航空航天零件轻量化、高强高精度复杂结构以及制造和维护成本方面的要求,限制了以铸锻焊为代表的传统成形方法的应用。选区激光熔化（SLM）工艺成形零件复杂、精度高,被认为是TC4合金航空航天复杂精密零件极具潜力的成形方法之一。然而,SLM是一种逐层叠加、快速冷却、热历史复杂的成形方法,与传统工艺制造的零件在缺陷、组织与力学性能方面存在着明显的差异。现有实验手段和数值模拟技术无法完全解释TC4合金SLM过程缺陷、组织的形成规律以及力学性能的差异。因此,本文以数值模拟与实验研究相结合的方法,研究了TC4合金SLM成形件的缺陷、组织和力学性能随工艺参数、扫描策略的变化规律,探讨了缺陷、组织和性能的调控方法。主要研究内容和结果如下:首先,采用了修正的热物性参数分段函数模型和八叉树自适应网格技术,解决了SLM成形过程中合金多种状态混合下热物性参数匮乏与网格数量巨大无法计算的难题,实现了多层多道SLM成形过程温度场的数值模拟。通过对SLM成形过程粉体、液态、致密态物性参数的分析,修正了成形过程材料物性参数的分段函数模型,解决了SLM成形过程变温条件下,粉体、液态、致密态以及混合状态热物性参数匮乏的问题。采用八叉树自适应网格技术,使SLM成形空间不同区域网格实时粗化和细化,在保证计算精度的前提下,减少了网格数量,降低了计算量。完成了单道多层环形件、不同参数下6层20道块体的SLM成形过程温度场数值模拟。其次,在TC4合金SLM成形缺陷研究方面,揭示了孔缺陷、热裂纹与粘粉三类缺陷的形成规律,建立了缺陷与工艺参数之间的关系,获得了最优工艺参数窗口,成形了高致密度的试验件。采用图形处理技术、统计分析与数值模拟相结合的方法,研究了工艺参数、扫描策略对缺陷形成规律的影响。结果表明:未逸出气孔、熔滴溅射与脱落、熔池不连续、熔池截面不搭接是SLM成形过程孔缺陷的主要形成原因,高能量密度是产生热裂纹的主要因素,未熔粉末的粘附是粘粉的主要来源;根据孔缺陷的形貌特征划分的三个工艺参数区中,高能量密度区的孔缺陷面积大、圆度高、伸长度小,最优工艺参数区的孔缺陷数量少、面积小、圆度高,低能量密度区的孔缺陷面积大、圆度小、伸长度大;能量密度19.49-58.48 J/mm3的范围属于最优工艺窗口,成形试样致密度高于99%,并且在29.24 J/mm3时,获得了致密度高达99.9%的试样。再次,在TC4合金SLM成形组织研究方面,阐明了不同区域热历史对相变过程及马氏体生长的影响规律,揭示了条带花样、棋盘花样、原始柱状晶等组织的形成机理,给出了三种组织随能量密度、相位角的变化规律,为组织调控提供了理论依据。采用实验与数值模拟相结合的方法,研究了相变与组织形成机理,结果表明:不同热历史造成了熔池内部α’→β→L→β→α’（M）与搭接区α’→β→L→β→L→β→α’（M）不同的相变过程,以及由此导致两个区域的马氏体在尺寸和取向上的差异,是棋盘花样形成的微观机理;相位角造成不同形成层扫描路径的错配,使得外延生长的过渡区和搭接区将熔道分割成方形区域是棋盘花样产生的宏观原因。对马氏体尺寸、棋盘花样面积占比研究表明:随着能量密度增加,马氏体尺寸增大,棋盘花样面积占比减小,其中,90°相位角、能量密度为19.49 J/mm3和21.93 J/mm3的试样拥有细小的马氏体组织和80%以上棋盘花样面积占比。此外,基于缺陷和组织的研究结果,对TC4合金SLM成形件力学性能和断裂行为进行了研究。采用SEM原位观察方法,给出了TC4合金SLM成形件中裂纹萌生与扩展模式,探明了缺陷、组织特征对裂纹萌生和扩展的影响规律。研究结果表明:TC4合金SLM成形件试样的最高抗拉强度和屈服强度分别达到了1184 MPa和1081MPa;裂纹在试样的表面缺陷、内部孔缺陷、棋盘花样边界以及马氏体边界等多处萌生;裂纹的扩展分为快速扩展、稳定扩展和加速扩展三个阶段,棋盘花样边界以及垂直于裂纹扩展方向的马氏体边界,均起到了阻止裂纹扩展的作用。最后,本文对同为粉末成形的HIP与SLM在缺陷、组织、力学性能方面进行了对比研究。结果表明:SLM成形件强度高于HIP成形件,而在延伸率上略低于HIP成形件。因此,SLM成形适用于制造形状复杂、强度要求高、延伸率要求低且没有各向同性要求的零件,而HIP成形则适合用于制造高延伸率和各向同性高强度零件。