热等静压工艺（hot isostatic pressing，HIP）是能满足新一代航空发动零件性能要求的重要粉末冶金制造技术，适合用来成形航空钛、镍合金零件。其成形制件的密度、尺寸和性能是靠准确设计的包套和型芯以及工艺参数来确保的，数值模拟能够预测粉末体的变形情况验证包套和型芯结构设计，性能的表征能够帮助确定合适的工艺参数。研究HIP数值模拟和性能表征能从控形和控性上保证零件的质量。　　本文以Ti6Al4V合金粉末作为成形材料，针对带有叶冠的航空叶盘，设计了相应的包套和型芯方案进行了HIP试验，成形出了质量优良的叶盘零件。探讨了热等静压成形Ti6Al4V粉末叶盘的有限元模拟过程，包括：粉末和包套的屈服准则选取、本构方程选定、有限元列式和边界条件确定等，同时，将模拟结果和试验进行对比验证了模拟方法的准确性。此外，在同时升温升压（工艺1）和先升温后升压（工艺2）下分别进行了热等静压试验，并观测了制件的微观组织、测试拉伸性能和分析了断口形貌以及断裂机理；测试疲劳极限和分析了疲劳断口以及疲劳失效机理；测试了室温冲击韧性等。另外，针对带有复杂扭曲结构的零件HIP成形难致密的问题，提出了热等静压两步成形法，并提出了数值模拟和试验测试结合的方法确定工艺参数。将两步法成形的制件和传统HIP法进行对比，表征工艺性能。本文主要得到以下结论：　　（1）粉末材料适用于基于VonMises屈服准则进行修正的多孔结构双参数模型。使用Perzyna本构模型计算Ti6Al4V合金粉末HIP成形中的粘塑性形变行为，包套在X和Y上的变形的模拟结果均稍大于实验结果，在径向上的最大误差为4％，轴向上的最大误差为2.27%，误差在令人满意的范围内，能够较准确的预测零件的最终形状。　　（2）两种HIP工艺下合金均主要由灰(黑)色α相和白色β相两相组成，β相沿α相边界分布。工艺1下能观测到较明显的呈连续空间网状结构的等轴晶区，工艺2下则没有。工艺1下Ti6Al4V合金的抗拉强度σb和屈服强度σ0.2分别为970MPa和876MPa；工艺2的分别为980MPa和880MPa。制件室温拉伸性能相均高于同规模Ti6Al4V铸件水平，与同规模Ti6Al4V锻件相当，工艺2的性能比工艺1略有提高。　　（3）工艺1试样的疲劳极限为350MPa，工艺2为450MPa，两种工艺的疲劳极限寿命均与航空锻件标准（539Mpa，f=130Hz，棒材）有一定差距，工艺2下制件疲劳性能较工艺1有较大提升。断口分析表明：疲劳裂纹从颗粒边界萌生。裂纹源区氧含量高于扩展区，表明颗粒氧含量杂质影响冶金结合，氧含量较高的区域易形成缺陷萌生疲劳裂纹。优化后的工艺2能够促进冶金结合，提高疲劳性能。　　（4）对两种工艺下成形制件进行室温下的夏比冲击韧性测试，测出工艺1制件冲击韧性为44.2 J/cm2，工艺2则为55.1 J/cm2，大大优于工艺1的冲击韧性。　　（5）热等静压两步成形法成形高温合金零件可以在保证控形效果的基础上，使零件难以致密处达到致密，保证零件性能均一性。热等静压两步成形法的首次工艺参数通过有限元模拟的方法确定；二次HIP工艺参数根据成形试件力学性能测试结果确定。两步成形法制件组织颗粒边界消失，断口形貌未见近球状凹坑，粉末冶金结合牢固。拉伸性能达到同规模锻件水平，稍微优于传统HIP工艺。　　综上，本文选择了合适的粉末HIP屈服准则和Perzyna本构模型，模拟效果准确。同时通过表征拉伸、疲劳、冲击性能，得出先升温后升压 HIP工艺下制件性能总体优于同时升温升压HIP的结论。此外还为两步HIP法成形复杂难致密零件提供了参考。