DZ125涡轮叶片服役组织损伤的亚固溶恢复热处理

Sub-solvus recovery heat treatment for service microstructure damage of DZ125 turbine blades

摘要

通过解剖实际服役499 h的DZ125涡轮叶片，并结合人工神经网络模型对叶片不同部位进行服役温度和应力评估，确定涡轮叶片的正常和超温服役组织。以涡轮叶片用DZ125合金为研究对象，通过925 ℃/32~200 MPa/500 h和1075 ℃/10~60 MPa/100 h的变截面实验模拟叶片的正常和超温服役，并对两种服役组织进行1200 ℃固溶温度的亚固溶恢复热处理，观察亚固溶恢复热处理对两种服役组织的影响。结果表明：DZ125涡轮叶片损伤最严重部位为叶身中部的进气边，服役温度最高达到1075 ℃。DZ125合金在1075 ℃变截面条件下的显微组织退化情况比925 ℃变截面条件下的严重，经过亚固溶恢复热处理，925 ℃变截面条件模拟的正常服役组织退化，而1075 ℃变截面条件模拟的超温服役组织中有立方状二次γ′相析出，特定超温服役损伤态DZ125合金经过亚固溶恢复热处理后，在980 ℃/220 MPa条件下的蠕变寿命由16 h提升到25 h。亚固溶恢复热处理对正常服役组织是不利的，对超温服役组织有恢复效果。

Abstract

By dissecting DZ125 turbine blades that have been in actual service for 499 h and integrating an artificial neural network model to assess the service temperature and stress in various blade components， the normal and overtemperature service tissues of the turbine blades have been identified. Focusing on DZ125 alloy for turbine blades， simulations of normal and overtemperature service conditions are conducted through variable cross-section experiments at 925 ℃/32-200 MPa/500 h and 1075 ℃/10-60 MPa/100 h， respectively. Both service structures undergo sub-solvus recovery heat treatment at a solid solution temperature of 1200 ℃， and the impacts of this treatment on both service structures are observed. The results reveal that the most severely damaged part of the DZ125 turbine blade is the leading edge in the middle of the blade， with a maximum service temperature of 1075 ℃. The microstructure degradation of DZ125 alloy is more pronounced at 1075 ℃ compared to 925 ℃. Following sub-solvus recovery heat treatment， the normal service structure simulated at 925 ℃ with variable cross sections exhibits degradation， whereas the overtemperature service structure simulated at 1075 ℃ with variable cross sections shows precipitation of cubic secondary γ′ phase. Notably， after sub-solvus recovery heat treatment， the creep life of DZ125 alloy in a specific overtemperature service damage state increases from 16 h to 25 h under conditions of 980 ℃/220 MPa. The sub-solvus recovery heat treatment proves detrimental to the normal temperature service microstructure but has a beneficial recovery effect on the overtemperature service microstructure.

Graphical abstract

关键词

DZ125涡轮叶片 / 超温服役组织 / 变截面实验 / 亚固溶恢复热处理

Key words

DZ125 turbine blade / overtemperature service microstructure / variable section test / sub-solvus recovery heat treatment

涡轮叶片是航空发动机中将热能转变为机械能的关键部件，通常服役于高温、高压的复杂环境，并且承受着高温燃气的腐蚀和冲刷。在温度、应力和时间的影响下，涡轮叶片的组织结构会积累损伤，进而造成其性能退化，最终导致叶片失效，因此对于实际服役涡轮叶片的组织损伤及其恢复性研究极为重要^［1-2］。涡轮叶片在服役过程中的组织退化与其所处的服役条件密切相关，显微组织由于承受不同温度和应力的影响，会在叶片不同部位呈现出不同的退化特征^［3-4］。Sujata等^［4］对航空发动机的失效定向凝固叶片进行了解剖分析，发现距叶根12~17 mm处的显微组织发生明显的筏化，认为其是由叶片局部超温造成的组织损伤与退化所造成。国内外有多起公开报道的案例表明，叶片超温会导致发动机失效^［5-8］。因此，航空发动机维修单位规定，服役中的发动机必须进行定期的超温检查^［9］。此外，一些研究者通过选取并优化组织退化参数，对涡轮叶片的服役条件进行了评估^［10-11］。陈亚东等^［12-13］建立了DZ125合金近服役条件下的微观组织演变图谱及相应的数据库，利用机器学习方法建立了该合金微观组织与温度、应力及时间之间的定量关系模型，通过人工神经网络实现了对叶片等效服役温度及等效应力的评估。

