新一代超高温热障涂层研究_郑蕾
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氧化钇稳定氧化锆（ YSZ） 是目前应用最广泛的 热障涂层陶瓷层材料，但在 1250℃ 以上长期使用会 发生相变 和 烧 结［2，3］。 相 变 伴 随 着 体 积 膨 胀，导 致 涂层内部应力集中而产生裂纹； 烧结引起涂层微观 结构以及热物理和机械性能的变化，例如导致涂层 孔 隙 率 下 降，热 导 率 升 高，涂 层 隔 热 性 能 下 降。 此 外，附着 在 涡 轮 叶 片 表 面 的 沙 尘 等 （ 主 要 成 分 是 CaO，MgO，Al2 O3 和 SiO2 ，即 CMAS ） 在 温 度 超 过 1200℃ 时会融化而渗入涂层内部与稳定剂 Y2 O3 反 应，引起 YSZ 涂层相变，加速涂层的失效。
第6 期
新一代超高温热障涂层研究
15
发展提出的迫切要求。本文综述了国内外对新一代 超高温热障涂层的研究进展，分析了 CMAS 环境下 热障涂层的失效机理及防护技术。
1 热障涂层结构和制备技术
1． 1 热障涂层结构
热障涂层主要有双层、多层和梯度三种结构形
式，应用最广泛的是双层结构热障涂层。双层结构
热障涂层表层为陶瓷层，底层为黏结层。陶瓷层主
的发展及应用来Байду номын сангаас，制备技术以 PS 和 EB-PVD 两
种为主。
目前，制备热障涂层的等离子喷涂技术主要有
大气等离子喷涂（ APS） ，低压等离子喷涂（ LPPS） ，
真空等离子喷涂（ VPS） ，保护气氛（ 氩气） 等离子喷 涂等［12］。通 常，黏 结 层 采 用 LPPS 或 VPS 工 艺 制
热障涂层（ TBCs） 是将耐高温、低导热、抗腐蚀 的陶瓷材料以涂层的形式与基体合金相复合，以降 低金属热端部件表面温度、提高基体合金抗高温氧 化腐蚀性能的一种热防护技术。TBCs 主要应用在 航空发动机热端部件包括高压涡轮导向叶片、涡轮
收稿日期： 2012-10-17； 修订日期： 2012-10-19 基金项目： 国家自然科学基金重点项目（ 51231001） 作者简介： 郑蕾（ 1979—） ，博士，讲师，主要从事热障涂层等 特种功能材料的研究，（ E-mail） zhenglei@ buaa． edu． cn 通讯作者： 徐惠彬（ 1959—） ，博士，教授，主要从事特种功能 材料与薄膜研究，（ E-mail） xuhb@ buaa． edu． cn。
备，而陶瓷层采用 APS 制备。
20 世纪 80 年代，美国、英国、德国和前苏联等
开始把注意力转到用物理气相沉积法制备热障涂层
上，90 年代中期，乌克兰 Paton 国际电子束中心的低
成本 EB-PVD 设 备 在 美 国 和 欧 洲 推 广，掀 起 了
EB-PVD热障涂层技术开发的新一轮热潮。北京航
等离子喷涂物理气相沉积［14 ～ 17］（ Plasma SprayPhysical Vapor Deposition，PS-PVD） 是在物理气相沉 积与等离子喷涂方法基础上发展起来的一种新型涂 层制备方法，兼具 PS 和 EB-PVD 的优点，通过气相 与颗粒复合沉积、拓展不同组织结构的复合设计与 制备，为实现高速低成本的高性能涂层的制备提供 新的方向。该工艺结合了 PS 和 PVD 的技术优势， 既有 PS 技 术 沉 积 速 率 快、成 本 低 的 优 点，又 具 有 PVD 技术的涂层均匀、致密，能获得非平衡结晶成 膜的特征。更为重要的是，PS-PVD 具有非常好的绕 镀性，可在复杂工件（ 如双联或三联导向叶片） 表面 均匀沉积涂层。通过气相与颗粒沉积的灵活调节， 充分利用两种不同技术的特点，将实现不同组织结 构的复合设计与制备，形成新型结构的涂层，图 1 为 采用 PS-PVD 制备的热障涂层截面形貌［17］。
