不同保载时间作用下的定向凝固合金DZ125的高温低循环疲劳试验研究

收稿日期:2004201212;修订日期:2004205206基金项目:国家自然科学基金(50171003);航空科学基金(03H51025)资助项目文章编号:100026893(2005)0120121204在高温蠕变环境中的热障涂层失效行为高永栓,陈立强,宫声凯,徐惠彬(北京航空航天大学材料科学与工程学院,北京　100083)F ailure B ehavior of Thermal B arrier Coatings in Creep E nvironmentG AO Y ong 2shuan ,CHEN Li 2qiang ,G ON G Sheng 2kai ,XU Hui 2bin(Department of Material Science and Engineering ,Beijing University ofAeronautics and Astronautics ,Beijing 100083,China )摘　要:对电子束物理气相沉积(EB 2PVD )制备的由NiCoCrAl Y 粘结层和YSZ (Yttria Stabilized Z irconia )陶瓷层组成的双层结构热障涂层,采用标准高温蠕变试验方法,研究了在高温、恒定外载荷作用下热障涂层中各层的形貌变化及裂纹的萌生、扩展,并探讨了涂层的失效过程和机理。

垂直于试样轴向的断面观察表明,涂层在外力作用下氧化200h 后层间裂纹非常明显,但几乎不发生在热氧化层(TG O )内,而是发生在陶瓷层与TG O 层、TG O 与粘结层之间,尤其发生在TG O 与陶瓷柱状晶之间的等轴晶处。

这种层间裂纹是在拉伸应力作用下,合金基体和粘结层发生径向收缩,而陶瓷层和TG O 层的应变容限无法满足径向收缩而产生的。

关键词:热障涂层;电子束物理气相沉积;高温蠕变;失效机制中图分类号:V261.93+3;TG 174 文献标识码:AAbstract :High temperature creep testing is carried out to investigate the high temperature fatigue behavior of ce 2ramic thermal barrier coatings (TBCs )prepared by electron beam 2physical vapor deposition (EB 2PVD ).It has been observed that the cracks are mainly formed in the interface between TG O (Thermally Grown Oxidation )layer and the ceramic top coating ,instead of in the TG O layer just often observed during thermal cyclic testing without load 2ing.Such cracks can be considered to be caused by the creep of metallic substrate along loading direction and the shrink in diameter of sample.K ey w ords :TBCs ;EB 2PVD ;TG O ;creep ;failure mechanism 热障涂层技术应用于发动机热端部件上,可以提高涡轮发动机的进口温度TIT (Turbine Inlet Temperature ),延长热端部件的使用寿命。

收稿日期:2003-04-17;修订日期:2003-07-08基金项目:“九五”航空发动机结构强度国防预研项目(28.4)作者简介:张国栋(1977-),男,陕西富平人,北京航空材料研究院助理工程师,硕士,主要从事高温疲劳与断裂研究.第19卷　第1期2004年2月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.19No.1Feb.　2004文章编号:1000-8055(2004)01-0017-06定向合金DZ 125热/机械疲劳寿命预测模型评估张国栋1,刘绍伦1,何玉怀1,周柏卓2(1.北京航空材料研究院,北京100095;2.沈阳航空发动机设计研究所,辽宁沈阳110015)摘要:分别用微裂纹扩展模型、M anso n-Co ffin 方程和拉伸迟滞能模型对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金的热/机械疲劳寿命进行预测。

预测结果发现:三种模型都能较好对D Z125合金的热/机械疲劳寿命进行预测(分散带为2倍左右)。

通过分散带和标准差的定量比较发现:对于同相位、-135°相位和同相位带保持时间的热/机械疲劳,拉伸迟滞能寿命预测模型的预测结果比微裂纹扩展模型和M anson-Coffin 方程的预测结果好;而对于反相位热/机械疲劳,微裂纹扩展模型的预测结果比拉伸迟滞能寿命预测模型和M anso n-Coffin 方程的预测结果好。

