作为航空发动机关键热端部件之一,涡轮叶片的高温力学稳定性和结构强度在一定程度上决定了航空发动机的整机水平与服役可靠性。现役涡轮叶片密布的气膜孔结构会引起应力集中,在气膜孔局部区域处于复杂多轴应力状态。同时,涡轮叶片在实际服役状态受由于离心力载荷引起的机械应变,并耦合了由于几何应力集中、振动、发动机启动与停车以及不规则机动飞行带来的瞬态热和机械应变,对叶片结构完整性构成了重大挑战。基于现在的认识,缺乏对于热端部件气膜孔结构在复杂载荷状态下的热/力循环蠕变行为的理解。气膜孔结构对材料蠕变疲劳行为的影响尚不清楚,亟需明确涡轮叶片气膜孔结构在复杂载荷作用下的失效模式和微观机理。本文以DZ125镍基高温合金为研究对象,采用以试验为主,结合微观分析手段,充分利用有限元分析技术,探索涡轮叶片气膜孔结构对DZ125合金蠕变-疲劳变形、微观损伤的影响机制。通过合理设计不同孔结构（斜孔/直孔）,并制定了不同的载荷开展研究工作。论文主要研究结论汇总如下:1.开展了不同类型气膜孔薄壁圆管试样在不同应力下的蠕变-疲劳试验并与等应力的纯蠕变试验结果进行对比,并对各试样的蠕变变形行为和损伤演化机理进行了分析。其结果表明带气膜孔薄壁圆管试样的蠕变-疲劳寿命较纯蠕变寿命降低了30%-50%,且带气膜孔薄壁圆管试样的蠕变-疲劳寿命为无孔薄壁圆管试样蠕变-疲劳寿命的3倍左右。蠕变-疲劳载荷作用下,气膜孔边缘出现明显的应力集中。由于试样上设计有纵向对称两排7孔排列,沿加载轴方向高应力区域和低应力区域交替出现,裂纹萌生于孔边高应力区域。气膜孔局部损伤主要多发于垂直加载轴孔边缘。且γ’强化相沿气膜孔边缘微观组织演化形态与局部应力应变场密切相关。2.开展了不同类型气膜孔薄壁圆管试样在不同载荷条件下的纯蠕变试验。在应力水平较低情况下,以中国航空材料手册中DZ125圆棒试样的材料蠕变性能数据为参照,无孔（NH）和多直孔（MH）薄壁圆管试样蠕变寿命是圆棒试样的2倍,单斜孔（SH）薄壁圆管试样蠕变寿命高出圆棒试样20%。相同载荷条件下,MH型试样形成了前期以气膜孔开裂为主后期以韧窝断裂为主的失效形式。相比于MH型试样,SH型试样主要以韧窝断裂为主,断口从气膜孔内表面起裂与蠕变裂纹连接后发生失效。试验后气膜孔远/近断口区域位错组态TEM观察发现,蠕变后期γ/γ’相界面形成的位错网已经破损,大量位错切入γ’相,且筏化的γ’相扭曲程度加剧,并在界面处形成微裂纹,随着孔洞的聚集和微裂纹的扩展合金发生蠕变断裂。3.采用ABAQUS软件结合UMAT子程序计算,计算终止时两侧气膜孔垂直加载轴区域的蠕变应变均大于其余气膜孔。计算终止时MH试样中部位置气膜孔区域与端部气膜孔区域的损伤差别较大,受气膜孔孔间应力应变干涉作用,远离孔区域蠕变总损伤远小于气膜孔局部,最大蠕变总损伤位置位于最右侧气膜孔,与试验后试样断口观察结果一致。4.对CFM56-7发动机退役涡轮叶片进行分析发现,在叶片前缘气膜孔区域,气膜孔两侧的微观组织均发生了不同程度的筏化,且γ’相筏化方向多变。对叶片1/3叶高处截面不同应力区域微观组织进行分析,结果表明,涡轮叶片同一截面不同应力区域γ/γ’相微观形貌存在明显差异。循环高温载荷下材料γ基体相中出现的少部分二次γ’相析出。叶片关键截面沿壁厚方向内表面γ’相筏化程度高于外表面,1/2壁厚位置γ’相没有发生明显的筏化。