本文針對航空航天熱端部件關鍵材料GH4169鎳基高溫合金，在高溫（650℃）與過載耦合作用下的疲勞裂紋擴展行為展開系統研究。作者采用基于雙棱鏡的單鏡頭三維數字圖像相關系統，結合凱爾測控的高精度電磁式動態力學試驗系統，開發了一種新的圖像與疲勞載荷同步匹配方法，并提出一種結合增量多項式與割線法的混合策略，顯著提高了疲勞裂紋擴展速率的計算精度。通過引入裂紋張開比這一新參數，系統分析了不同應力比（R=0.1與R=0.5）下裂紋閉合效應的變化規律。

     研究結果表明，在較低應力比（R=0.1）條件下，疲勞裂紋擴展速率更高，且過載引起的延遲效應更為顯著；裂紋閉合效應在R=0.1時明顯存在，而在R=0.5時幾乎消失。此外，單峰過載施加后，裂紋閉合效應在初始階段被顯著抑制，但隨著裂紋穿過過載誘導的塑性區，其影響逐漸恢復至過載前水平。

    展示了本研究所采用的高溫疲勞測試系統整體布局，凱爾測控的電磁式動態力學試驗系統為核心加載設備，配合定制高溫爐及雙棱鏡單鏡頭三維數字圖像采集裝置，構建了完整的高溫疲勞測試平臺。該系統在650℃高溫環境下實現了疲勞加載與全場變形測量的精確同步，為研究高溫下裂紋擴展行為提供了可靠的實驗基礎。

    顯示的是通過BSL 3D DIC系統獲取的緊湊拉伸試樣圖像，試樣表面噴涂了耐高溫啞光白漆以形成隨機散斑，這一處理確保了在凱爾測控試驗機進行精確載荷控制的同時，能夠獲得高質量的DIC分析數據。

     分別給出了在應力比R=0.1和R=0.5下，通過凱爾測控系統實現的恒定幅值加載與單峰過載（過載比為1.7）條件下的循環載荷譜。載荷控制的精確性和穩定性為研究不同載荷歷史對裂紋擴展的影響提供了可靠保障。

     通過對比相鄰三個測量周期在最大載荷下的裂紋路徑圖像，展示了裂紋位置的識別過程。中間圖像為當前周期裂紋形貌，上下分別為前后周期的裂紋形態，通過比較可準確定位裂紋，為后續虛擬位移引伸計的布置提供依據。

     本研究通過凱爾測控電磁式動態力學試驗系統，深入揭示了GH4169鎳基高溫合金在650℃高溫條件下，不同應力比與單峰過載對其疲勞裂紋擴展行為的影響規律。實驗數據的可靠性和精確性為理解鎳基高溫合金在服役條件下的疲勞損傷機制提供了重要的技術支撐。