针对航空发动机涡轮盘榫槽区域的典型服役条件与应力集中特征，开展典型盘用材料GH4169缺口特征件的高温疲劳、持久及蠕变-疲劳试验，分析缺口件的蠕变-疲劳失效规律及影响因素。结果表明：在疲劳峰值载荷处引入保持时间可降低缺口件的失效循环数，但会延长累积失效时间。保载时，蠕变与疲劳损伤存在一定的交互作用，并且交互作用的强弱与载荷水平存在一定的相关性。SEM断口分析表明：随保载时间延长和应力水平下降，缺口件的蠕变-疲劳裂纹萌生和扩展失效模式由穿晶向沿晶过渡。
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