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随着航空航天工业的快速发展,零部件的服役环境日益复杂,对构件的性能提出了更高的要求。传统均质材料性能的单一性限制了其在航空航天领域的应用。功能梯度材料（Functionally graded material,FGM）具有强度高、质量轻、寿命长、功能多样性等特点,能满足新的航空应用需求。激光定向能量沉积（Laser directed energy deposition,LDED）具有高能量、高柔性和高效率的优点,因而被用于FGM的制造。然而,在FGM的LDED过程中,熔池凝固时的高温度梯度和冷却速率导致构件产生大量的柱状晶和有害相,进而严重影响构件的性能,因此亟需一种后处理工艺来调控其微观组织从而提升性能。热处理作为一种常见的后处理工艺,相对于其他后处理方式,热处理具有工艺简便、优化强塑性匹配、低成本等优点。本课题利用LDED制备Inconel718/316L（In718/316L）FGM,并采用固溶+时效（Solution and aging,SA）以及固溶+双时效（Solution and double aging,SDA）的热处理工艺对沉积态In718/316L FGM进行后处理,研究了热处理前后In718/316L FGM的显微组织和力学性能,探讨了热处理前后In718/316L FGM微观组织的演变及其对力学性能的影响机理。本文的主要内容和结论如下:（1）研究了激光定向能量沉积（LDED）增材制造的In718/316L FGM的显微组织、显微硬度、摩擦磨损和拉伸性能。结果表明,随着In718含量的增加,在增材方向上的性能和组织变化显著。In718/316L FGM在增材方向上呈现出了细小等轴晶向柱状晶转变的趋势。由于奥氏体等轴晶结构,100%316L区域硬度最高约为295 HV,随着In718含量的增加,等轴晶组织向柱状晶过渡变化和有害相（Laves等相）导致硬度下降,随着In718含量超过50%,Ni、Cr、Mo元素的含量增加带来的固溶强化效果使得硬度递增。摩擦磨损性能呈现与区域平均硬度不同的规律,表现为在区域2（40%～70%In718）最优,在区域1（70%～100%In718）最差,但主要磨损机制均为磨粒磨损、粘附磨损和氧化磨损。由于柱状晶的存在,整体材料在增材方向上的拉伸机理为以微孔聚集和尖锐撕裂棱为特征的韧性断裂模式。抗拉强度和延伸率分别约为528.1 MPa和17.1%。（2）研究了HT1（1080℃×0.5 h+720℃×4 h）和HT2（980℃×0.5 h+720℃×4 h）的固溶+时效热处理对In718/316L功能梯度材料各区域显微组织与力学性能的影响。结果表明,固溶+时效热处理显著提升区域1的性能,但是区域2和3（0%～30%In718）的性能略微降低。热处理后,在区域1上,大部分Laves相被溶解,δ、γ’’和γ’相被重新沉淀,组织以柱状晶为主。HT1和HT2的最高硬度分别增至约280 HV和390 HV,且摩擦磨损性能显著提升,但HT2比HT1效果更佳。在区域2和3上,经过热处理后,由于晶粒尺寸增大、更均匀,平均硬度下降至约240 HV,磨损率下降约。虽然各个区域受热处理影响不同,但并没有改变硬度先降低后增加的整体趋势。热处理未改变In718/316L功能梯度材料的摩擦磨损机制,仍然主要为磨粒磨损、粘附磨损和氧化磨损。热处理后均匀的组织使得In718/316L功能梯度材料拉伸断口的韧性特征更为显著,延伸率和抗拉强度均有增益,拉伸机制同样为韧性断裂。同时,HT2抗拉强度更优,提升了2.4%,而HT1延伸率更佳,提升了44.9%。（3）研究了HT3（1080℃×0.5 h+720℃×4 h+620℃×4 h）和HT4（980℃×0.5h+720℃×4 h+620℃×4 h）的固溶+双时效热处理对In718/316L功能梯度材料在区域1、2和3上的显微组织与力学性能的影响。结果表明,固溶+双时效热处理后材料的强度和塑性均有显著提升。热处理后,在区域1和区域2上,大部分Laves相被溶解,δ、γ’’和γ’等相被重新沉淀析出,组织细化,使得HT3和HT4Z的最高硬度显著增大至约434 HV和463 HV。区域3上,由于晶粒尺寸往往比AB试样的更大、更均匀而导致硬度下降。同时,硬度的变化趋势变为沿梯度方向逐渐递。摩擦磨损机制仍然主要为磨粒磨损、粘附磨损和氧化磨损。在区域1上耐磨性明显提升,在其他区域略有下降,相比之下,HT4对In718/316L功能梯度材料硬度和耐磨性提升更优。热处理后的拉伸机制也为微孔聚集断裂和韧性断裂。由于均匀且细化的显微组织,增材方向的抗拉强度和延伸率显著提升。HT4强度提升最优约39.2%,而HT1塑性提升最优约44.9%。对比得出,具有抗拉强度和延伸率分别约为735.1MPa和21.6%的HT4试样,具有最佳的强塑性匹配。