随着航空运输业的不断发展，特别是新型民用涡扇支线飞机的出现，我国TC4钛合金面临冶金技术相对落后，性能数据特别是疲劳性能数据不全的问题，因此有必要对TC4钛合金进行再深入的研究，以满足涡扇支线飞机选材和民用飞机适航审查的要求。 本文通过室温拉伸和压缩、疲劳性能试验及铸造TC4热处理工艺设计，以及运用OM和SEM等分析手段，对铸造Ti-6Al-4V钛合金组织、力学性能和热处理工艺，特别是对其在不同变形下的断裂机理进行了分析研究，主要研究结果如下： 铸造Ti-6Al-4V的拉伸力学性能指标符合我国国家军用标准《钛及钛合金熔模精密铸件规范（GJB2896-1997）》的要求，其金相组织为由α、β层片以及晶界α相组成粗大的片状组织，组织比较致密，但晶粒仍十分粗大由此导致其力学性能数据分散度较大。而与拉伸试验结果相比，铸造Ti-6Al-4V钛合金的压缩力学性能指标的分散度和相对误差都很小。 铸造Ti-6Al-4V合金拉伸断口研究显示，其裂纹起源于心部。放射区以准解理断裂为主，并有少量解理面和二次裂纹，其断裂机理为穿晶型脆性断裂。压缩宏观断口有明显的撕裂痕迹，其断裂机理属于解理断裂，裂纹扩展区以解理台阶以及河流花样为主，并有二次裂纹存在，在最后的瞬断区可以看见较浅的韧窝。 介绍了DFR法的相关概念及理论依据、试验数据的结构疲劳可靠性寿命处理方法，采用双点法测定了铸造Ti-6Al-4V钛合金的细节疲劳额定强度截止值DFRcutoff，结果显示，双点法所得的试验结果准确可靠，可为新型涡扇支线飞机的各种构件的疲劳设计和寿命评估提供数据支持。 疲劳裂纹扩展速率试验结果表明，当应力比R>0时，疲劳裂纹门槛值△Kth随R的增大而减小。通过递增多项式法获得了不同应力比下的裂纹扩展速率da/dN和应力强度因子幅△K之间的关系曲线，结果显示，在△K相同的条件下，随着应力比R的增加，da/dN增大，裂纹扩展加快。另外，通过数据计算，获得了描述铸造Ti-6Al-4V钛合金疲劳裂纹扩展速率的Walkor方程。 铸造Ti-6Al-4V钛合金中疲劳裂纹可以沿α片层方向或集束边界扩展，或垂直或成一定角度切断片层向前扩展，扩展路径比较曲折；另外在扩展过程中有二次裂纹的产生。铸造Ti-6Al-4V钛合金疲劳断口扫描分析表明：裂纹扩展区主要是以微区解理断裂和疲劳条带扩展机制为主，瞬时破断区可看到撕裂棱和浅显的韧窝。 获得了合适的热处理工艺，经该工艺处理的Ti-6Al-4V合金金相组织变得细小，α片的长宽比减小，拉伸、压缩力学性能，特别是屈服强度有较大提高。