关　键　词:航空、航天推进系统;热/机械;疲劳;寿命预测;同相位;反相位中图分类号:O346.2;V 231.95 文献标识码:ALife Predication of Thermomechanical Fatiguein DS S uperalloy DZ 125ZHANG Guo -dong 1,LIU Shao -lun 1,HE Yu -huai 1,ZHOU Bo -zhuo2(1.Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095,China;2.Shenyang Aeroeng ine Research Institute,Shenyang 110015,China)Abstract :Manson -Coffin equation ,Ostergren m ethod and microcrack propag ation model w ere chosen to predict TMF life in DS Superalloy DZ 125.T he results of T MF life prediction show ed that all of methods chosen were able to g ive a reasonable life prediction result for DS su-peralloy DZ125.For in-phase TM F,in-phase w ith hold tim e TM F and -135°phase ang le TMF,Ostergren model gav e a better life prediction result than Manson -Coffin equation and microcrackpropagation m odel did.But for out-of-phase T MF,microcrack propag ation model gave better re-sults than Ostergren m odel and M anson-Coffin equation did.Key words :aerospace propulsion system ;thermomechanical;fatig ue;life prediction;in -phase ;out -of -phase 航空、动力和冶金等工业中的许多工程零部件,在其服役期间由于环境温度的不断变化,导致这些零件不仅承受着循环载荷所产生的机械应力,而且还承受着由于温度变化或温度梯度而引起的热循环应力。

2009年8月第4卷 第3期失效分析与预防A ugust ,2009V o.l 4,N o .3[收稿日期]2009年2月20日[修订日期]2009年6月3日[作者简介]刘昌奎(1976年-),男,博士研究生,工程师,主要从事材料与结构的损伤、失效分析等方面的研究。

DZ125定向凝固合金的再结晶行为研究刘昌奎,张 兵,陶春虎,胡春燕(北京航空材料研究院,中国航空工业集团公司失效分析中心,北京100095)[摘 要]研究了DZ125定向凝固合金发生再结晶的温度条件以及吹砂条件对其再结晶行为的影响。

结果表明:铸态和热处理态DZ125定向凝固合金开始发生再结晶的温度基本相同,均在1000~1050e 范围内;该合金的再结晶深度随热处理温度的升高而增大,当热处理温度低于1150e 时,增大的幅度较小,当温度超过1150e 后,再结晶深度迅速增大,C c 相的溶解是DZ125合金再结晶的控制因素;随着吹砂压力或吹砂时间的增加,DZ125合金表面变形量增大,再结晶深度也随之增大。

[关键词]定向凝固;DZ125合金;再结晶;热处理;吹砂[中图分类号]O783 [文献标志码]A [文章编号]1673-6214(2009)03-0129-04R ecrystallizati on Behavior of D irecti onall y Soli d ified DZ125Superall oyL I U Chang -ku,i Z HANG B ing ,TAO Chun -hu ,HU Chun -yan(B eij i ng Institute of A eronau ticalM ater i als ,AV IC Fail ure A nal y sis Cen ter,B eijing 100095,Chi na)Abstrac t :The recry sta llizati on temperature o f directi onall y so lified D Z125superall oy w as i nvesti ga ted ,and t he e ffects o f sand -b l asti ng para m e ters on the recrysta llizati on behav i o r o fD Z125superall oy we re a l so stud i ed .The results show t hat the critical te m-perature for recrysta lli zati on of DZ125supe ra lloy is be t w een 1000eand 1050e .It is a l so f ound t hat the recrystalliza ti on depthincreases w ith the rise o f the hea t treat m ent te m pe ra t ure .Be l ow 1150e ,t he recrysta lli zati on depth increases slow ly w it h thete m pera t ure r i s i ng ,wh ile above 1150e ,the recrystalliza ti on dep t h i ncreases qu ick l y w ith the te mperature cli m b i ng .The so l u -ti on of C c prec i p itates i s the cr iti ca l factor of t he recrysta llizati on behav i o r o f DZ125supera lloy .W ith t he i ncrease o f the deforma -ti on degree caused by i ncreasi ng sandb lasti ng pressure o r sandb l asti ng ti m e ,the recrystalliza tion depth i ncreases .K ey word s :d i recti ona ll y so lidifi ed ;D Z125supera lloy ;recrystalliza tion ;heat treat m ent ;sandblasti ng0 引言定向凝固合金具有很多优点,如在受力方向消除了与应力轴垂直的晶界,具有很高的热疲劳强度、持久蠕变强度、塑性以及良好的振动阻尼效果,是航空发动机涡轮叶片的主要用材[1]。

