航空航天飞行器速率的不断升高对其发动机的效率提出更高要求,而提高发动机热端部件温度有利于改善发动机效率。IN738LC合金由于具有较高的Al、Ti元素含量导致其服役温度较高,适用于发动机热端部件的制造,然而进行熔化焊时该类合金具有极高的裂纹敏感性,因此IN738LC合金热端部件的焊接制造成为其在航空发动机中应用的关键性难题。本文针对IN738LC高温合金在航空发动机热端部件的应用,开展了电子束焊接接头组织演变、裂纹形成机理及控制与焊后热处理工艺优化研究。采用光学显微镜、扫描电子显微镜、透射电镜对IN738LC接头相组成及缺陷特征进行了分析,借助Gleeble热模拟试验机与快速升温热处理炉再现了接头裂纹缺陷的形成过程,基于组织分析阐明了裂纹缺陷的形成机制并提出了有效的裂纹控制方法,通过显微硬度、拉伸强度与高温持久寿命测试对焊后热处理态IN738LC接头力学性能进行了定量评价,实现了IN738LC高温合金的高质量电子束焊接。对IN738LC高温合金进行电子束焊接后,接头焊缝区相组成包括γ-Ni相、γ’-Ni3（Al,Ti）相、MC碳化物与微量硼化物,其凝固过程为:L0→L1+γ1→L2+γ1+（γ2+MC）共晶→γ1+（γ2+MC）共晶+（γ3+γ’）共晶→γ1+（γ2+MC）共晶+（γ3+γ’）共晶+γ’。热影响区γ’沉淀相发生了部分溶解。焊态接头热影响区产生液化裂纹,焊后固溶热处理后接头焊缝区产生严重的应变-时效裂纹,因而IN738LC合金电子束焊接性较差。IN738LC接头热影响区组织分析及热模拟试验表明,γ’沉淀相和MC碳化物的组分液化及硼化物的液化导致了晶间液膜的形成,且γ’沉淀相的组分液化是液膜的主要来源。在焊接热循环过程中,γ’沉淀相部分溶解并与基体产生组分液化形成沿晶液膜。在冷却过程中,当接头产生的热应力超过晶界液膜表面张力后则液膜被拉开形成液化裂纹。IN738LC接头应变-时效裂纹形成温度区间介于700°C～1000°C。根据裂纹形成区间开展了相应的热处理工艺试验,发现γ’沉淀相的析出诱发的时效收缩应力及接头残余应力是导致裂纹萌生及扩展的主要力学因素,而γ’沉淀相的快速析出及焊缝金属的氧化导致焊缝区显著硬化,降低了焊缝区晶界的塑韧性,促进裂纹沿晶界萌生并扩展。基于焊后热处理工艺试验,获得了IN738LC合金接头焊缝区应变-时效裂纹的临界产生曲线（“双C曲线”形状）,并计算出无裂纹产生的焊后热处理临界升温速率vcri=106°C/min（热处理峰值温度T≥1125°C）。采用电子束随焊热补偿工艺及快速升温热处理工艺对液化裂纹及应变-时效裂纹进行了控制。电子束随焊热补偿工艺通过增加接头热影响区晶间液膜厚度和缓解接头纵向残余拉应力,导致热影响区液化裂纹显著减少。相较于直接焊接头而言,采用电子束随焊热补偿工艺获得的接头进行固溶处理后焊缝区产生的应变-时效裂纹长度显著增加,且裂纹扩展至热影响区,表明电子束随焊热补偿工艺对两类裂纹控制效果较差。快速升温热处理工艺通过抑制焊缝区晶核内γ’沉淀相的析出及改善接头塑性,获得了无应变-时效裂纹产生的接头,且热影响区液化裂纹亦被一次γ’沉淀相有效填补,因而快速升温热处理工艺能有效控制接头两类裂纹的产生。接头焊后固溶处理研究表明,固溶温度的升高促进接头枝晶间一次γ’沉淀相和MC碳化物的溶解,导致其抗拉强度先增加后降低,而持久寿命则显著降低,因而1125°C/2h热处理制度为优化的固溶热处理工艺。焊后时效处理γ’沉淀相生长动力学计算表明,850°C温度下IN738LC高温合金能同时获得尺寸稳定的γ’沉淀相与优异的力学性能。当采用850°C进行时效处理后,接头各区域二次γ’沉淀相生长速率K=1.003×10-27m3/s。随着时效时间的延长,焊缝区晶界M23C6碳化物由粒状转变为链状分布,且含量显著增加。接头室温和900°C拉伸强度随时效时间的增加逐渐降低,而接头持久寿命则先增加而后降低。1125°C/2h+850°C/24h焊后热处理工艺获得的接头900°C拉伸延伸率和900°C/350MPa持久寿命均最大,分别为16%和2.5h。基于接头高温力学性能及γ’沉淀相尺寸稳定性,IN738LC电子束焊接接头的优化焊后热处理制度为1125°C/2h+850°C/24h。