恢复热处理（recovery heat treatment，RHT）即通过热处理工艺来修复涡轮叶片在服役过程中产生的内部组织损伤，进而恢复或者部分恢复服役叶片的组织与性能^［14］。该项技术已被国际发动机制造商成功应用于多种型号的发动机延寿方案中^［15-16］。而对于DZ125合金恢复热处理的研究，常采用的方法是全固溶的处理方式^［17-18］。张京等^［17］将固溶温度进一步提高至1240~1250 ℃，不仅消除了粗大γ′相，而且显著降低了残余共晶γ′相含量，在时效处理后获得了均匀组织，恢复后的性能甚至超过了原有组织。王天佑等^［19］研究了热等静压（hot isostatic pressing，HIP）和恢复热处理工艺对DZ125镍基定向凝固高温合金蠕变损伤的影响，发现合适的HIP参数可以有效愈合蠕变孔洞并避免内部再结晶，而后续的恢复热处理能够恢复因蠕变损伤退化的γ'相，使合金的显微硬度恢复到原始水平，并显著提高其持久寿命。但由于航空发动机涡轮叶片叶尖和盖板间存在熔点为1210 ℃的钎焊接头，在恢复热处理中采用的全固溶处理方式会使其发生熔化，影响叶片结构的完整性，因此需要研究亚固溶恢复热处理方式对涡轮叶片组织的恢复效果，而由于同一个叶片具有不同的组织损伤状态，从经济和保持叶片结构完整性的角度考虑，亟需开展对于同一个叶片不同的组织损伤状态在相同恢复热处理工艺下的恢复效果研究。

本工作以实际服役的DZ125涡轮叶片显微组织解剖结果为基础，利用本课题组构建的机器学习模型^{［13，20］}，精确评估DZ125涡轮叶片的等效服役温度与应力，明确叶片各部位的温度和应力特征，并结合高通量的变截面实验技术对正常温度服役组织和超温服役组织进行模拟，对模拟所得组织进行亚固溶恢复热处理，研究其对DZ125合金近服役条件下损伤组织的影响，为未来DZ125涡轮叶片恢复热处理制度的制订和其他定向凝固高温合金恢复热处理的研究提供参考。

1 实验材料与方法

为了全面研究叶片各截面不同部位的微观组织，对服役499 h的DZ125涡轮叶片进行解剖分析。切割装置为金刚石线切割机，线宽0.3 mm，切割速度0.1 mm/ min。涡轮叶片解剖方案和观察方案如图1所示，切取5个截面，分别命名为A-1~A-5，每个截面选取4个典型观察部位，分别为进气边、排气边、叶盆和叶背。

为了模拟服役过程中温度和应力对叶片显微组织的影响，对DZ125合金进行近服役条件下的热力耦合变截面实验。标准热处理后的DZ125试棒尺寸为Φ15 mm×100 mm，名义成分如表1所示。结合服役499 h的DZ125涡轮叶片等效服役温度和应力的评估结果，选取925 ℃/32~200 MPa/500 h和1075 ℃/10~60 MPa/100 h两种变截面实验条件进行模拟实验，试样尺寸示意图如图2所示。

对经过变截面实验处理后处于损伤状态的DZ125合金实施亚固溶恢复热处理。DZ125合金γ′相完全溶解温度为1230 ℃，而由于航空发动机涡轮叶片叶尖和盖板间存在熔点为1210 ℃的钎焊接头，过高的固溶温度会使其发生熔化，因此选取固溶温度为1200 ℃的亚固溶恢复热处理进行研究。恢复热处理实验参数为：1200 ℃/3 h/AC+1100 ℃/4 h/AC+870 ℃/20 h/AC。γ′相采用H₃PO₄∶HNO₃∶H₂SO₄=3∶10∶12（体积比）混合酸进行电解侵蚀，电压3 V，时间1 s。采用 ZEISS SUPRA 55 场发射扫描电镜（FE-SEM）的背散射（back-scattered electron，BSE）模式区分枝晶间及枝晶干区域，采用二次电子模式（second electron，SE）及背散射模式对显微组织进行观察。