要起隔热作用，此外还有抗腐蚀、冲刷、侵蚀等作用；
黏结层主要是缓解基体和陶瓷层的热膨胀不匹配，
以及提高基体合金的抗高温氧化腐蚀性能。在实际
工作环境中，黏结层和陶瓷层界面常形成一层氧化
物生长层（ Thermally Grown Oxide，TGO） ，主要成分
是
α-Al2
O 。 ［1，5，6］ 3
薄
的
致
热障涂层，在热循环过程中梯度结构热障涂层内部
热应力较小，具有更好的热循环性能。但是，梯度结
构热障涂层制备工艺复杂，结构难以精确控制。
1． 2 热障涂层制备技术
热障涂层制备可以通过多种手段实现： 如磁控
溅射、离子镀、电弧蒸镀、等离子喷涂（ PS） 、电子束
物理气相沉积（ EB-PVD） 等。但是从热障涂层技术
转子叶片和 燃 烧 室 等，其 中，转 子 叶 片 是 结 构 最 复 杂、材料工艺技术含量最高、工作条件最苛刻的部位 之一。热障涂层在燃气涡轮发动机上使用，可以提 高涡轮前进口温度，从而提高发动机的工作效率； 同 时，大幅度降低热端部件的表面温度，提高部件的寿 命和可靠性； 此外，TBCs 还起着降低油耗，改善发动 机气动力学性能的作用。除了隔热和抗高温氧化腐 蚀，TBCs 还可以提高基体抗冲刷和耐磨损烧蚀的能 力，在舰船、能源以及汽车制造行业中也有着极为重 要和广泛的应用前景。
摘要： 介绍先进燃气涡轮发动机热障涂层的研究背景、意义和现状； 综述近年来国内外在新一代超高温热障涂层方
面的研究进展，包括新型超高温、高隔热陶瓷隔热层材料，1150℃ 以上抗高温氧化、与先进单晶高温合金化学匹配
的新型金属黏结层材料，长寿命、高可靠性热障涂层结构设计以及先进热障涂层制备技术； 分析发动机环境下
16
航空材料学报
第 32 卷
过程相关的基础理论问题有待深入系统的研究。关 于超低压环境下，等离子体的状态变化规律、喷涂粉 末的加热特性与传统热等离子射流的差异、气液固 多相与等离子体相互作用规律、涂层生长机理等方 面尚不清楚。
所示） 。 ［29］ 在前端温度为 ～ 1250℃ ，后端温度为 ～ 1050℃ 的 高 温 燃 气 热 冲 击 条 件 下，Gd2 O3 -Yb2 O3 YSZ 热障涂层抗热冲击寿命达到 15000 次以上［30］。 经 15089 次热冲击失效后的 Gd2 O3 -Yb2 O3 -YSZ 热障 涂层截面形貌如图 3 所示。
CMAS 沉积物对热障涂层的损伤机理以及相关的 CMAS 防护方法； 最后展望新一代超高温热障涂层的发展动向及
研究热点。
关键词： 发动机； 热障涂层； 陶瓷； 金属； 高温； 单晶高温合金
DOI：10. 3969 / j. issn. 1005-5053. 2012. 6. 002
中图分类号： TG174． 4
2 热障涂层陶瓷层材料
2． 1 YSZ 陶瓷层材料 ZrO2 具有高熔点、低热导率和高热膨胀系数等
优良性能，是 热 障 涂 层 陶 瓷 层 的 首 选 材 料［18，19］。但 是纯 ZrO2 的相稳定性差，抗热震性能不佳，不适合直 接用作热障涂层，通常解决办法是在 ZrO2 中加入稳 定剂。7% ～ 8% （ 质 量 分 数） 氧 化 钇 稳 定 氧 化 锆 （ YSZ） 是目前研究最多、应用最广泛的热障涂层材 料［2，16］。YSZ 具有高熔点（ 2700℃ ） 、低热导率（ 2． 1 ～ 2． 2W·m －1 ·K －1 ） 和较高的热膨胀系数（ 约 1． 1 × 10 －5 K －1 ） 。此外，YSZ 的密度小（ 约 6． 0 g / cm3 ） ，弹 性模量低（ 约 40GPa） ，硬度高（ 约 14GPa） ，断裂韧度 好（ 6 ～ 9MPa·m1/2 ） 。但是，YSZ 在应用过程中也存 在问题，如发生相变、烧结，易受 CMAS 腐蚀等。