航空发动机的热端部件在长期服役过程中会发生高温氧化、高温蠕变、高温冲蚀等损伤行为。基于长期服役下的航空发动机热端部件（压气机、涡轮转子）的实际服役工况,以真空感应熔炼+电渣重熔+真空自耗重熔工艺制备的GH4738镍基高温合金为研究对象,设计了长期服役-高温冲蚀损伤的交互、交替加速模拟试验。结合了扫描电子显微镜、透射电子显微镜、X射线衍射仪、金相显微镜等表面分析技术以及显微硬度测试等力学性能测试,分别研究了GH4738合金在长期高温氧化-高温冲蚀磨损和高温蠕变-高温冲蚀磨损两种条件下的损伤行为,意在为实际损伤评估提供理论支撑。研究了GH4738合金长期高温氧化时的氧化层生长规律,同时分析其不同的长期高温氧化形式。将长期高温氧化实验分为初期（50-200h）、中期（250-650h）、后期（700-1000h）三个阶段进行分析。研究表明,长期高温氧化初期的氧化层主要由Cr2O3、Al2O3、Ti O2、Ni O四种氧化物组成,中期新增Ni Cr2O4尖晶石状氧化物,后期的氧化层无新增成分。比起原始试样,高温氧化0-650h试样的氧化层平均厚度增加了约6.52μm,650-1000h试样的氧化层平均厚度下降到了约5.50μm。此外,350-1000h氧化区间,氧化层存在分层现象。然后,针对长期高温氧化试样进行了高温冲蚀磨损实验,分析其高温冲蚀率变化规律。发现,原始试样的高温冲蚀率为0.0447 cm3/kg。高温氧化0-150h区间,试样的冲蚀率上升了33.6%,200h时,试样的冲蚀率下降了5.7%。200-400h区间,冲蚀率上升了11.9%,然而,在400-600h区间,冲蚀率平均在0.0605 cm3/kg左右平稳波动,然后,600-700h区间,冲蚀率下降了15.9%。到了750h时,冲蚀率上升了10.5%,750-950h区间,冲蚀率急剧下降了22.2%,1000h冲蚀率又上升了24.8%。分析了氧化表面附近硬度,氧化层致密性、连续性以及厚度变化与试样氧化磨损规律的相关性。结果表明,初期试样的氧化层致密性、连续性差,平均厚度也低,中期试样的氧化层平均厚度增加,但其连续性、致密性仍然差。而原始试样的硬度为392HV。高温氧化0-150h试样的硬度下降了16.9%,200h时,硬度上升了11.5%。200-400h区间,硬度下降了8.4%,400-550h区间,硬度平均在336 HV左右平稳波动,然后,550-650h区间,硬度下降了9.3%。所以,初、中期试样的氧化层对高温冲蚀的抵抗作用小,高温冲蚀率的变化趋势与硬度变化趋势吻合。在氧化后期,650-850h区间,试样的硬度平均在306 HV左右平稳波动,900h时,硬度下降了2.5%,在900-1000h区间,试样的硬度平均在295 HV左右平稳波动,即氧化后期试样的硬度变化小。然而,虽然高温氧化700-950h试样的氧化层厚度下降了1.02μm,但其致密性、连续性增加,这一现象与高温冲蚀率变化一致,说明氧化层致密性与连续性的增加提升了抗磨损性能,使高温冲蚀率下降。1000h试样的高温冲蚀率上升的原因为,1000h时氧化层整体开裂,对高温冲蚀的抵抗作用变弱,从而高温冲蚀率回升。另外,在高温蠕变-高温冲蚀磨损实验中,研究了高温蠕变试样的晶粒变化、位错存在形式与硬度变化,分析了其高温蠕变-高温冲蚀的损伤机制。结果表明,高温蠕变试样的高温冲蚀率比原始试样的冲蚀率增加了59.0%。其原因在于,高温蠕变试样的晶粒取向与加载力方向一致,并存在大量平行位错,加速了塑性变形的产生;同时,亚晶界增多使得界面能降低,增大晶粒破碎的可能性。另外,硬度相比原始试样降低了10.2%,这更加加速了高温冲蚀对试样的损伤破坏。