CN112730021B - 一种振动热冲击耦合的服役工况加载***和方法 - Google Patents

Abstract

一种振动热冲击耦合的服役工况加载***，包括：夹具(1)，设置有卡槽，用于固定涡轮叶片(100)；所述卡槽设置有多个，以使所述涡轮叶片(100)与所述夹具(1)呈预设角度设置；振动加载装置，与所述夹具(1)固定连接，用于带动所述夹具(1)上的所述涡轮叶片(100)振动；喷枪，用于喷射高温气体，以对所述涡轮叶片(100)加载热冲击工况；喷枪移动装置(3)，用于移动所述喷枪，以使所述喷枪喷射高温气体的方向，与所述涡轮叶片(100)的叶身垂直。本发明的服役工况加载***能够准确模拟涡轮叶片在不同服役环境下的失效机理。

Description

一种振动热冲击耦合的服役工况加载***和方法

技术领域

本发明属于航空发动机领域，特别涉及一种振动热冲击耦合的服役工况加载***和方法。

背景技术

航空发动机被誉为飞机的“心脏”，对航空航天工业的发展起着决定性的作用。发动机的关键参数是其推重比，以第一代战斗机F86和***战机F22为例，其发动机的推重比已从小于2发展到大于10，显然，提高航空发动机的推重比是提高发动机性能和效率的必然措施和必然趋势。随着推重比的提高，发动机的燃气进口温度不断提高，到***战斗机时，航空发动机的燃气进口温度已经达到了1700℃左右。燃气进口温度的大幅提升无疑对发动机热端部件即涡轮叶片材料提出了更高的要求。为了满足涡轮叶片的使用要求,各国先后研制出一系列用于涡轮叶片的超级高温合金材料，目前先进镍基高温单晶的使用极限温度为1150℃，显然单独使用高温金属合金材料技术已不能满足先进航空发动机迅速发展的迫切要求。早在1953年美国的NASA中心提出了热障涂层的概念，即将耐高温、高隔热的陶瓷材料涂覆在基体合金表面，以降低合金表面工作温度从而提高发动机的热效率。这一概念提出以后，立即引起了世界各国国防部门、高校和研究机构的高度关注，在美国、欧洲以及我国的航空发动机推进计划中，均把热障涂层技术列为高性能航空发动机的关键技术之一。而且认为，采用热障涂层技术是目前大幅度提高航空发动机工作温度最切实可行的方法。

热障涂层(thermal barrier coatings,简称TBCs)是一层陶瓷涂层，它沉积在耐高温金属或超合金的表面。热障涂层对于基底材料起到隔热作用，其可降低基

底温度，使得用其制成的器件(如发动机涡轮叶片)能在高温下运行，具有熔点高、热传导率低、耐腐蚀性、抗热震的特点。高温服役过程中，热障涂层可保护高温基底、提高热机温度和热效率，从而被广泛应用于航空、化工、冶金和能源领域。

然而，在实际应用的过程中，由于材料参数不匹配及热残余应力、陶瓷材料的高温烧结效应、高温界面氧化等的影响，涂层内部易出现裂纹，而涡轮叶片热障涂层在服役中不可避免的会由于转子不平衡、啮合不稳定以及气动载荷等因素发生低频或高频振动，涂层内部裂纹在高频振动下将快速扩展和剥落。而一旦涂层剥落，基底金属部件就会暴露在高温环境下，其后果是非常严重的。

因此，研究因此研究高温环境下叶片振动导致热障涂层失效的机理是非常重要的，不仅可以用于分析热障涂层剥落失效过程和原因，也可用于涂层设计，延长涂层产生微裂纹后的服役时间，促进我国航空发动机热障涂层的发展。

发明内容

(一)发明目的

本发明的目的是提供一种能够准确模拟涡轮叶片在不同服役环境下的失效机理的服役工况加载***和方法。

(二)技术方案

为解决上述问题，本发明的第一方面提供了一种振动热冲击耦合的服役工况加载***，包括：夹具，设置有卡槽，用于固定涡轮叶片；所述卡槽设置有多个，以使所述涡轮叶片与所述夹具呈预设角度设置；振动加载装置，与所述夹具固定连接，用于带动所述夹具上的所述涡轮叶片振动；热冲击加载装置，用于喷射高温气体，以对所述涡轮叶片加载热冲击工况；移动装置，用于移动所述热冲击加载装置，以使所述热冲击加载装置喷射高温气体的方向，朝向所述涡轮叶片的前缘。