YSZ 通常是以亚稳四方相（ t'） 存在，当使用温度长期高于 1250℃ 时，t'会分解为四方相（ t） 和立方相（ c） ，在冷却 过程中 t 相发生相变，转化为 m 相并伴随体积膨胀， 导致涂层内部产生裂纹而引起涂层失效［2，18，20］。此 外，YSZ 热障涂层在使用过程中易发生烧结而致密 化，导致涂层的应变容限下降和隔热性能降低［12，21］。 研究发现，当涡轮叶片热障涂层表面温度超过 1200℃ 时，附着在上面的沙尘等将会融化。这些附着物的主 要成 分 是 CaO，MgO，Al2 O3 ，SiO2 ，即 通 常 所 说 的 CMAS。融化的 CMAS 渗入到涂层内部，将会与稳定 剂 Y2 O3 反应，导致 YSZ 稳定剂流失而失稳，引起涂 层相变，加速涂层的失效［22 ～ 24］。 2． 2 新一代超高温高隔热热障涂层陶瓷层材料
密
的
TGO
层能阻止氧的
进一步内扩散，保护基体合金。此外，热障涂层在使
用过程中，会发生金属黏结层与基体之间互扩散，生 成二次析出相，形成扩散层［7 ～ 9］。
梯度结构热障涂层，是通过控制制备工艺消除
陶瓷层与金属黏结层之间的界面，得到成分和结构 连续变化 的 一 种 热 障 涂 层［10，11］。 相 对 于 双 层 结 构
第 32 卷 第 6 期 2012 年 12 月
航空材料学报
JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS
Vol. 32，No. 6 December 2012
新一代超高温热障涂层研究
郑 蕾， 郭洪波， 郭 磊， 彭 徽， 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 100191）
空航天大学于 20 世纪 90 年代中期从乌克兰引进国
内第一台用于热障涂层制备的大功率 EB-PVD 设
备，率先在国内开展了 EB-PVD 热障涂层的研究工
作。目前，发动机高压涡轮转子叶片热障涂层基本
采用 EB-PVD 方法制备。 与 PS 技 术 相 比，EB-PVD 技 术 具 有 以 下 优
势［13］： 柱状晶结构使 EB-PVD 涂层具有更高的应变 容限，热循环寿命比 PS 涂层提高近 8 倍； EB-PVD 涂层更致密，抗氧化和热腐蚀的性能更好； EB-PVD 涂层的界面以化学结合为主，结合力显著提高； EBPVD 涂层表面粗糙度更好，有利于保持叶片的空气 动力学性能； 可通过改变 EB-PVD 工艺参数来控制 涂层的结构。
图 1 PS-PVD 热障涂层截面形貌［17］ Fig． 1 Cross-section of PS-PVD thermal barrier coating［17］
目前国内外仅有少数研究机构开展了该方面的 研究，如 Sulzer-Metco 公司以及美国的 Sandia 国家 实验室等。PS-PVD 的研究尚处于起步阶段，对沉积
文献标识码： A
文章编号： 1005-5053（2012）06-0014-11
高涡轮前进口温度是高推重比航空发动机的一 大特征。推重比 10 一级航空发动机的涡轮前进口 温度（ TIT） 为 1850 ～ 1988K，推重比 12 ～ 15 一级航 空发动机的涡轮前设计进口温度为 2000 ～ 2100K， 而推重比 15 ～ 20 一级航空发动机的涡轮前进口温 度更高，将达到 2100 ～ 2200K。即使采用最先进的 气冷结构技术，航空发动机涡轮叶片表面达到的温 度也将远远高于目前涡轮叶片合金材料所能承受的 极限温度。在叶片表面采用耐高温的陶瓷热障涂层 是先进航空发动机迅速发展提出的迫切需求。推重 比 10 一级航空发动机已采用了以氧化钇部分稳定 氧化锆（ YSZ） 为陶瓷层的热障涂层，推重比 12 ～ 15 等更高一级航空发动机将设计采用工作温度更高的 超高温热障涂层。在先进燃气涡轮发动机中，高温 防护涂层与高温结构材料、高效冷却并重为涡轮叶 片的三大关键科学技术。
