动状态,基于Paris公式计算了母材试样的裂纹扩展寿命,计算结果与实验值存在一定误差。以某型航空发动机中压压气机叶片为例,计算不同部位焊接修复前后裂纹扩展阶段的疲劳寿命可得,叶片叶尖部位焊接接头的疲劳寿命比母材高;叶中和叶根部位焊接接头的疲劳寿命相比母材均有所降低。