可选地，上述振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：控制装置，与所述振动加载装置、所述热冲击加载装置和所述移动装置通信连接，用于控制所述振动加载装置的振动参数、所述热冲击加载装置的热冲击参数，以及所述移动装置的移动位置；所述热冲击参数包括，火焰温度、火焰激振频率和升温时间。

可选地，所述热冲击加载装置的火焰激振频率、所述振动加载装置振动频率和所述热冲击加载装置的升温时间之间满足以下关系：

式中，P为火焰激振频率；

为火焰额定频率；ΔP为幅值；ω为振动频率；t为升温时间。

可选地，所述涡轮叶片的振动频率与温度满足以下关系，以模拟航空发动机起飞、巡航、降落时的热冲击振动工况：

f₁＝k₁T₁(t)

f₂＝k₂T₂

f₃＝k₃T₃(t)

式中，f₁，f₂，f₃分别为所述涡轮叶片在起飞、巡航、降落时的振动频率；T₁，T₂，T₃分别为起飞、巡航、降落时涡轮叶片的表面温度；k₁，k₂，k₃为常数；t为时间。

可选地，所述热冲击加载装置为喷枪。

可选地，所述移动装置包括：第一轨道；第二轨道，与所述第一轨道滑动连接，以使所述第二轨道在所述第一轨道上滑动；第三轨道，与所述第二轨道滑动连接，以使所述第三轨道在所述第二轨道上滑动；滑块，与所述第三轨道滑动连接，以使所述滑块在所述第三轨道上滑动；所述滑块与所述热冲击加载装置固定连接。

可选地，所述振动加载装置包括：振动发生模块，用于产生振动；支撑轴，一端与所述振动发生模块连接，另一端与所述夹具连接，用于将所述振动发生模块产生的振动传递给所述夹具。

可选地，所述支撑轴设置为空心轴，一端与空气压缩机连通，另一端连通至所述夹具；所述夹具内设置有连通通道；所述连通通道从与所述夹具与所述支撑轴的连接处，延伸至所述卡槽。

可选地，上述振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：液冷构件，用于对所述热冲击加载装置进行液体冷却。

可选地，上述振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：还包括：显示模块，用于显示所述振动加载装置的振动参数、所述喷枪的火焰激振频率和升温时间，以及所述喷枪移动装置的移动位置。

本发明的第二方面提供了一种振动热冲击耦合的服役工况加载方法，使用如本发明的第一方面提供的所述的振动热冲击耦合的服役工况加载装置进行加载，包括：将涡轮叶片固定于夹具的卡槽上；启动移动装置移动热冲击加载装置，使所述热冲击加载装置喷射高温气体的方向，朝向所述涡轮叶片的前缘；开启振动加载装置和所述热冲击加载装置。

(三)有益效果

本发明的上述技术方案具有如下有益的技术效果：

本发明通过设置夹具、振动加载装置、热冲击加载装置和移动装置，能够准确模拟航空发动机涡轮叶片或涡轮叶片热障涂层的振动热冲击耦合服役环境并能做到自主控制变化规律，从而模拟航空发动机涡轮叶片热障涂层在起飞、巡航、降落不同阶段的振动热冲击耦合服役环境，为正确理解涡轮叶片热障涂层的高温振动破坏机理、优化其设计提供了重要的实验平台和参考依据。

附图说明

图1是本发明第一实施方式的振动热冲击耦合的服役工况加载***的结构示意图；

图2是本发明第一实施方式的试样设置于夹具上的一种形式的结构示意图；

图3是本发明第一实施方式的试样设置于夹具上的另一种形式的结构示意图；

图4是本发明第一实施方式的移动装置的结构示意图；

图5是本发明第一实施方式的气冷的示意图。

附图标记：

1：夹具；2：热冲击加载装置；21：煤油罐；22：氧气罐；23：氮气罐；3：移动装置；31：第一轨道；32：第二轨道；33：第三轨道；34：滑块；35：伺服电机；41：振动发生模块；42：支撑轴；51：空气压缩机；52：冷水机；6：控制装置。

