镍基高温合金被广泛应用于制造航空发动机的涡轮叶片、涡轮盘等关键零部件，这些零部件具有相当高的运行速度，其服役期内需承受的循环载荷次数甚至超过109。因此，研究镍基合金超过107循环周次寿命范围的疲劳性能和疲劳损伤机理，对提高相关零部件的可靠性和精确性、延长零部件服役寿命、完善疲劳断裂相关理论、创建零部件结构寿命预测模型都具有非常重要的意义。　　本文针对固溶态高温镍基合金GH4169材料，对其实施了超声疲劳试验。获得了其在105-108寿命范围内的S-N曲线，并用SEM扫描电镜观察了疲劳断口的宏观和微观形貌特征。　　根据超声疲劳试验原理，采用解析法计算得到了狗骨形超声疲劳试样尺寸的公式，设计出了本试验用的狗骨形超声疲劳试样的尺寸。并利用ANSYS/Workbench软件对设计的超声疲劳试样进行了模态分析，得到试样的固有频率可以达到20.088kHz，与试验机系统谐振频率误差仅为0.44％，满足试验要求。采用有限元方法对试样中间危险截面处的应力情况进行分析发现，其中间截面应力分布并不均匀，从试样内部到表面，应力值逐渐增大，表面处存在最大应力，即存在应力集中情况，经过膜应力方法计算得到应力集中系数为1.038。对镍基合金GH4169进行了金相试验，其金相组织图中可以看到较为明显的孪晶。根据狗骨形超声疲劳试样机械打磨抛光的特殊性，专门设计了一套打磨抛光辅助装置。　　试验得到的S-N曲线为持续下降型，采用Basquin公式对其进行了拟合。并发现：在超过107循环寿命后试样仍会发生疲劳破坏，没有出现传统意义上的疲劳极限；疲劳裂纹的萌生位置并未随着S-N的下降呈现出明显的规律性：在较大加载应力的低寿命区依然会出现裂纹在试样内部萌生的现象，而在较小加载应力的高寿命区疲劳裂纹也会选择在试样表面萌生。从整体看来，疲劳裂纹优先萌生于试样的表面。　　通过对疲劳断口的电镜扫描的分析发现，裂纹在试样表面萌生的断口根据形貌特征的不同可以分为三个区域，这几个区域分别对应着疲劳裂纹萌生和扩展的不同阶段。疲劳裂纹萌生于试样内部的皆是由其内部非金属夹杂引起，没有观察到其他高强度钢材中常见的“鱼眼”形貌特征，在裂纹源处较明显的小平台形貌以及由塑性破坏造成的疲劳辉纹。　　对于在超长寿命区依然会出现裂纹萌生于试样表面的现象，结合Mughrabi模型发现当试样失效形变积累临界值一定时，随着加载应力幅值的降低，试样发生疲劳破坏需要更长的循环周次，因此，当循环加载次数足够大，疲劳裂纹就有可能在试样表面萌生。对于疲劳裂纹萌生于试样内部缺陷处的情况，利用“点缺陷富集”的观点来描述，点缺陷在裂纹尖端处富集，最终导致晶界的破裂，裂纹开始扩展，确定了缺陷处裂纹开始扩展的判据，以及裂纹扩展时点缺陷临界富集浓度判据。