高性能构件多服役于苛刻环境,以超高承载、极端耐热、超轻量化和高可靠性等为指标,是高超飞行器、运载火箭、轨道空间站和核聚变装置等重大装备的核心组成部分。由于其性能受多重因素的耦合影响,因而对其材料特性和制造方法提出了严峻的挑战:材料需具备轻质、高强的能力,制造需实现几何尺寸精确可控的一体化整体成形。传统的高性能材料面临制备与成形分离,流程长,灵活度低等技术瓶颈问题。因此,亟需寻求一种高性能材料的制备与成形一体化方法,以保证构件具有超高且可控的综合力学性能,又具备复杂的整体结构。热等静压(Hot isostatic pressing,HIP)成形技术利用高温高压结合模具控形技术,能使粉末材料快速且整体成形制造与锻件性能相当的复杂零件;同时,能利用可控的加载温度与压力,实现材料的制备与组织调控。该技术已被美国、俄罗斯和英国等制造业发达国家视为具有发展潜力的成形制造技术。然而,热等静压成形制造复杂制件时,制件存在包套加工难、表面质量差、疲劳性能弱、后续涂层制备繁琐、成形材料单一等问题。针对上述技术瓶颈问题,本论文主要展开了复合成形方法、型芯材料、工艺、一体化成形方法和高性能材料制备五方面的研究。具体研究工作及成果如下:针对外部复杂包套难制备,异质包套难除去,易污染制件表面等问题,提出利用激光选区熔化(Slective laser melting,SLM)/热等静压(Hot isostatic pressing,HIP)复合整体近净成形复杂零件的新方法,利用SLM制造HIP同质包套(与基体粉末材料相同),克服包套制造难的问题,同时免除异质包套去除的繁琐过程,并通过实验验证了该方法的可行性。研究发现无论热等静压温度如何变化,界面处均没有发现明显的因为元素偏析而成形的扩散层,其主要特征是界面出现了明显的组织突变。在950°C,1000°C和1050°C条件下热等静压成形的制件抗拉强度分别为968.3 MPa,948.3MPa和938.5 MPa,延展率分别为16.1%,15.8%和15.1%,但试样始终都在同质包套端断裂。针对内部控形型芯易变形,制件内表面粗糙度难调控,且难去除等问题,提出采用石墨作为热等静压控形型芯材料,利用石墨材料的常温脆性的特性,采用喷砂的方法快速去除。同时,以传统模具材料H13、T8、Cr12钢作为对比材料研究不同型芯材料对制件表面质量的影响,研究发现各型芯对应的制件表面粗糙度分别是1.0±0.3,9.6±1.3,5.4±0.9和1.9±0.6μm,并阐释了高温高压下粉末-型芯间的作用机理与制件表面成形机制,为控制热等静压制件表面粗糙度提供了一定的理论指导。针对制件内部粉末颗粒边界难消除,疲劳性能无法满足航空航天标准等问题,提出先温后压的异步加载新工艺,系统研究对比了传统同时升温升压的同步加载工艺与新工艺的在表面质量、微观组织和机械性能上的差异。研究发现,与同步加载工艺相比,异步加载制件表面粗糙度从10.8μm提升到1.0μm。制件都是由等轴晶和板条组织构成,但是在同步加载制件中能发现明显的原始粉末颗粒边界。所以导致尽管异步加载制件中的平均晶粒大小为7.02μm高于同步加载制件的5.53μm,但是异步加载制件的疲劳极限为450 MPa,比同步加载制件高出30%。主要因为异步加载工序利用高温先降低了材料的屈服强度,增强了塑性变形能力,使得粉末颗粒表面氧化层充分破碎,减小了氧化层对其冶金结合的影响,极大提升了热等静压制件疲劳性能,进一步推动热等静压整体成形技术在航空航天上应用的可能性。针对复杂零件涂层难制备,提出涂层制备与复杂零件一体化成形的新方法,并以Ti-6Al-4V作为成形材料,石墨作为控形型芯,Ni作为预涂层,研究该方法的可行性与功能涂层的耐磨性能。在热等静压高温高压的作用下,石墨表面的Ni预涂层扩散到Ti-6Al-4V制件表面,形成主要由TiNi与Ti2Ni构成厚度大约150μm致密的扩散层。扩散层表面微观硬度高达6.01 Gpa,而微观硬度由表面向内部逐渐降低。扩散层的平均摩擦系数是0.471,比无扩散层平均摩擦系数(0.537)降低了13.7%。并且,扩散层能显著改善Ti-6Al-4V制件耐磨性能,其磨损率为2.90×10-3 mm3N-1m-1,比无扩散层制件的磨损率1.26×10-3 mm3N-1m-1降低了2.3倍。Ti-Ni扩散层在摩擦磨损过程中主要经历了塑性变形、氧化磨损和黏着磨损。针对目前我国近α型钛合金高温抗氧化性能差,自主研制了一种Ti-Al-Sn-ZrMo-Nb-Ta-Si系近α型高温钛合金,并在具有代表性的热等静压温度(900,950,1000°C)条件下,系统研究了新型近α型高温钛合金的致密化行为、相变、组织演变和高温拉伸性能。结果表明大量棒状S2型硅化物和α2相(Ti3Al)在基体α相中析出。随着热等静压温度的升高,制件的微观特征经历了一个连续的变化:板条状组织+少量等轴晶→等轴晶+少量的板条状组织→全等轴晶。此外,制件的晶粒大小也随着热等静压温度的升高而不断长大。在整个高温拉伸测试温度范围内,等轴晶加少量的板条状组织表现出最高的拉伸强度,与英国近α型高温锻态钛合金IMI 829在600°C下拉伸性能相当。而在延展性方面,制件的延伸率随着热等静压温度的升高而连续增加。针对钛合金抗磨损性差,摩擦系数不稳定,高温强度低,设计并在线制备具有新颖空间网状结构的TiB/Ti-6Al-4V复合材料,系统研究了不同TiB增强相含量对基体微观组织、硬度、摩擦磨损和常高温拉伸性能的影响。实验结果表明,随着TiB2添加含量的增加,TiB-Ti复合材料体系的空间网状结构组织经历了有趣的演变:连续的Ti-6Al-4V基体+非连续的TiB晶须增强相→准连续的Ti-6Al-4V基体+准连续的TiB晶须增强相→不连续的Ti-6Al-4V基体+连续的TiB增强相。随着TiB2添加量的增加,制件的维氏硬度由基体材料的304.9 HV梯度增加到347.3,433.9,566.3 HV。复合材料空间网状结构附近的纳米硬度,随着距离网状结构距离的增加,而逐渐降低,同时在网状结构交点处具有最高的纳米硬度。TiB2添加量为0,3,5和8 wt.%制件的平均摩擦系数分别为0.4823,0.3951,0.3695和0.3191。磨损量分别为5.6,4.6,1.9和1.6 mg。复合材料的常温拉伸性能随着TiB2添加量的增加而增加,但是当TiB2添加量为8 wt.%时,制件抗拉强度却陡然下降。在高温拉伸性能上,复合材料在温度高于基体材料200°C条件下,依然保持与基体同等水平的强度。TiB增强相对Ti-6Al-4V合金基体的强化主要归功于:承载与载荷传递机制、细晶强化机制和位错强化机制。