航空发动机在长期的服役过程中经历着启动、慢车、巡航和加力等状态,其涡轮转子叶片承受复杂多场应力(如离心力、气动力、热应力等)作用。这些应力在发动机服役过程中发生周期性变化,其对应载荷谱表现为静态载荷与交变载荷耦合作用。在这种复杂苛刻的服役条件下,疲劳、蠕变和蠕变-疲劳交互作用是涡轮叶片失效的主要模式。本文以镍基定向凝固高温合金DZ125为研究目标,开展了多种载荷谱下蠕变-疲劳的失效机理研究,以及特定温度、应力下的持久寿命的预测。首先,综述各类材料的应力(应变)控制条件下的实验结果,进行横向比较,尝试寻求蠕变-疲劳的一般规律(试验数据方面和微观分析方面)。接着,基于DZ125的蠕变-疲劳实验结果:发现循环加载对DZ125的蠕变性能有重要影响,保载时间的引入降低了DZ125合金的持久寿命。在短时保载内,保载时间增加时,加速效应先增加后减小,对应的持久寿命先降低后升高;在长时保载内,保载时间增加循环加速效应不变,持久寿命基本不变。其次,对DZ125断口进行微观分析:DZ125合金的蠕变断口在宏观上表现为韧性断裂,蠕变断口整体形貌可划分为中心纤维区、向外的裂纹扩展区和最外层的剪切唇区;蠕变裂纹主要萌生于枝晶间的碳化物,共晶组织相嵌处也有少量裂纹萌生。DZ125合金在蠕变-疲劳短时保载时其断口表现为典型的疲劳形貌特征,长时保载试件断口中部区域则出现较多的蠕变孔洞,且断口附近表面氧化严重并含大量萌生的二次微小裂纹;蠕变-疲劳裂纹主要萌生于晶界处的共晶组织,且晶内的碳化物处同样有少量的裂纹萌生;由于应力场不同,裂纹的扩展方式也不同,晶界处的裂纹有沿晶和穿晶两种模式,晶内处的裂纹扩展模式多为先穿晶后沿晶。最后,对比与Miner线性累计损伤准则的预测结果,采用幂函数对保载时间与蠕变-疲劳循环寿命进行拟合,进一步预测不同保载时间下的持久寿命。该寿命模型可很好地预测850℃和980℃应力控制下的DZ125合金的持久寿命,且预测寿命均在2倍分散带以内。