GH3536合金是一种典型的固溶强化型镍基高温合金,被广泛应用于航天发动机和燃气轮机等领域高温零部件的制造。传统的GH3536合金零件主要通过铸造和锻造等方式进行加工制造,并且存在研制周期长、技术难度大、材料浪费等问题,难以满足航空航天发动机领域的创新发展需求。激光立体成形技术因其能实现任意复杂结构的自由成形,而逐渐成为一条航空发动机以及燃气轮机等领域高性能零部件制造的重要途径。本文采用激光立体成形技术制备了GH3536合金,对其成形组织、热处理工艺以及开裂机理进行了一系列研究,并得到以下主要研究结论:揭示了激光立体成形GH3536合金凝固组织的演变规律。激光立体成形GH3536合金沉积态组织主要为以外延生长的柱状晶,在枝晶间和晶界处存在明显的偏析。由于沿沉积方向不同部位冷却速率的不同,导致块状试样沿沉积方向组织的差异。在试样底部,冷却速率最快,因此晶粒尺寸最小,枝晶间Laves相呈零散颗粒状分布。而试样的中上部,由于冷却速率的降低,试样晶粒逐渐粗大,枝晶间Laves相呈长条状分布,晶界处开始出现连续的γ-M23C6共晶。并且在试样顶部,在Laves相和M6C周围开始伴有细小的σ相析出。明晰了不同温度的固溶处理过程中合金组织的演变规律。当固溶温度由1075℃逐渐升高到1175℃时,枝晶逐渐溶解,层带结构逐渐淡化并在1200℃时完全消失,1200℃时完全再结晶发生,试样组织由柱状晶完全转变为等轴晶,并大量的孪晶出现。1225℃时晶粒会开始长大,孪晶数量开始减少。提高固溶处理的温度,沉积态试样内部Laves相逐渐溶解,直至在1200℃时完全固溶。研究了不同温度的固溶处理下合金力学性能的变化规律。逐步提升固溶处理温度,合金的硬度逐渐降低,室温拉伸强度和延伸率则逐渐提升,1200℃时合金强度达到最大值720 MPa,延伸率则在1225℃时达到最大值47%。815℃高温拉伸测试表明,不同温度的固溶处理对合金的高温抗拉强度影响不大,总体在289～302 MPa范围内波动。延伸率则与室温一致保持线性提升的趋势并由沉积态的27%提升到1200℃时的41%。在1200℃固溶处理1h后,室温和高温下试样均可以获得较佳的强度和塑性的匹配。明晰了Laves相对激光立体成形GH3536合金塑性变形行为的影响。通过断口剖面分析得出大尺寸的长条状Laves相容易引起应力集中,导致其本身的破碎并与基体剥离形成较大的孔隙。在拉应力的作用下这些孔隙容易被进一步撕裂并沿枝晶间扩展,导致试样较快的发生断裂失效,使合金塑性变差。而小尺寸的颗粒状的Laves相不容易引起应力集中和破碎,并且与基体的剥离形成的空隙也更小,有利于基体的塑性变形。揭示了激光立体成形GH3536合金的开裂行为。激光立体成形GH3536合金的热裂总是发生在大角度晶界并沿其扩展,并同时存在液化裂纹和凝固裂纹。指出了晶界连续γ-M23C6共晶的液化和热应力是开裂的主要原因。分析了大角度晶界更有利于液相的铺展并形成连续稳定的液膜,随着沿沉积高度逐渐增加的热应力为开裂提供了驱动力,导致了试样的液化开裂。在后续凝固过程中晶界处析出的碳化物颗粒促进了钉扎作用,会阻碍液相的补缩,导致热影响区的液化裂纹外延扩展为凝固裂纹。