对选取的特定损伤态DZ125合金以及经过亚固溶恢复热处理后的损伤态合金进行蠕变性能测试，蠕变实验在RDJ-50机械式蠕变持久试验机上进行，测试条件为980 ℃/220 MPa。

2 实验结果

2.1 DZ125叶片榫头显微组织

图3为服役499 h的DZ125涡轮叶片榫头部位的典型枝晶干显微组织。可知，在叶片服役后榫头组织的退化程度较小，可以作为原始组织，此时γ′相为均匀细小的规则立方状，且立方度较好，体积分数为66%左右。

2.2 服役499 h的DZ125涡轮叶片组织

2.2.1 枝晶干γ′相显微组织

图4为服役499 h的DZ125涡轮叶片特征部位枝晶干横截面和纵截面组织，按照图1中的解剖方案和观察方案对服役499 h的DZ125涡轮叶片进行显微组织观察，发现该服役叶片中损伤最严重的部位位于A-4横截面的进气边区域，如图4（a-1）所示，γ′相发生严重的粗化和连结，体积分数下降到45%，纵截面的枝晶干γ′相组织出现严重的筏化现象，如图4（a-2）所示，经统计该部位的筏化程度达到0.39。其余部位的损伤程度相比于A-4截面的进气边区域都较轻，图4（b-1）为该叶片同截面的叶背区域横截面枝晶干γ′相组织，该部位的γ′相仍保持立方状，未出现粗化和连接现象，其纵截面也未观察到筏化现象的发生，如图4（b-2）所示。

2.2.2 枝晶干γ′相体积分数和筏化程度定量表征结果

对实际服役499 h的DZ125涡轮叶片进行解剖，将其不同截面的进气边、叶背、叶盆和排气边4个特征部位的枝晶干γ′相体积分数和筏化程度进行定量统计，结果如图5所示。损伤最严重部位为叶身中部的A-4截面进气边，该位置的枝晶干γ′相体积分数在45%左右，筏化程度（Ω）为0.39，其余部位的损伤程度都明显轻于A-4截面进气边部位，枝晶干γ′相体积分数都大于55%。除此之外，将不同截面的4个特征部位进行比较可以确定进气边的损伤程度最严重，该部位的枝晶干γ′相体积分数相比于其余3个部位最小，筏化程度最大，同时可以确定排气边的损伤程度最轻，排气边枝晶干γ′相体积分数在60%~65%之间，同样筏化程度都低于0.05。

2.2.3 涡轮叶片不同部位等效服役温度和应力评估

陈亚东等通过DZ125叶片实验室热力耦合模拟实验以及对实际服役叶片的分析发现^{［3，12，21］}，在实际服役过程中，合金组成相由亚稳态向平衡态逐渐过渡，在这个过程中温度是γ′相体积分数的决定因素。外加应力的引入会促进γ′相的溶解，加速合金到达平衡态的进程，当应力增加到某一临界值后，γ′相开始出现筏化，之后随着外加应力的升高，筏化程度会逐渐增大。此外，升高温度也可以降低筏化形成的临界应力，促进合金γ′相的筏化。因此，结合大量的DZ125叶片材料实验室热力耦合模拟实验结果，付超等建立了DZ125近服役条件下的微观组织演变图谱和相应的数据库^{［13，20］}，基于此数据库构建基于时间、γ′相体积分数和γ′相筏化程度对服役温度和应力进行评估的人工神经网络模型，通过解剖经过一定服役时间的DZ125涡轮叶片，表征γ′相体积分数和筏化程度特征参量，将其和时间一同输入模型中，即可得到该位置的服役温度和应力。

将图5中服役499 h的DZ125涡轮叶片不同截面特征部位枝晶干γ′相体积分数和筏化程度定量表征结果输入到建立的人工神经网络模型中，可以得到不同截面特征部位的等效平均服役温度和应力，评估结果如表2，3所示。从表2可以看出，DZ125涡轮叶片的服役温度在900~1075 ℃之间，服役499 h的DZ125涡轮叶片A-4截面进气边的服役温度最高达到1075 ℃。根据航空材料手册^［22］，DZ125合金被应用于最高运行温度可达1050 ℃的叶片，由此可以确定服役499 h的DZ125涡轮叶片叶身中部A-4截面进气边部位的服役温度已经超出正常范围。由表2，3可知，当服役温度<1000 ℃时，服役应力处于60~130 MPa之间，当服役温度≥1000 ℃时，服役应力约为30 MPa。

