镍基合金在航空航天等领域具有重要的用途，是高温条件下不可或缺的材料，同时成形具有复杂结构、内部流道、多孔等零部件的需求十分迫切。但镍基合金广泛存在机械加工性能差、铸造和锻造工艺难以控制的突出问题。激光选区熔化SLM(Selective Laser Meltign)技术设备、工艺简单，成形零件复杂度高，特别适合成形航空航天所需的镍基合金难加工复杂零部件。然而，SLM是一种快速冷却、层层叠加的成形方式，与传统方法制造零件在组织、性能等方面存在显著差异，也容易出现显微裂纹孔洞等缺陷。本文对Inconel625和Inconel718这两种典型的镍基合金进行了深入研究，探究其SLM成形的工艺可行性及特点、消除成形缺陷，获得致密的成形部件，并且测试SLM的组织特点及高温、室温力学性能，研究其在高温盐雾下的腐蚀特性，为SLM成形镍基类合金提供理论基础和工程经验。主要研究结论如下：　　1)归纳了Inconel625镍基合金的熔化特性，确定了SLM成形工艺窗口。成形件最高致密度超过99％。SLM成形组织硬度值最大为350HV5，明显大于铸锻水平。SLM亚晶粒与激光功率具有正相关的关系。可以用如下公式表示：λ=1.54P-1.77。SLM直接成形的Inconel625样品基体为γ相，经过热处理之后有MC碳化物析出，晶格畸变程度减小。碳化物的析出引起了晶界的弯曲，形成“弯曲晶界”效应。　　2)研究发现，SLM成形Inconel625镍基高温合金内部存在微小裂纹，裂纹长度不超过100微米。SLM成形镍基合金微观裂纹的内因是由(γ+Laves)共晶凝固。外因是成形过程中激光局部加热产生了高温度梯度，引起制件的内部较高的残余应力，为开裂提供了扩展动力。经过预热的试样裂纹在数量和长度上都获得了明显的改善.　　3)Inconel625合金的力学性能表现出了高强度，低塑性的特点。试样的极限拉伸强度1135MPa和最大屈服强度702MPa，均超过锻件最低标准50%以上，但是延伸率只有9.65%，低于锻件最低标准(30%)。同时材料具有非常明显的各向异性，大部分晶粒延着<100>方向生长。织构呈现典型的{100}<001>型立方织构。拉伸强度沿着水平方向高于竖直方向，大约5.2%。　　4)通过对比SLM成形过程中激光能量分布方式发现，采用均匀光斑获得的宽深比远大于采用高斯激光光斑模式。同时，在单道横截面上均可以观察到对流现象。采用整形的均匀光斑在单晶基板上成形出镍基单晶合金，并获得3mm的单晶组织。提出了SLM条件下形核数新的数学模型，该模型针对增材制造层层叠加的特点，考虑激光引起的对流效应及杂质引入，很好的解释了SLM外延生长特点。　　5)探究了不同激光模式下的硬度随温度变化的规律。在低温工作区，低于400℃，由于高斯光斑引起的晶粒细化作用起到主导作用，硬度较高；当温度超过400℃时，采用均匀光斑获得的较少晶界的组织的硬度更高。　　6)SLM成形的Inconel718呈现为γ奥氏体形态，同时获得一种由Fe2Ti、Fe2Mo、Cr2Nb、Fe2Nb等，可以缩写成(Ni,Fe,Cr)2(Nb,Ti,Mo)组成的Laves。采用TEM分析，发现在在SLM成形Inconel718合金中存在互相平行分布的短棒状结构的Ni3Nb-γ″，长度在15-50nm之间，直径约为5nm。　　7)发现了两种SLM成形件高温拉伸的失效机制缺陷。一是熔池的中心呈现性能弱区，在受到拉力作用时，发生开裂。二是SLM成形区熔池边界由于迁移不协调的影响，在熔池边界交叉位置形成孔洞，裂纹沿着熔池边界扩展，形成X状的裂纹缺陷。　　8)经过热处理之后，无论何种拉伸方向，Inconel718合金件的强度性能都得到了大幅度的提升，在室温条件下，材料的抗拉强度1430MPa，超过锻件标准近150MPa，屈服强度1182MPa，超过锻件标准140MPa，同时延伸率依然高于锻件标准。在高温条件下，经过热处理之后无论在Z向还是XY向，材料极限抗拉强度和屈服强度均优于锻件标准，但是在Z向延伸率低于锻件标准。　　9)发现对于SLM件，在经过75h的腐蚀之后，失重达到18mg/cm2，是时效处理之后失重的2.5倍，标准热处理之后的9倍。合金表面的主要产物有氧化物和硫化物两类，包含Cr2O3、NiO、Fe3O4以及Ni2S，其中S元素主要来自加入的腐蚀盐类Na2SO4。经过热处理之后，表面氧化产物的成分并没有发生变化。　　10)经过标准热处理和均匀热处理的样品耐腐蚀性能与锻件对比件相当。时效处理的样品在开始阶段与SLM态相同，在经历25h的扩散与溶解之后，熔池边界消失，元素得的均匀分布，为S和O元素提供快速的通道关闭，抗腐蚀元素得到均匀分布，材料的抗腐蚀性能得到大幅度的提升。