100：涡轮叶片；

200：试验测试台。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面结合具体实施方式并参照附图，对本发明进一步详细说明。应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。

第一实施方式

图1是本发明第一实施方式的振动热冲击耦合的服役工况加载***的结构示意图。

如图1所示，本实施方式提供了一种振动热冲击耦合的服役工况加载***，包括：夹具1，设置有卡槽，用于固定涡轮叶片100；卡槽设置有多个，以使涡轮叶片100与夹具1呈预设角度设置；振动加载装置，与夹具1固定连接，用于带动夹具1上的涡轮叶片100振动；热冲击加载装置2，用于喷射高温气体，以对涡轮叶片100加载热冲击工况；移动装置3，用于移动热冲击加载装置2，以使热冲击加载装置2喷射高温气体的方向，朝向涡轮叶片100的前缘。通过设置夹具1、振动加载装置、热冲击加载装置2和移动装置3，能够准确模拟航空发动机涡轮叶片100或涡轮叶片100热障涂层的振动热冲击耦合服役环境并能做到自主控制变化规律，从而模拟航空发动机涡轮叶片100热障涂层在起飞、巡航、降落不同阶段的振动热冲击耦合服役环境，为正确理解涡轮叶片100热障涂层的高温振动破坏机理、优化其设计提供了重要的实验平台和参考依据。

其中，进行试验时，将上述装置放置于试验测试台上，在进行测试。

图2是本发明第一实施方式的试样设置于夹具1上的一种形式的结构示意图；图3是本发明第一实施方式的试样设置于夹具1上的另一种形式的结构示意图。

一些实施例中，夹具1上的卡槽设置有多种，可以是平板状、圆柱状或是实际涡轮叶片100榫头形状的试样槽，可以装载各种不同形状、大小的涡轮叶片100、热障涂层试样或叶片；通过调整试样夹持方式，可以实现试样与连接振动发生模块41的支撑轴42之间的角度，角度从0°到180°可变，一般多调整为水平参见图3或垂直参见图2。

一些实施例中，振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：控制装置6，与振动加载装置、热冲击加载装置2和移动装置3通信连接，用于控制振动加载装置的振动参数、热冲击加载装置2的热冲击参数，以及移动装置3的移动位置；热冲击参数包括，火焰温度、火焰激振频率和升温时间。其中，热冲击加载装置2的火焰激振频率、振动加载装置振动频率和热冲击加载装置2的升温时间之间满足以下关系：

式中，P为火焰激振频率；

为火焰额定频率；ΔP为幅值；ω为振动频率；t为升温时间。此外，涡轮叶片100的振动频率与温度满足以下关系，以模拟航空发动机起飞、巡航、降落时的热冲击振动工况：

f₁＝k₁T₁(t)

f₂＝k₂T₂

f₃＝k₃T₃(t)

式中，f₁，f₂，f₃分别为涡轮叶片100在起飞、巡航、降落时的振动频率；T₁，T₂，T₃分别为起飞、巡航、降落时涡轮叶片100的表面温度；k₁，k₂，k₃为常数；t为时间。k₁，k₂，k₃为常数，是根据试验工况在***中设置的，例如，试验目标是在20S升温至1200℃，保温20S,降温40S,最终振动频率为3000Hz，此时的k₁就为150,k₂就为2.5,k₃就为75。一般来说，涡轮叶片在航空器起飞时升温，巡航时保温，降落时降温。

其中，火焰激振频率：指单位时间内火焰对叶片的激振次数。其类似于火焰脉冲频率，频率低的时候会出现闪烁现象，频率越大说明火焰越稳定越连续。

控制装置6包括控制面板(参见图1)。

其中，的控制模块一方面能控制试验测试平台上所有的机械传动、实验参数采集、调节与储存，通过红外测温仪检测试样的试验表面温度，同时根据反馈的温度值，通过相应电脑程序控制，能够实现激振器的振动频率随温度值的变化而变化，并能做到自主控制变化规律，从而模拟航空发动机涡轮叶片100热障涂层在起飞、巡航、降落不同阶段的振动环境；显示模块即显示试验测试平台上所有的实验参数以及实验过程数据与实时录像。