2.3 变截面实验模拟DZ125涡轮叶片服役组织损伤

由于涡轮叶片服役环境的复杂性，不同部位的服役损伤程度有所不同，考虑到在翻修过程中涡轮叶片是以整体的形式进行恢复热处理，因此需要对不同程度的服役损伤进行模拟，以便于研究恢复热处理对实际服役叶片的影响。本工作中采用变截面实验模拟DZ125涡轮叶片的服役组织损伤，依据表2，3中对服役499 h的DZ125涡轮叶片各部位的服役温度和应力评估结果，选取925 ℃/32~200 MPa/500 h的变截面实验条件模拟未超过服役温度的正常服役组织，1075 ℃/10~60 MPa/100 h变截面实验条件模拟超过服役温度的超温服役组织。

2.3.1 925 ℃/32~200 MPa/500 h模拟正常温度服役组织

图6为经925 ℃/500 h不同变截面应力条件下的DZ125合金枝晶干横截面和纵截面显微组织。在32 MPa的应力条件下，DZ125合金枝晶干γ′相仍保持立方状且未产生筏化。当应力增加到130 MPa时，枝晶干γ′相粗化且立方度下降，观察纵截面发现已经产生筏化现象。当应力增加到200 MPa时，枝晶干γ′相明显退化，出现严重的粗化连接现象，纵截面的筏化现象更为严重。

2.3.2 1075 ℃/10~60 MPa/100 h模拟超温服役组织

图7为1075 ℃/100 h不同变截面应力条件下DZ125合金枝晶干横截面和纵截面显微组织。在1075 ℃/100 h的变截面实验中，10 MPa应力下DZ125合金枝晶干γ′相立方度发生明显的下降，如图7（a-1）所示，溶解现象也较为明显，观察其纵截面还未产生筏化现象。图7（b）为在30 MPa条件下的枝晶干组织，γ′相出现明显的聚合连接，形成的不规则γ′相也进一步粗化，同时产生明显的筏化现象。在最大应力60 MPa的条件下，γ′相的聚合连接进一步加剧，筏化程度也进一步增加。此外，与925 ℃较低温度变截面实验不同的是，DZ125合金在经过1075 ℃的变截面实验后，γ通道内析出大量二次γ′相，这些γ′相是冷却过程中从合金的过饱和基体中析出的。

2.3.3 枝晶干γ′相体积分数和筏化程度定量表征结果

图8为两种变截面条件下DZ125合金枝晶干γ′相体积分数和筏化程度定量统计结果。可以看出，1075 ℃变截面条件下显微组织的退化情况明显比925 ℃变截面条件下的严重。在925 ℃/32 MPa/500 h条件下，枝晶干γ′相体积分数为64.5%，相比标准态几乎没有降低，也未产生筏化，而随着应力的增加，枝晶干γ′相体积分数逐渐降低，筏化程度逐渐增大，在200 MPa条件下，枝晶干γ′相体积分数降低到58.2%，筏化程度达到0.68。相比于925 ℃/500 h下的变截面条件，在1075 ℃/100 h变截面条件下，仅10 MPa的应力就使得枝晶干γ′相体积分数降低到57.2%，未产生筏化，当应力增加到60 MPa，枝晶干γ′相体积分数降低到51.8%，筏化程度增加到0.53。

对两种变截面条件下的γ′相体积分数与应力间的关系进行线性拟合，发现两者呈负相关。对比两种变截面条件下的拟合斜率k绝对值发现，在1075 ℃/10~60 MPa/100 h条件下的拟合斜率是925 ℃/32~200 MPa/500 h条件下的2.7倍，可见温度是影响γ′相体积分数的决定性因素，温度越高，γ′相的溶解程度越大。

