挤压铸造成形技术是在构件成形过程中施压一定的压力以达到构件性能优良的技术,它很好地结合了锻造和铸造的优势,能够满足复杂高性能承力结构件的使用需求。本文基于挤压铸造成形技术,提出了以ZL104铝合金为原始材料成形发动机飞轮壳的工艺研究。本文通过飞轮壳构件成形过程的数值模拟、飞轮壳构件成形实验以及飞轮壳构件热处理这三个方面展开研究工作。本文使用ProCAST软件模拟了16组不同比压、保压时间、浇注温度、模具温度条件作用下飞轮壳构件的充型过程和凝固过程,为后续成形实验提供飞轮壳构件的温度场、应力场和缺陷场的分析手段。研究表明:16组模拟条件下铝合金飞轮壳铸件充型完整,无充不满现象,铸件成形最后凝固区域主要在浇道上,在较大的比压和较低的模具温度下成形的飞轮壳其平均等效应力较大。本文通过设计的16组正交试验方案进行了飞轮壳成形实验,对不同组实验条件下的铸件进行了力学性能和组织性能分析。研究表明:以抗拉强度和延伸率为依据,通过综合分析,得出的最佳工艺参数为:浇注温度为655℃,模具温度为B方案（下模温度为160℃、上模温度为170℃、左侧模温度为160℃、右侧模温度为130℃）,保压时间为20 s,比压为34.00 MPa。最优工艺条件下成形飞轮壳的平均抗拉强度为211.17 MPa,平均延伸率为7.7%,抗拉强度以及延伸率都达到了较优水平。在组织方面,微观组织主要由α-Al相与Al-Si共晶相组成,在局部补压位置微观组织沿着补缩压力方向压缩变形,当工艺参数选择恰当时,制件的组织性能良好,缺陷较少,除Al元素外的Fe、Mn、Si元素主要在晶界上富集。本文采用控制单一变量的方式探究固溶处理和时效处理对飞轮壳的力学性能和微观组织的影响。研究表明:经过热处理后的飞轮壳构件抗拉强度、屈服强度有明显提高、延伸率呈下降趋势,在实验17热处理条件下（固溶温度为530℃、固溶时间为180 min、时效温度为175℃、时效时间为300 min）,铝合金飞轮壳力学性能为抗拉强度为280.03 MPa、屈服强度为210.17 MPa、延伸率为4.6%。综合力学性能分析,热处理的最优工艺参数为:固溶温度为540℃、固溶时间为180min、时效温度为175℃、时效时间为300 min。在组织方面,热处理能够使得飞轮壳构件的共晶硅从较长的纤维状变成短棒状和圆球状,并且析出了针状β``-Mg2Si强化相以及盘状β-Mg2Si强化相,这也是使得铸件性能提高的主要原因。