试样尺寸对定向合金DZ125热机械疲劳寿命的影响Effects of Specimen Dimension on T hermomechanicalFatigue Life in DS Superalloy DZ125张国栋,于慧臣,何玉怀,苏彬(北京航空材料研究院,北京100095)ZH ANG Guo-dong,YU H u-i chen,H E Yu-huai,SU Bin(Beijing Institute of Aeronautical M ater ials,Beijing100095,China)摘要:对DZ125定向凝固铸造镍基高温合金进行了三种相位和两种试样尺寸的热机械疲劳实验研究。

实验结果表明:在热机械载荷下,试样表面和内部温度梯度以及蠕变和氧化损伤的存在,导致试样工作段直径影响热机械疲劳寿命。

当应变水平较高(疲劳寿命较短)时工作段直径为<8mm试样的疲劳寿命和工作段直径为<6mm试样的疲劳寿命无明显差别。

当应变水平较低(疲劳寿命较长)时工作段直径为<8mm试样的疲劳寿命比工作段直径为<6mm试样的疲劳寿命长。

关键词:热机械疲劳;尺寸;蠕变;氧化;损伤;寿命中图分类号:3G14611+5文献标识码:A文章编号:1001-4381(2007)05-0028-03Abstract:T herm omechanical fatigue(T MF)life of thr ee temperature-strain phase angles and tw o specimen dimensions w as studied in directional solidificatio n(DS)superalloy DZ125.T he r esults show ed that fatigue,creep and ox idation damag e alw ays developed dur ing TM F,temperature g radient occur red o n surface and inside o f specim en.Specimen dimension affected TM F life in DS superalloy DZ125.At high strain levels w ith shorter fatigue life,there w ere no evidence difference betw een T MF life o f8mm diameter specim en and fatigue life of6m m diam eter specimen.At low str ain levels w ith longer fatigue life,T MF life of8m m diameter specim en is lo ng er than that of6mm diam eter specimen. Key words:thermo mechanical fatigue;dim ensio n;creep;ox idation;damage;life航空发动机以及燃气轮机的涡轮盘和涡轮叶片,在其服役期间由于环境温度的不断变化,导致这些零件不仅承受着循环载荷所产生的机械应力,而且还承受着由于温度变化或温度梯度而引起的热循环应力。

ＤＺ１２５定向凝固高温合金在不同状态下的超高周疲劳行为研究＊顾玉丽，陶春虎，佘　力，何玉怀，曲士昱（中航工业北京航空材料研究院航空材料检测与评价北京市重点实验室，北京１０００９５）摘要 研究了常规热处理和长期时效状态的ＤＺ１２５定向凝固高温合金在室温和７００℃下的超高周疲劳特征及其差异。

利用超声疲劳试验机测试了合金的超高周疲劳性能，采用扫描电镜研究了合金的疲劳断口特征，借助电子探针和纳米压痕测量仪分别测试了合金枝晶间和枝晶干的成分和弹性模量。

结果表明：两种热处理制度下ＤＺ１２５合金的枝晶间和枝晶干的弹性模量以及合金元素分配和偏析比差异不大；ＤＺ１２５合金在７００℃下的超高周疲劳性能低于室温，合金在室温下存在明显的频率效应，但在７００℃下不存在频率效应；室温和７００℃下，合金经过长期时效后的疲劳性能均有所降低，特别在７００℃下合金性能降低得更多。

