镍基高温合金具有优异的抗高温性能,是制造航空航天发动机热端零件的主要材料。随着先进发动机性能的不断提升,热端零件的服役温度接近甚至超过合金的极限值,需要在零件表面和内部制造复杂冷却通道,传统制造技术面临极大的挑战。激光选区熔化（SLM）是先进金属增材制造技术之一,有望实现复杂结构高温合金零件的快速制造。但是,镍基高温合金热膨胀系数高,受SLM周期性急熔急冷影响,容易产生较大应力导致突出的微裂纹缺陷。本文以具有良好高温性能的GH3536合金为SLM成形材料,研究SLM成形工艺窗口并通过热处理和合金成分优化实现缺陷和性能调控,主要内容如下。研究了SLM工艺参数对GH3536合金致密度、微裂纹的影响规律,同时分析了SLM成形GH3536合金的组织性能。随激光能量密度增大,SLM成形GH3536合金致密度呈现对数形式增长,微裂纹数量无明显波动。当体能量密度为90～115 J/mm~3,合金缺陷（孔隙和微裂纹）体积分数仅为0.96%。SLM态组织由平均横截面直径为14.6μm的柱状晶组成,柱状和胞状亚晶界附近有纳米碳化物和位错网。同时,在热影响区发现10～100μm的微裂纹,通过EPMA分析发现在熔池热影响区晶界上存在富Cr、Mo元素的低熔点碳化物相,为裂纹的扩展提供了通道。拉伸实验表明,SLM成形GH3536合金沿成形平面方向极限抗拉强度高于成形高度方向,沿成形平面方向室温极限强度860 MPa、延伸率26.8%;900℃极限强度247 MPa、延伸率5.7%。研究了热等静压（HIP）和固溶（SSHT）两步热处理对SLM成形GH3536合金组织性能的影响规律。经HIP处理后,SLM态合金内微裂纹被消除,而经HIP+SSHT处理后,微裂纹和孔隙缺陷体积分数由0.96%降至0.11%。SSHT处理提高了合金元素的固溶程度,XRD特征峰位明显左移,HIP+SSHT态GH3536的平均晶粒尺寸增大至21.8μm,晶粒的等轴化程度增高,晶内亚晶和位错网被消除。同时,在晶界弥散分布着尺寸为0.2～0.7μm碳化物。室温极限强度和延伸率提高了3.6%和143.0%,900℃极限强度和延伸率提高了11.9%和412.0%。研究了合金成分优化对SLM成形GH3536微裂纹和组织性能的影响。提高GH3536合金中Mo、Cr、Co等元素含量、降低C元素含量,利用SLM制备了缺陷体积分数仅0.07%、近无裂纹的改性GH3536M合金。SLM态GH3536M沿成形高度方向900℃极限强度提高了20.0%,延伸率提高了370.0%,与前述经两步热处理后合金性能相当。TEM分析表明GH3536M合金固溶强化效应提高,γ基体（2 0 0）晶面间距由0.178 nm增至0.182 nm。热膨胀分析表明热膨胀系数显著降低,1150℃温度点微分热膨胀系数由22.61×10-6 K-1降至18.79×10-6 K-1。DSC分析表明,凝固温度区间由41.8℃缩小至33.0℃。固溶强化效应提高增大了极限抗拉强度,热膨胀系数降低改善了热应力,凝固温度区间缩小改善了Mo、Cr、C元素偏析,从而降低了SLM成形过程中合金的热裂纹敏感性。