IN 718合金由于其优异的力学性能被广泛应用在航空航天等领域,但传统加工方式周期长,成本高,且结构复杂件难以制造。增材制造技术的出现很好地解决了这一问题,但增材制造与传统工艺制造的零件在组织和性能等方面具有显著差异。本文主要利用光学显微镜（OM）、扫描电子显微镜（SEM）、电子背散射衍射（EBSD）、X射线衍射（XRD）等技术研究了不同激光能量密度和不同建造方向下的激光选区熔化IN718合金的组织、织构和力学性能。并重点通过高周疲劳试验对激光选区熔化IN 718合金热处理前后的疲劳性能进行了测试分析并阐释了疲劳断裂机理。随着激光能量密度的降低,由于外延生长不足,柱状晶的轴比降低,晶粒也变得细小。在能量密度较高的情况下,促进了平行于建造方向的强<001>织构的形成,但随着能量密度的降低,织构强度逐渐减弱,晶粒取向逐渐呈现多样性。沿45°方向建造的拉伸试样由于具有高的泰勒因子而强度最高。此外,随着激光能量密度的降低,晶粒细化也起到了强化效果。由于织构作用,激光能量密度的增加使得屈服强度的各向异性变得更显著。经过高周疲劳试验测得未热处理试样的疲劳极限为285 MPa,与抗拉强度的关系为:sw（28）0.24suts。疲劳源主要为近表面缺陷,缺陷位置作为疲劳源,裂纹从缺陷处萌生扩展,并可能会引发二次裂纹,最终发生准解理断裂。热处理后,IN 718合金中的主要强化元素Nb元素,以及Al,Ti等元素重新分配,产生了大量的析出相,主要为沿晶界分布的短棒状的δ相（Ni3Nb）,以及在晶内弥散分布的球状的γ′相（Ni3（Al,Ti））与片状（侧面看为针状）的γ″相（Ni3Nb）。热处理之后试样的疲劳极限为362 MPa,由于γ′相与γ″相的强化效果,和δ相对裂纹沿晶扩展的阻碍作用,使得疲劳极限相对于热处理之前提高了27%,与抗拉强度的关系为:σw（HT）=0.2 3σuts（HT）。疲劳源除了近表面缺陷外,在热处理后的试样断口表面还观察到其他类型的疲劳源:如第二相颗粒、未熔颗粒、球化颗粒和圆形气孔。通过极值统计与Murakami模型相结合的方法,利用OM与SEM分别对块状样品与疲劳断口表面的缺陷尺寸进行了统计,以此来预测疲劳极限。发现对未热处理试样的疲劳极限预测结果是可靠的,但对于热处理后的试样,由于硬度超过400 HV,对缺陷敏感性增大,模型进行修正后可实现对疲劳极限的预测。