室温下，ＤＺ１２５合金的两种热处理制度的超高周疲劳裂纹均起源于试样的表面；７００℃下，两种热处理制度的超高周疲劳裂纹均起源于试样的亚表面。

关键词 定向凝固高温合金　超高周疲劳　疲劳特征　元素分布　弹性模量中图分类号：Ｖ２５０．３ 文献标识码：Ａ ＤＯＩ：１０．１１８９６／ｊ．ｉｓｓｎ．１００５－０２３Ｘ．２０１５．１０．０２６Ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　Ｃｙｃｌｅ　Ｆａｔｉｇｕｅ　Ｂｅｈａｖｉｏｒｓ　ｏｆ　Ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　Ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　Ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ＤＺ１２５Ｕｎｄｅｒ　Ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ＣｏｎｄｉｔｉｏｎｓＧＵ　Ｙｕｌｉ，ＴＡＯ　Ｃｈｕｎｈｕ，ＳＨＥ　Ｌｉ，ＨＥ　Ｙｕｈｕａｉ，ＱＵ　Ｓｈｉｙｕ（Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｋｅｙ　Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ　ｏｆ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ　Ｔｅｓｔｉｎｇ　ａｎｄ　Ｅｖａｌｕａｔｉｏｎ，ＡＶＩＣ　Ｂｅｉｊｉｎｇ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｍａｔｅｒｉａｌｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ　１０００９５）Ａｂｓｔｒａｃｔ Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ａｎｄ　７００℃，ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ，ｏｆ　ｔｈｅ　ｄｉ－ｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ＤＺ１２５ｗｉｔｈ　ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　ａｎｄ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｉｎｇ　ｈｅａｔ　ｔｒｅａｔｍｅｎｔ　ｗｅｒｅ　ｓｔｕｄｉｅｄ．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ｗｅｒｅ　ｍｅａｓｕｒｅｄ　ｕｓｉｎｇ　ｕｌｔｒａｓｏｎｉｃ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｔｅｓｔ　ｍａｃｈｉｎｅ，ａｎｄ　ｔｈｅ　ｆａ－ｔｉｇｕｅ　ｆｒａｃｔｕｒｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ　ｗｅｒｅ　ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ　ｕｓｉｎｇ　ｓｃａｎ　ｅｌｅｃｔｒｏｎ　ｍｉｃｒｏｓｃｏｐｙ（ＳＥＭ）．Ｔｈｅ　ｅｌｅｍｅｎｔｓ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄｅｌａｓｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ａｒｍ　ａｎｄ　ｉｎｔｅｒｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ｒｅｇｉｏｎ　ｗｅｒｅ　ｔｅｓｔｅｄ　ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙ　ｕｓｉｎｇ　ｅｌｅｃｔｒｏｎ　ｐｒｏｂｅ　ｍｉｃｒｏ－ａｎａｌｙ－ｓｉｓ（ＥＰＭＡ）ａｎｄ　ｎａｎｏ－ｉｎｄｅｎｔａｔｉｏｎ　ｔｅｓｔｅｒ．Ｔｈｅ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｓｈｏｗｅｄ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｅｌｅｍｅｎｔ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｅｌａｓ－ｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　ｏｆ　ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ　ｔｒｅａｔｅｄ　ａｎｄ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｅｄ　ＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　ｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ａｒｍ　ａｎｄ　ｉｎｔｅｒｄｅｎｄｒｉｔｉｃ　ｒｅｇｉｏｎｗｅｒｅ　ｓｌｉｇｈｔ．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ａｌｌｏｙｓ　ｗｅｒｅ　ｌｏｗｅｒ　ａｔ　７００℃ｔｈａｎ　ｔｈｏｓｅ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ．Ｔｈｅ　ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ　ｅｆｆｅｃｔ　ｉｓ　ｍｏｒｅ　ｏｂｖｉｏｕｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｔｈａｎ　ｔｈａｔ　ａｔ　７００℃．Ｔｈｅ　ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｐｒｏｐｅｒｔｙ　ｏｆＤＺ１２５ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ　ｄｅｃｒｅａｓｅｄ　ａｆｔｅｒ　ｌｏｎｇ－ｔｅｒｍ　ａｇｉｎｇ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ　ｅｖｅｒ　ｍｏｒｅ　ａｔ　７００℃．Ｔｈｅ　ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｒａｃｋｓ　ｏｆ　ｔｈｅａｌｌｏｙｓ　ｗｉｔｈ　ｔｗｏ　ｈｅａｔ　ｔｒｅａｔｍｅｎｔｓ　ｂｏｔｈ　ｏｒｉｇｉｎａｔｅｄ　ｆｒｏｍ　ｔｈｅ　ｓｕｒｆａｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ　ａｔ　ｒｏｏｍ　ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ，ｗｈｉｌｅ　ｆｒｏｍｔｈｅ　ｓｕｂｓｕｒｆａｃｅｓ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｓｐｅｃｉｍｅｎｓ　ａｔ　７００℃．Ｋｅｙ　ｗｏｒｄｓ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ　ｓｏｌｉｄｉｆｉｅｄ　ｓｕｐｅｒａｌｌｏｙ，ｕｌｔｒａ－ｈｉｇｈ　ｃｙｃｌｅ　ｆａｔｉｇｕｅ，ｆａｔｉｇｕｅ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃ，ｅｌｅｍｅｎｔｓ　ｄｉｓｔｒｉ－ｂｕｔｉｏｎ，ｅｌａｓｔｉｃ　ｍｏｄｕｌｕｓ　＊国家自然科学基金（１１３０２２１２）　顾玉丽：女，１９７９年生，高级工程师，博士，主要从事材料的结构损伤分析研究　Ｔｅｌ：０１０－６２４９６６６７　Ｅ－ｍａｉｌ：ｂｌｕｅｂｅｅ４６４６＠１６３．ｃｏｍ０　引言以前，研究人员主要针对ＤＺ１２５合金开展了室温下的超高周疲劳行为研究，研究了不同热处理制度对其室温性能的影响，以及将合金的超高周疲劳性能与常规高周疲劳性能相比得到了频率效应［１－３］。

