涡轮叶片作为航空发动机的关键部件,较高的服役温度和复杂的应力考验使得其成为工况最为恶劣的热端部件。随着航空发动机不断提高推重比,涡轮叶片的工作温度和载荷不断提高,高性能定向凝固涡轮叶片的制造已成为航空发动机发展的核心技术。因此研究定向涡轮叶片的制备、组织优化工艺具有重要的实用意义。本课题针对一种新型镍基定向凝固高温合金,采用高速凝固法(HRS)制备定向涡轮叶片。主要研究了制备过程中关键工艺参数对叶片组织的影响,分析研究了叶片在凝固过程中各阶段组织的演变,观察分析了叶片铸态组织中的枝晶偏析和缩松缺陷,此外也研究了叶片组织的热处理工艺优化及对力学性能的影响。研究结果如下:对于所试验的新型定向高温合金和所制作的涡轮叶片,抽拉速度过慢或过快都使得叶片晶体偏离主应力轴;过慢易造成断晶,过快易导致杂晶。随着抽拉速度的提高,叶片一次枝晶间距和二次枝晶间距减小,共晶含量先减少后增多,γ′强化相尺寸减小。随着型壳保温温度的提高,叶身晶体数目增多,一次枝晶间距、二次枝晶间距和γ′强化相尺寸均减小,共晶含量降低。引晶段随着固液界面的推进,晶体数目减少,取向得到一定优化,一次枝晶间距逐渐增大。自下而上,叶根处晶体内敛生长,叶身上部分晶体发散生长。随着凝固高度和壁厚尺寸的增加,叶片一次枝晶间距变大,共晶含量增多。γ′强化相尺寸,随叶片壁厚尺寸增加呈增大趋势。元素Mo、Ti、Ta和Al为正偏析元素,W、Co和Cr为负偏析元素,枝晶偏析程度随着叶身凝固高度的增加呈加重趋势。宏观缩松通常沿着重力方向产生在枝晶间,有时会在叶身形成“沟槽式”的隧道缩松,而微观缩松产生在枝晶间共晶组织附近,呈不规则的长条形、圆形和三角形,且随着叶身凝固高度的增加,微观缩松总体水平升高,单个缩松尺寸先增大后减小。叶片经过1285℃/2h+1305℃/2h+1325℃/12h,AC固溶处理析出细小的γ′相,平均尺寸约为0.30μm,基本消除共晶组织和降低元素偏析。高温时效的温度过高或时间过长,都会引起γ′相边缘钝化,γ相基体通道中析出三次γ′相。经过870℃/24h的低温时效处理,可有效调整γ′相的立方度和体积分数。叶身试样热处理后显微硬度分布均匀可达500HV;铸态和热处理态在980℃条件下的抗拉强度分别为486.5Mpa、558.6Mpa,延伸率分别为9.7%、16.1%;在1000℃/140Mpa条件下的持久寿命分别为51.2h、108.7h,延伸率分别为12.8%、20.5%;经过热处理后叶片的力学性能显著提高。