一些实施例中，热冲击加载装置2为喷枪。喷枪内部设有燃气通道和水冷通道，燃气通道与液、气体存储装置连接，其中液体储存装置可以是煤油罐，为了试验准确，可以采用3号航空煤油作为燃料，更加接近航空发动机真实的服役环境，其升温和降温速率更快，可达到航空发动机内高温材料的工作温度。再通过机械传动装置控制喷枪到试样的距离，可方便地调节加热区域和加热温度，高温燃气喷枪加载***的特点是：加热的温度范围宽，可实现从室温到1700℃范围的加热；操作简单，试验设备容易实现，试验成本较低，并且能与其他无损检测等设备一起协调使用。气体存储装置，可以是氧气罐和氮气罐，上述控制装置6可以通过控制煤油流量、氧气和氮气的比例、氧气和氮气的流量、水冷参数，喷枪口至试样的距离来控制式样受到的热冲击。其中，水冷通道是为了给喷枪进行水冷而设置的，水冷通道与冷水机连接。冷水机中冷却水箱中的水流道过电子流量阀的控制经过冷却通道入口进入冷却通道环绕燃气喷枪冷却一周，对喷枪进行冷却后，从冷却通道出口流出，以此在喷枪与冷却水箱之间循环流动。

图4是本发明第一实施方式的移动装置3的结构示意图。

如图4所示，一些实施例中，移动装置3包括：第一轨道31；第二轨道32，与第一轨道31滑动连接，以使第二轨道32在第一轨道31上滑动；第三轨道33，与第二轨道32滑动连接，以使第三轨道33在第二轨道32上滑动；滑块34，与第三轨道33滑动连接，以使滑块34在第三轨道33上滑动；滑块34与热冲击加载装置2固定连接。可选地，移动装置3，还用于将喷枪的喷口移动到距离涡轮叶片100的前缘的预设距离处，其中预设距离的设置由所需要的试验需要的热冲击的程度来设置。进一步可选地，移动装置3包括伺服电机35，由伺服电机35直接控制喷枪的移动。

一些实施例中，振动加载装置包括：振动发生模块41，用于产生振动；支撑轴42，一端与振动发生模块41连接，另一端与夹具1连接，用于将振动发生模块41产生的振动传递给夹具1。其中，振动发生模块41可为激振器。可选地，振动加载模块由激振器和固定轴组成，振动方向为竖直方向，但根据试样夹持方式的不同可以实现试样不同方向的振动；固定轴下方连接的是振动加载装置，振动频率为0-5000Hz，最大推力为6000N；工作时振动由激振器产生并通过支撑轴42、试样夹具1传到试样上。

图5是本发明第一实施方式的气冷的示意图。

如图5，一些实施例中，支撑轴42设置为空心轴，一端与空气压缩机连通，另一端连通至夹具1；夹具1内设置有连通通道；连通通道从与夹具1与支撑轴42的连接处，延伸至卡槽。其中，冷气由试样内部冷却通道的底部入口进入，经过试样内通道，由顶部的冷却气体的出口排出，一对试样进行冷却；试样的底部入口与卡槽的冷气出口的位置对应，以使冷气进入试样内部。

一些实施例中，上述振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：液冷构件，用于对热冲击加载装置2进行液体冷却。

可选地，上述振动热冲击耦合的服役工况加载***还包括：还包括：显示模块，用于显示振动加载装置的振动参数、喷枪的火焰激振频率和升温时间，以及喷枪移动装置3的移动位置。

本发明的第二方面提供了一种振动热冲击耦合的服役工况加载方法，使用如本发明的第一方面提供的的振动热冲击耦合的服役工况加载装置进行加载，包括：将涡轮叶片100固定于夹具1的卡槽上；启动移动装置3移动热冲击加载装置2，使热冲击加载装置2喷射高温气体的方向，朝向涡轮叶片100的前缘；开启振动加载装置和热冲击加载装置2。

第二实施方式

一些实施例中，振动热冲击耦合的服役工况加载方法，使用如权利要求本发明第一实施方式的振动热冲击耦合的服役工况加载装置进行加载，包括：将涡轮叶片100固定于夹具1的卡槽上；启动移动装置3移动热冲击加载装置2，使热冲击加载装置2喷射高温气体的方向，朝向涡轮叶片100的前缘；开启振动加载装置和热冲击加载装置2。

