航空发动机的轻量化一直是各国研究的重点。TiAl基合金具有密度低、强度高、抗氧化性好、抗高温蠕变性能好等特点受到广泛关注,是发动机叶片潜在的应用材料。发动机工作时,叶片受到高循环周次变动载荷的作用。因此,为了提高涡轮叶片的可靠性、推进TiAl合金叶片的工程化应用,对TiAl合金疲劳性能的研究具有重要意义。本文利用冷坩埚定向凝固炉制备Ti-46Al、Ti-44Al-5Nb-3Cr-1.5Zr、Ti-47Al-2Cr-2Nb-0.2Er（at.%）、高Nb-TiAl钛铝合金铸锭,对其表面质量、宏观组织、显微组织进行分析。测试原始铸态和定向凝固组织弯曲疲劳性能,以Ti-46Al合金为基础,分析疲劳性能和组织的关系。选出弯曲疲劳性能较优的合金,测试拉伸疲劳、带缺口试样的弯曲疲劳性能。实验结果表明:Ti-46Al、Ti-47Al-2Cr-2Nb-0.2Er、高Nb-TiAl合金的柱状晶平行度、连续性好,定向效果较优。Ti-46Al、高Nb-TiAl合金具有典型的全片层组织。Ti-47Al-2Cr-2Nb-0.2Er合金组织由γ/α₂片层团和Er₂O₃相组成。Ti-44Al-5Nb-3Cr-1.5Zr合金定向组织由γ/α₂片层团和大量B2相、γ单相组成,宏观组织呈等轴状,定向效果不佳。根据三点弯曲疲劳试验得出,冷坩埚定向凝固Ti-46Al、Ti-47Al-2Cr-2Nb-0.2Er、高Nb-TiAl合金的弯曲疲劳极限分别为390MPa、414MPa、470MPa,高Nb-TiAl具有最优的抗弯曲疲劳性。冷坩埚定向凝固提高母合金铸锭的抗弯强度、挠度和疲劳极限。Ti-47Al-2Cr-2Nb-0.2Er合金中的Cr、Nb元素固溶强化了合金的基体,提高合金的力学性能。Er元素的添加细化片层间距,在一定程度上提高了合金的力学性能,但是Er₂O₃相与基体的界面结合较弱,并且该相一般为松散的团簇状,往往诱发疲劳裂纹的萌生,并且在疲劳裂纹扩展路径上作为薄弱点被穿过。高Nb-TiAl合金中的Nb元素固溶强化效果显著,疲劳断裂以穿片层断裂为主导,沿片层断裂数量较少。“U”形缺口的弯曲疲劳极限约为光滑试样值的0.45倍,疲劳应力集中系数K_f=2.22。高Nb-TiAl合金的拉伸疲劳极限为215MPa,试样常应力集中较大的宽厚相交直角处或过渡圆角处断裂,疲劳裂纹在片层团界面或者沿片层处萌生,裂纹扩展至临界尺寸时,发生脆性解理断裂。