在航空航天工业中,增材制造的应用和发展潜力巨大,作为高材料利用率、高设计自由度、快速成形的先进制造方法,能够实现更佳冷却性能和更优拓扑结构的复杂零件制造。航空发动机常用的金属材料中,钛合金由于其优秀的比强度、耐腐蚀性、高温性能和焊接性能,尤其适合发展增材制造。然而,增材制造过程中缺陷不可避免且后处理难以彻底消除,在经历航空发动机实际工作中的高负荷复杂振动载荷过程中,极易成为疲劳裂纹萌生源,进而导致结构失效。因此内部缺陷表征成为开展增材制造部件疲劳性能探讨的关键。目前新一代航空发动机研发面临部件高参数服役条件下疲劳寿命可控性不足,也缺少现行的适用于增材制件的缺陷评价标准,离大面积工程应用还有一定距离。因此,有必要开展高应力水平下增材制造钛合金的低周疲劳性能研究,揭示含缺陷增材制造材料的疲劳失效机理,探讨缺陷对试样疲劳性能的影响规律,从而合理预测增材制造部件的疲劳寿命。本文以选区激光熔化制造的Ti6Al4V合金为研究对象,介绍了其在疲劳断裂方面的研究现状;基于宏观力学与微观观察相结合的方法,辅助以有限元分析,通过试验探究了其在室温下的低周疲劳行为,并重点探讨增材制造缺陷对疲劳寿命的影响;根据对材料的微观观察结果,发展了基于断裂力学的疲劳寿命预测方法,并使用临界距离方法预测了含缺口试样的疲劳寿命。本文的主要研究内容和结论总结如下:1.对材料原始组织进行了缺陷统计和表征。通过扫描电子显微镜对材料原始组织进行微观观察,对增材制造过程中的原始缺陷进行了微观形貌上的表征和分析,统计了缺陷的形状、尺寸、分布情况。统计结果表明,缺陷在材料截面上的密度约为3.28个/mm~2,95%的缺陷尺寸集中在10-40μm之间,但导致断裂的关键缺陷尺寸超过一半都在40μm以上甚至超过100μm。这说明疲劳断裂在一定程度上并不受过小的缺陷影响,只考虑致命的关键缺陷足以描述材料的疲劳断裂行为。通过对不同打印方向的试样横截面的观察,发现缺陷在空间中不同方向的投影尺寸不同,在垂直于打印方向的截面上平均投影尺寸较小,而平行于打印方向的截面上平均投影尺寸较大。2.通过有限元计算探究了近表面缺陷与宏观几何缺口的综合作用。基于文献中的缺陷“归一化距离”参数,绘制了缺陷直径为100μm,归一化距离为0.5的含缺陷缺口试样三维模型,结合有限元计算对比了有/无缺陷存在时缺口试样的应力场分布情况。有限元计算结果表明,无缺陷时,缺口试样的应力集中在缺口根部附近,最大应力点位于试样表面,应力集中系数约为1.44;而有缺陷存在时,应力集中区域集中在试样横截面孔边附近,应力集中系数约为2.78,试样表面的应力反而较低,甚至比无缺陷试样同位置低了7%左右。证实了归一化距离较短时,缺陷会将应力集中区域拉向材料内部,导致材料表面的应力降低的结论。3.进行了光棒试样的疲劳试验与寿命预测。开展了不同应力/打印方向下的光棒室温低周疲劳试验,研究增材制造打印方向对Ti6Al4V疲劳寿命的影响,并拟合了光棒试样的S-N曲线。在试样断裂后对断面进行显微观察,发现全部试样均起裂于位于近表面的增材制造缺陷,随后对引起断裂的缺陷进行表征。使用Murakami的√参数,将表征后的缺陷作为初始裂纹源,并提出使用缺陷圆形度参数对初始裂纹尺寸进行修正。结合基于线弹性断裂力学的裂纹扩展模型对试样的疲劳寿命进行了预测,在裂纹扩展模型中,使用了考虑小裂纹阶段的NASGRO方程的Hartman-Schijve变体以及Paris公式共同描述裂纹扩展速率曲线。修正后的疲劳寿命预测结果与试验结果的对比表明该模型能够较好地反映选区激光熔化Ti6Al4V的光棒疲劳寿命,并且证明了缺陷的微观几何形状会对疲劳裂纹扩展造成一定的影响。4.进行了缺口试样的疲劳试验与寿命预测。设计了应力集中系数为1.5和2.0的两种V形缺口圆棒试样,开展了不同应力/打印方向下的缺口试样室温低周疲劳试验。在最小截面应力水平相同的情况下,由于缺陷的存在和缺口强化效应的影响,少部分缺口试样出现了疲劳寿命高于光棒试样的现象。对缺口试样的断面微观观察发现,绝大多数缺口试样起裂于试样表面,与光棒试样不同。少数起裂于缺陷的缺口试样寿命长于同等条件下的其他试样。使用有限元分析分别获得了两种缺口试样在缺口尖端附近的应力场分布情况,结合光棒试样的S-N曲线,利用临界距离方法预测了缺口试样的疲劳寿命。借助较严重缺口（Kt=2.0）的试验数据建立模型,并预测了另一部分试样（Kt=1.5）的疲劳寿命。预测结果中90%的数据点都处于±2倍分散带以内,表明临界距离方法仍是预测缺口试样疲劳寿命的简单有效方法之一。