在一个具体的实施例中，振动热冲击耦合的服役工况加载方法，包括以下步骤：

第一步，制备试样：采用电子束物理气相沉积喷涂工艺(EB-PVD)，在带测型号空心涡轮叶片100表面喷涂热障涂层隔热材料。其***组成是：陶瓷层材料为含7％氧化钇稳定的氧化锆，陶瓷层厚度约为300μm，过渡层材料为NiCrAIY合金,其厚度约为100μm。

第二步，模拟涡轮叶片100的服役状态：将带热障涂层的涡轮叶片100试样固定在夹具1上，同时将夹具1固定在与激振器连接的固定轴上，调节好试样的加持角度。

第三步，启动冷冷机，并打开喷枪和固定轴的冷却水开关。启动空气压缩机，打开涡轮叶片100内部通道的冷却气体控制开关，使冷却气体从涡轮叶片100冷却通道进入叶片内，由冷却通道出口排出，使陶瓷层表面至金属基底内表面形成大温度梯度。

第四步，启动振动加载装置,打开激振器电源按钮，当显示面板上的LINE、COOLING、OPER均变绿之后，将旋钮旋到五点钟方向即可。打开实验平台操作面板，进入振动参数设置界面,分别设置好实验所需的控制参数、限制参数、目标谱、实验计划表、振动方式以及杂项。

第五步，启动煤油快速加热装置，打开实验平台操作面板，进入温度参数设置界面，如升温时间、保温时间、降温时间、程序段等。调节燃气流量，点火后15S后燃气温度稳定在1200℃。通过控制机械传动开关，喷枪移动至振动工位对涡轮叶片100表面进行快速加热，升温速率与100℃/s，使得试样表面温度稳定在所需的温度，如1200℃左右；同时根据红外测温仪反馈的温度值，***会按之前设定好的规律调节激振器的振动值，如随温度升高振动值也相应的增加。

实验中，可以改变振动频率、振动方式随机振动、正弦振动等,加载方式驻留、扫频等等实验参数，分析热障涂层高温振动热冲击失效机理和失效程度与这些实验参数之间的关联，找到影响振动热冲击耦合失效的关键参数。

本发明试验装置的高温燃气喷枪加载***以3号航空煤油作为燃料，更加接近航空发动机真实的服役环境，其升温和降温速率更快，可达到航空发动机内高温材料的工作温度。再通过机械传动装置控制喷枪到试样的距离，可方便地调节加热区域和加热温度，高温燃气喷枪加载***的特点是：加热的温度范围宽，可实现从室温到1700℃范围的加热；操作简单，试验设备容易实现，试验成本较低，并且能与其他无损检测等设备一起协调使用。

本发明试验装置的试样夹持装置包括固定轴、试样夹具1以及直接固定在试样夹具1上的涡轮叶片100或者平板状夹具1槽组成。模拟航空发动机涡轮叶片100热障涂层的实验时，在试样夹具1上刻有平板状、圆柱状、实际涡轮叶片100榫头形状的试样槽，可以装载各种不同形状、大小的热障涂层试样或叶片；通过调整试样夹持方式，可以实现热障涂层试样与连接激振器的固定轴之间的角度，角度可为水平或垂直。

本发明试验装置有两种不同类型的冷却装置，一种是对固定连接轴的冷却***，通过冷却水的方式进行冷却；另一种是对带冷却通道的涡轮叶片100试样进行冷却，通过冷却空气的方式进行冷却。例如以带热障涂层的空心涡轮叶片100试样为例，冷却空气通过冷却通道进入涡轮叶片100内部进行冷却，保证叶片内部温度保持在设定的温度，进而实现从涂层表面到叶片内部形成一个温度梯度。冷却气流量由电子流量阀控制和测量。

本发明试验装置的试验控制***包括试验的控制模块和显示模块；控制模块即能控制试验测试平台上所有的机械传动、实验参数采集、调节与储存，通过红外测温仪调节试样的试验温度，同时根据反馈的温度值，通过相应电脑程序控制，能够实现激振器的振动频率随温度值的变化而变化，并能做到自主控制变化规律，从而模拟航空发动机涡轮叶片100热障涂层在起飞、巡航、降落不同阶段的振动环境；显示模块即显示试验测试平台上所有的实验参数以及实验过程。

