合金组织决定性能,性能决定用途。航空发动机热通道部件服役时集高温、大应力梯度和氧化腐蚀环境于一体,对合金的使用性能和工艺性能都有较高要求。航空发动机中涡轮盘和叶片的承温由叶尖至涡轮盘毂极速递减,而承受的应力则快速递增。虽然涡轮盘、叶片大部分由析出强化型镍基高温合金制备,但现代涡轮叶片一般是定向组织或单晶组织,而涡轮盘具有等轴晶组织(双性能涡轮盘可实现轮缘粗晶、轮毂细晶的梯度组织结构)。因此,传统制备工艺需要单独制备涡轮盘和叶片再组装成涡轮叶盘,制造工艺复杂、工艺精度要求高、成品率低、生产成本高。激光立体成形技术因具有柔性高、成形速度快、对零件形状和尺寸限制小、材料组织致密和力学性能高等特点,有望实现一体化成形涡轮叶盘。本论文采用激光立体成形技术,以目前航空发动机中应用最为广泛的镍基高温合金Inconel718(IN718)为成形材料,分析了成形工艺参数和成形后的热处理对实现一体化制备具有细晶、粗晶和柱状晶梯度组织合金的组织和性能的影响,旨在提高快速成形部件的性能、促进该技术最终实现梯度成分和组织的快速制备。主要研究结论如下:(1)不同工艺参数下激光立体成形IN718合金沉积态试样组织均由柱状晶组成,组织中有少量等轴晶出现,在激光功率1000 W、激光光斑直径2 mm工艺参数时的试样含有等轴晶数量最多。在激光功率600 W、激光光斑直径1mm和激光功率2000 W、激光光斑直径4 mm工艺参数时的试样分别由细的柱状晶和粗大的柱状晶构成。在激光功率1000 W、激光光斑直径2 mm工艺参数时的试样抗拉强度、屈服强度最高,分别为936MPa和729MPa。沉积态试样经固溶处理后,柱状晶不能完全转化为等轴晶。(2)在选用激光光斑直径1 mm时,IN718合金试样的沉积态组织因激光功率的增加,试样中柱状晶等轴晶转变区域也相对增加。沉积态试样中组织的Laves相形貌随激光功率的增加而不断变化。在1100℃固溶温度下,不同激光功率下试样组织变化明显,主要是由于不同的残余应力作为再结晶驱动力,导致了晶粒尺寸的改变。在激光光斑直径1mm、激光功率1000 W时,获得了平均晶粒尺寸最小为60 μm并且相对较为均匀的细等轴晶组织。(3)在激光光斑直径为2mm,选用不同激光功率成形时,IN718合金试样沉积态组织仍然以柱状晶为主,在1100℃固溶处理后,试样在激光功率1350W时的晶粒相对较为细小,但是仍然大于激光功率1000W、激光光斑直径1mm时固溶处理后的试样。固溶处理后,试样的抗拉强度和屈服强度相对较低,但是塑性较高,断后延伸率在50%以上。经过均一化固溶处理+δ时效处理+双时效处理后,试样的抗拉强度和屈服强度明显增加,在激光功率为1350W时,抗拉强度为1342MPa、屈服强度为1129MPa,综合力学性能较好。(4)在激光光斑直径为3mm、激光功率1850W下,试样残余应力值较高,固溶处理后的试样中含有的孪晶界数量最多,而小角度晶界数量最少,组织为粗大的等轴晶,平均晶粒尺寸为190 μm;经过均一化固溶处理+δ时效处理+双时效处理后,合金的抗拉强度和屈服强度最高,分别为1318MPa和1107MPa。沉积态试样在激光光斑直径为4 mm、激光功率2300 W时,残余应力最高,经过固溶处理后,试样中仍含有一定数量的柱状晶组织。(5)在制备的梯度组织IN718合金沉积态试样中,仍以柱状晶组织居多,经固溶处理后,在激光功率1000 W、激光光斑直径1mm参数区域组织为相对细小的等轴晶,而在1850 W、3 mm参数区域组织为较粗大的等轴晶,在2000 W、4mm参数区域组织为粗大的柱状晶组织。经过均一化固溶处理+δ时效处理+双时效处理后的试样在梯度组织结合处分别拉伸,断裂位置在激光功率1850W、激光光斑直径3 mm的粗晶区域和激光功率2000 W、激光光斑直径4 mm的柱状晶区域。