损伤容限设计准则是现代飞机实现低成本、长寿命安全飞行需要遵守的重要准则,随着对飞机安全性和经济性的要求日益提高,对钛合金航空结构件的损伤容限性能及高周疲劳强度要求也越来越高。钛合金网篮组织具有优异的损伤容限性能而被广泛应用于现代先进飞机的关键构件。因此,理解不同钛合金网篮组织特征对损伤容限性能及高周疲劳强度的影响因素及规律对于拓宽其在航空领域的应用意义重大。然而,由于钛合金损伤容限性能及高周疲劳强度影响因素的复杂性以及钛合金网篮组织特征参数的多样性,准确找到网篮组织特征对钛合金损伤容限性能及高周疲劳强度的影响规律成为需要解决的关键问题。本文以网篮组织TC18钛合金为例,采用实验研究、理论分析和有限元数值模拟相结合的方法,对其损伤容限性能、高周疲劳行为进行了较为深入和系统的研究。主要研究内容和结论如下:基于显微组织观察以及断口、裂纹扩展路径的分析揭示了不同网篮组织特征对合金断裂韧性以及断裂机制的影响。发现具有长且粗片状α相(长度在15μm以上,厚度约为1.5-2μm)的组织能够更有效地对主裂纹产生偏转作用。组织中长且粗的片状α相能够显著增加TC18合金断裂韧性试样的断口粗糙度以及裂纹扩展路径的曲折度,从而提高了合金的断裂抗力,是TC18钛合金获得良好断裂韧性的必要条件。综合考虑裂纹沿扩展路径所吸收的塑性功及裂纹扩展路径曲折度对断裂韧性的共同影响,提出并建立了网篮组织TC18钛合金断裂韧性的数学模型。该断裂韧性模型具有较满意的预测精度,整体预测误差在10%以内。基于模型分析发现:内部断裂抗力(裂尖塑性功)对TC18钛合金的断裂韧性起主要作用,占到总韧性的80%-95%左右。外部断裂抗力(裂纹扩展路径曲折度的贡献)对TC18钛合金的断裂韧性起次要作用,占总韧性的5%-20%左右。基于显微组织、断裂韧性试样断口和裂纹扩展路径等方面的分析,揭示了表面氧化对合金断裂韧性的影响机制。在低于600℃进行氧化处理后,合金断裂韧性变化不大。然而,在高于700℃进行氧化处理后,合金断裂韧性急剧降低,试样表面氧化层及富氧层是导致该现象的主要原因。表面氧化层和富氧层的存在能够减小断裂韧性试样剪切唇的面积,降低裂纹扩展路径的曲折度,并严重限制了断裂韧性试样侧表面裂尖塑性区尺寸及二次裂纹的形成,从而较大程度地削弱了断裂抗力。阐明了网篮组织特征对TC18钛合金在Paris区的疲劳裂纹扩展速率及疲劳裂纹扩展机理的影响。发现当AK为较低水平时,5种组织形态下合金的疲劳裂纹扩展速率差别较明显,然而当AK为较高水平时,5种组织形态下合金的疲劳裂纹扩展速率差异较小。其原因如下:在较低AK水平下,裂纹尖端塑性区较小,准解理断裂机制主导疲劳裂纹扩展过程,此时由显微组织所引起的裂纹偏折效应能够强烈影响合金的疲劳裂纹扩展速率。随着应力强度因子范围△K的逐渐增大,裂尖塑性区尺寸逐渐增大,条带机制成为疲劳裂纹扩展的主要机制,此时,由显微组织的裂纹偏转效应所引起的疲劳裂纹扩展抗力差别不大,从而导致不同工艺下合金的疲劳裂纹扩展速率愈来愈相近。最后,提出并建立了基于屈服强度和断裂真应变的疲劳裂纹扩展速率通用的Paris模型,能够较好地描述5种双重退火工艺下TC18钛合金的疲劳裂纹扩展速率。阐明了不同网篮组织特征下TC18钛合金高周疲劳裂纹萌生机制,揭示了高周疲劳裂纹萌生机制对合金疲劳强度的影响规律及影响机制。研究发现:对于TC18钛合金而言,高的屈服强度和高周疲劳条件下高的亚表面裂纹萌生概率都能对合金疲劳强度产生有利影响。亚表面裂纹萌生概率是由其显微组织形态决定的。组织中较粗大的α相是TC18钛合金网篮组织的“弱相”,为疲劳裂纹的优先萌生位置。因此,较弱相在疲劳试样中的分布决定了裂纹萌生的位置。当较弱相分布于试样表面时,疲劳裂纹将在表面萌生。当较弱相分布于试样内部时,疲劳裂纹则更倾向于在亚表面萌生。一般而言,具有较高β转变组织强度和具有少量较弱相的组织更容易实现高的亚表面裂纹萌生率。基于Abaqus软件,以最大主应力σmax(Maxps)准则作为损伤起始判据,以临界能量释放率Gc作为裂尖失效的判据,利用扩展有限元(XFEM)法模拟了断裂韧性试样裂尖的损伤及失效过程。同时,利用有限元法建立seam型裂纹,并以此来输出断裂韧性试样在失效时的裂尖应力强度因子参量,进而实现了断裂韧性预测。