文章编号：１００７－９６７Ｘ（２０２１）０３－４５－０３ＤＺ１２５Ｌ合金返回料性能研究刘恩泽１ ，刘晓飞２，郭金花３，沈　卓４，宁礼奎２，佟　健２，谭　政２，李海英２，郑　志２［１．中国科学院金属研究所，辽宁沈阳１１００１６；２．中国航发动力股份有限公司设计所，陕西西安７１００２１；３．航天科工防御技术研究试验中心，北京１０００００；４．利勃海尔机械（大连）有限公司，辽宁大连１１６０００］摘　要：通过采用超纯化冶炼技术处理了ＤＺ１２５Ｌ合金返回料，并与全新料ＤＺ１２５Ｌ合金的力学性能进行比较。

研究发现返回料的力学性能水平与新料相当，铸造叶片成品率也与新料相当，返回料的再次利用大幅度降低了材料损耗率，提高了原材料利用成本。

关键词：高温合金；涡轮叶片；返回料；力学性能；铸造工艺中图分类号：ＴＧ１３ 文献标识码：Ａ１　前　言高温合金可用于制备航空发动机涡轮叶片、舰船发动机涡轮叶片、汽车发动涡轮叶片，其属于国家战略资源，制备涡轮叶片通常采用精密熔模铸造的方式，叶片再铸造过程中材料的利用率较低［１～６］。