2.4 亚固溶恢复热处理对近服役条件DZ125损伤组织的影响

2.4.1 经亚固溶恢复热处理后的正常温度服役组织

图9为亚固溶恢复热处理后925 ℃/500 h不同变截面应力条件下的DZ125合金枝晶干显微组织。相比图6中未经过亚固溶恢复热处理的损伤态组织，不同应力条件下的枝晶干组织都发生明显的退化，主要表现在γ′相的粗化以及体积分数的明显降低。如图9（a），（b）所示，由于1200 ℃的亚固溶处理未达到DZ125合金的全固溶温度1230 ℃，使得部分γ′相在亚固溶处理过程中未能溶解进入基体中且进一步粗化；由于200 MPa条件下的DZ125合金枝晶干γ′相已大量粗化连接，进行亚固溶处理并未使得粗大的γ′相溶解，因此在经过恢复热处理后仍观察到严重的粗化现象，时效处理使得粗大γ′相呈现一定的立方状（图9（c））。同时，γ′相的部分溶解使基体中的成分过饱和，在冷却过程中会有细小的二次γ′相析出。

2.4.2 经亚固溶恢复热处理后的超温服役组织

图10为亚固溶恢复热处理后1075 ℃/100 h不同变截面应力条件下DZ125合金枝晶干显微组织。如图10（a）所示，10 MPa应力条件下的枝晶干γ′相在亚固溶恢复热处理过程中部分溶解，冷却过程中析出细小的二次γ′相，在γ通道中也可以观察到一定数量长大的立方状二次γ′相；如图10（b），（c）所示，已粗化连接的30 MPa和60 MPa的变截面枝晶干组织经亚固溶处理后基体产生相比于10 MPa组织更高的过饱和度，因此在γ通道中可以观察到更多在时效过程中长大的立方状二次γ′相。有研究表明，这些立方状二次γ′相被认为可以提高合金的蠕变性能和延展性^［23-24］。

2.4.3 亚固溶恢复热处理后枝晶干γ′相体积分数和筏化程度定量表征结果

图11为亚固溶恢复热处理后不同变截面条件下DZ125合金枝晶干γ′相体积分数和筏化程度的定量统计结果。与图8未经亚固溶恢复热处理的显微组织定量统计结果相比，筏化程度都有所降低。925 ℃/500 h变截面模拟DZ125合金未超过服役温度的正常服役组织，在经过亚固溶恢复热处理后枝晶干γ′相体积分数有明显的降低，而1075 ℃/100 h变截面实验条件模拟超过服役温度的超温服役组织，在经过亚固溶处理后枝晶干γ′相体积分数未发生明显变化，同时析出一定量的可提高服役性能的立方状小尺寸二次γ′相。

2.5 超温服役组织在亚固溶恢复热处理前后的高温蠕变性能

从1075 ℃/100 h/10~60 MPa变截面模拟的超温服役组织中选取30 MPa条件下的组织作为DZ125合金的特定超温服役损伤状态（图7（b），10（b）），对这两种组织进行980 ℃/220 MPa高温蠕变性能测试。图12为亚固溶恢复热处理前后超温服役损伤态DZ125合金在980 ℃/220 MPa条件下的蠕变曲线。可知，损伤态DZ125合金在980 ℃/220 MPa高温蠕变测试中的寿命为16 h，经过亚固溶恢复热处理后寿命可以达到25 h。同时，经过亚固溶恢复热处理后的合金在980 ℃/220 MPa条件下的最小蠕变速率相比于损伤态DZ125合金也有所降低，如图12（b）所示。

3 分析与讨论

3.1 DZ125涡轮叶片服役组织损伤特征

航空发动机在运行过程中，从燃烧室进入涡轮系统的高温、高压燃气具有较高的温度梯度，涡轮叶片自身具有复杂的曲面形状和内腔冷却结构，因此涡轮叶片的服役环境十分不均匀，这也是服役后叶片不同部位的微观组织退化程度存在较大差异的原因。徐可君等^［25］对航空发动机涡轮转子叶片进行有限元模拟计算发现，叶身中部进气边为叶片温度最高点。Miura等^［10］利用一次γ′相的形貌对涡轮叶片服役温度进行评估，认为叶身中部及上部的进气边处面临最高的温度及应力。

本工作中解剖的服役499 h的DZ125涡轮叶片，处于叶身中部的A-4截面进气边部位的γ′相退化最为严重，体积分数从标准态的66%下降至45%，表现为γ′相显著粗化连接和严重的筏化，服役499 h的叶片该部位评估出的服役温度为1075 ℃（表2），已超过DZ125涡轮叶片的正常服役温度（<1050 ℃）；接近叶根的A-5截面损伤程度最轻，枝晶干γ′相体积分数保持在60%~65%之间，且未有筏化现象发生；对同一截面的4个特征部位进行比较，进气边的损伤程度最为严重，枝晶干γ′相体积分数明显低于其他部位，筏化程度最高，而排气边的损伤程度最轻，枝晶干γ′相体积分数均大于60%，且几乎无筏化现象发生。