应当理解的是，本发明的上述具体实施方式仅仅用于示例性说明或解释本发明的原理，而不构成对本发明的限制。因此，在不偏离本发明的精神和范围的情况下所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。此外，本发明所附权利要求旨在涵盖落入所附权利要求范围和边界、或者这种范围和边界的等同形式内的全部变化和修改例。

Claims (7)

1.一种振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，包括：

夹具(1)，设置有卡槽，用于固定涡轮叶片(100)；所述卡槽设置有多个，以使所述涡轮叶片(100)与所述夹具(1)呈预设角度设置；

振动加载装置，与所述夹具(1)固定连接，用于带动所述夹具(1)上的所述涡轮叶片(100)振动；

热冲击加载装置(2)，用于喷射高温气体，以对所述涡轮叶片(100)加载热冲击工况；

移动装置(3)，用于移动所述热冲击加载装置(2)，以使所述热冲击加载装置(2)喷射高温气体的方向，朝向所述涡轮叶片(100)的前缘；

控制装置(6)，与所述振动加载装置、所述热冲击加载装置(2)和所述移动装置(3)通信连接，用于控制所述振动加载装置的振动参数、所述热冲击加载装置(2)的热冲击参数，以及所述移动装置(3)的移动位置；

所述热冲击参数包括，火焰温度、火焰激振频率和升温时间；

所述热冲击加载装置(2)的火焰激振频率、所述振动加载装置振动频率和所述热冲击加载装置(2)的升温时间之间满足以下关系：

式中，P为火焰激振频率；

为火焰额定频率；ΔP为幅值；ω为振动频率；t为升温时间；

所述涡轮叶片(100)的振动频率与温度满足以下关系，以模拟航空发动机起飞、巡航、降落时的热冲击振动工况：

f₁＝k₁T₁(t)

f₂＝k₂T₂

f₃＝k₃T₃(t)

式中，f₁，f₂，f₃分别为所述涡轮叶片(100)在起飞、巡航、降落时的振动频率；T₁，T₂，T₃分别为起飞、巡航、降落时涡轮叶片(100)的表面温度；k₁，k₂，k₃为常数；t为时间。

2.根据权利要求1所述的振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，

所述热冲击加载装置(2)为喷枪。

3.根据权利要求1所述的振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，所述移动装置(3)包括：

第一轨道(31)；

第二轨道(32)，与所述第一轨道(31)滑动连接，以使所述第二轨道(32)在所述第一轨道(31)上滑动；

第三轨道(33)，与所述第二轨道(32)滑动连接，以使所述第三轨道(33)在所述第二轨道(32)上滑动；

滑块(34)，与所述第三轨道(33)滑动连接，以使所述滑块(34)在所述第三轨道(33)上滑动；所述滑块(34)与所述热冲击加载装置(2)固定连接。

4.根据权利要求1所述的振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，所述振动加载装置包括：

振动发生模块(41)，用于产生振动；

支撑轴(42)，一端与所述振动发生模块(41)连接，另一端与所述夹具(1)连接，用于将所述振动发生模块(41)产生的振动传递给所述夹具(1)。

5.根据权利要求4所述的振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，

所述支撑轴(42)设置为空心轴，一端与空气压缩机连通，另一端连通至所述夹具(1)；

所述夹具(1)内设置有连通通道；

所述连通通道从与所述夹具(1)与所述支撑轴(42)的连接处，延伸至所述卡槽。

6.根据权利要求1所述的振动热冲击耦合的服役工况加载***，其特征在于，还包括：

液冷构件，用于对所述热冲击加载装置(2)进行液体冷却。

7.一种振动热冲击耦合的服役工况加载方法，其特征在于，使用如权利要求1-6任一项所述的振动热冲击耦合的服役工况加载装置进行加载，包括：

将涡轮叶片(100)固定于夹具(1)的卡槽上；

启动移动装置(3)移动热冲击加载装置(2)，使所述热冲击加载装置(2)喷射高温气体的方向，朝向所述涡轮叶片(100)的前缘；

开启振动加载装置和所述热冲击加载装置(2)。

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