为了进一步提高材料的利用率，对于高温合金的返回料的在利用研究近年来成为行业内的热点之一，众多学者开展了ＤＺ１２５、Ｋ４１４、ＤＺ４、Ｋ４００２、Ｋ４１６９等合金的返回料研究工作［７～１４］。

ＤＺ１２５Ｌ合金作为具有自主知识产权的第一代定向凝固高温合金，其具有良好力学性能、物理性能和铸造工艺性能，该合金被用于生产航空发动机涡轮空心叶片［１５～１９］。

叶片的整体原材料利用约为１０％，其余９０％材料均被当作返回料处理，大大浪费了资源。

目前为止对于ＤＺ１２５Ｌ返回料的研究工作未见报道，本文将对ＤＺ１２５Ｌ合金返回料开展相应研究工作。

２　试验材料和方法试验采用真空感应熔炼制备ＤＺ１２５Ｌ全新料合金锭，采用超纯冶炼技术制备ＤＺ１２５Ｌ返回料合金锭，合金锭直径８０ｍｍ，长度７００ｍｍ。

利用化学分析合金锭成份，利用光学显微镜和扫描电子显微镜研究微观组织，利用定向凝固设备制备定向凝固试棒，按照国标测定定向凝固试棒的力学性能。

DZ125合金钎焊工艺验证作者：杨烁杜静汪欢来源：《中国新技术新产品》2014年第24期摘要：试验选择新材料DZ125合金采用Co45NiCrWB钎料进行钎焊的工艺验证。

通过对新材料DZ125合金钎焊工艺的研究，掌握了DZ125合金钎焊工艺特点，并对钎焊焊缝成形进行了深入研究，确定了最佳的钎焊工艺参数。

同时，获取DZ125合金钎焊接头的组织结构和力学性能数据。

为今后开展航空发动机新材料DZ125合金钎焊工艺提供了理论试验基础和性能数据支持。

关键词：DZ125合金；Co45NiCrWB钎料；真空钎焊中图分类号：TG4 文献标识码：ADZ125合金是我国目前性能水平最高的定向凝固镍基铸造高温合金之一，具有良好的中、高温综合性能及优异的热疲劳性能。

合金中Ti的含量较低，含有1.5%铪，使合金具有良好的铸造性能，可铸成薄厚小至0.6mm的带有复杂内腔的无余量定向凝固叶片。

由于合金中含有铪、钽等贵重元素，致使合金成本较高。

适合于制作在1000℃以下工作的燃气轮机转子叶片和1050℃以下的工作的导向叶片以及其他高温零件。

目前，国内尚未开展该类材料钎焊工艺研究，给实际钎焊带来很大的困难，为此，本文采用钎焊焊接DZ125合金，目的是为今后DZ125合金提供可行性钎焊焊接的依据，为航空发动机新材料铸造高温镍基合金DZ125钎焊焊接中的应用提供一定的试验指导和基础数据积累。

1试验1.1 材料。

试验所用试样材料为DZ125合金，试验所用钎料为Co45NiCrWB，为粉末状钎焊料，粒度为-200目。

1.2 设备。

钎焊试验是在真空钎焊炉中进行的，设备的最高工作温度为1250℃，热态真空压力低于3×10-4乇，漏气率≤2.0Pa/h。

1.3 工艺1.3.1 工艺性能试验。

采用Co45NiCrWB钎料对DZ125合金进行钎焊润湿试验和填充间隙能力试验。

试验规范：开始升温前，将炉子抽真空，真空压力应低于1×10-2 Pa；以（5～15）℃/min 的升温速率升至（450±10）℃，保温（30～40）min，待真空度高于1×10-2Pa后方可继续升温；再以（10～15）℃/min的升温速率升至（1200±10）℃保温（20～30）min；随炉冷却（1180±10）℃保温2h；再以（10～15）℃/min的升温速率升温至（1220±10）℃保温（60～70）min；随炉冷却至（1200±10）℃保温（60～70）min；零件钎焊保温完毕后，随炉冷却冷至500℃以下允许气淬快冷。