综上所述，两种服役时间的DZ125涡轮叶片组织损伤规律一致：叶身中部进气边为服役损伤最为严重的部位，评估出的服役温度最高，在叶片服役评价中应重点关注其损伤状态，而涡轮叶片的叶身根部区域和排气边部位损伤程度较轻，评估出的服役温度也较低。

3.2 亚固溶恢复热处理工艺对γ′相的影响

由于服役过程中叶片显微组织会不可避免地发生退化^［26］，因此恢复热处理是叶片翻修过程中对组织和性能进行恢复的关键工艺。张京等^［17］在对蠕变损伤态DZ125合金的恢复热处理研究中发现，固溶温度越高，恢复热处理后合金的γ′相越趋近标准态组织。本工作中由于航空发动机涡轮叶片叶尖和盖板间存在熔点为1210 ℃的钎焊接头，选择了在该限制条件下的最高固溶温度1200 ℃进行研究，DZ125合金γ′相完全溶解温度为1230 ℃，因此认为其为亚固溶恢复热处理。

对于进行925 ℃/32~200 MPa/500 h变截面实验条件模拟出的正常温度服役组织（图6），在经过亚固溶恢复热处理后γ′相发生明显的退化（图9）。由于是亚固溶处理，未达到DZ125合金γ′相的完全溶解温度，因此只有部分γ′相发生溶解。同时粗化也是合金γ′相的一个重要退化方式，γ′相在高温无应力下的粗化和溶解行为通常受Ostwald熟化机制的影响^［27］，因此正常温度服役组织在亚固溶热处理过程中，为了有效降低表面能，具有较大表面积-体积比的小γ′相颗粒倾向于溶解，大的γ′相颗粒更容易粗化长大。

对于进行1075 ℃/10~60 MPa/100 h变截面实验条件模拟出的超过服役温度的超温服役组织（图7），在变截面实验模拟超温服役过程中已有大量的γ′相发生溶解和粗化连接，使得合金基体中的γ′相形成元素溶解在γ基体中，在进行亚固溶热处理时，粗大γ′相进一步溶解，γ′相形成元素在γ基体中过饱和存在，这种过饱和的状态为冷却过程中二次γ′相的重新析出提供基础，时效处理使得二次γ′相进一步长大，因此超温服役组织经过亚固溶恢复热处理后在γ通道中可以观察到在时效过程中长大的立方状二次γ′相（图10）。

综上所述，在DZ125涡轮叶片的翻修处理中，对于正常温度服役组织，采用亚固溶恢复热处理是不利的，会使得组织进一步退化，而对于超温服役组织，亚固溶恢复热处理具有一定的恢复效果，经过亚固溶恢复热处理后的超温服役损伤态DZ125合金在980 ℃/220 MPa的蠕变寿命由16 h提升到25 h。

4 结论

（1）对实际服役499 h的DZ125涡轮叶片进行解剖，观察其显微组织，确定损伤最严重部位为叶身中部的进气边。结合已建立的人工神经网络模型对DZ125涡轮叶片不同特征部位进行服役温度和应力评估，此部位的服役温度最高达到1075 ℃。

（2）采用变截面实验模拟DZ125涡轮叶片服役组织损伤，在1075 ℃变截面条件下的显微组织退化情况明显比925 ℃变截面条件下的严重。

（3）对925 ℃变截面条件模拟的正常温度服役组织和1075 ℃变截面条件模拟的超温服役组织进行以1200 ℃为固溶温度的亚固溶恢复热处理，发现正常服役组织进一步退化，而超温服役组织有立方状二次γ′相析出。

（4）对1075 ℃/100 h/30 MPa条件下的损伤态组织进行亚固溶恢复热处理前后980 ℃/220 MPa蠕变性能测试，经过亚固溶恢复热处理后的超温服役损伤态DZ125合金的蠕变寿命由16 h提升到25 h。

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基金资助

国家科技重大专项（J2019-Ⅶ-0010-0150）