不同的服役条件要求热障涂层具有不同的组织 结构。APS 技术制备的热障涂层为层状结构，隔热 性能好，但涂层内层间结合差； EB-PVD 技术制备的 热障涂层为柱状晶结构，抗热震性能优异，但隔热性 能有待提高。为满足新一代热障涂层高隔热、长寿 命的需求，迫切需要发展一种既具有良好的隔热性 能、同时抗热震性能优异的新型制备技术。
ysz通常是以亚稳四方相t?存在当使用温度长期高于1250时t?会分解为四方相t和立方相c在冷却过程中t相发生相变转化为m相并伴随体积膨胀导致涂层内部产生裂纹而引起涂层失效21820外ysz热障涂层在使用过程中易发生烧结而致密化导致涂层的应变容限下降和隔热性能降低1221研究发现当涡轮叶片热障涂层表面温度超过1200时附着在上面的沙尘等将会融化
MCrAlY（ M： Ni，Co 或 Ni + Co） 是目前普遍使 用的一种热障涂层黏结层材料，然而，当使用温度超 过 1150℃ 时，MCrAlY 涂层加速氧化，导致氧化膜过 厚，产生裂纹和开裂，引起涂层失效［4，5］。随着航空 涡轮发动机向高推重比发展，涡轮前进口温度大幅 提高，YSZ / MCrAlY 热障涂层已不能满足发动机更 高使用温度和更长服役寿命的要求。发展新一代超 高温、高隔热、长寿命的热障涂层是航空发动机迅速
第6 期
新一代超高温热障涂层研究
15
发展提出的迫切要求。本文综述了国内外对新一代 超高温热障涂层的研究进展，分析了 CMAS 环境下 热障涂层的失效机理及防护技术。
1 热障涂层结构和制备技术
1． 1 热障涂层结构
热障涂层主要有双层、多层和梯度三种结构形
式，应用最广泛的是双层结构热障涂层。双层结构
热障涂层表层为陶瓷层，底层为黏结层。陶瓷层主
的发展及应用来Байду номын сангаас，制备技术以 PS 和 EB-PVD 两
种为主。
目前，制备热障涂层的等离子喷涂技术主要有
大气等离子喷涂（ APS） ，低压等离子喷涂（ LPPS） ，
真空等离子喷涂（ VPS） ，保护气氛（ 氩气） 等离子喷 涂等［12］。通 常，黏 结 层 采 用 LPPS 或 VPS 工 艺 制
热障涂层（ TBCs） 是将耐高温、低导热、抗腐蚀 的陶瓷材料以涂层的形式与基体合金相复合，以降 低金属热端部件表面温度、提高基体合金抗高温氧 化腐蚀性能的一种热防护技术。TBCs 主要应用在 航空发动机热端部件包括高压涡轮导向叶片、涡轮
收稿日期： 2012-10-17； 修订日期： 2012-10-19 基金项目： 国家自然科学基金重点项目（ 51231001） 作者简介： 郑蕾（ 1979—） ，博士，讲师，主要从事热障涂层等 特种功能材料的研究，（ E-mail） zhenglei@ buaa． edu． cn 通讯作者： 徐惠彬（ 1959—） ，博士，教授，主要从事特种功能 材料与薄膜研究，（ E-mail） xuhb@ buaa． edu． cn。
备，而陶瓷层采用 APS 制备。
20 世纪 80 年代，美国、英国、德国和前苏联等
开始把注意力转到用物理气相沉积法制备热障涂层
上，90 年代中期，乌克兰 Paton 国际电子束中心的低
成本 EB-PVD 设 备 在 美 国 和 欧 洲 推 广，掀 起 了
EB-PVD热障涂层技术开发的新一轮热潮。北京航
等离子喷涂物理气相沉积［14 ～ 17］（ Plasma SprayPhysical Vapor Deposition，PS-PVD） 是在物理气相沉 积与等离子喷涂方法基础上发展起来的一种新型涂 层制备方法，兼具 PS 和 EB-PVD 的优点，通过气相 与颗粒复合沉积、拓展不同组织结构的复合设计与 制备，为实现高速低成本的高性能涂层的制备提供 新的方向。该工艺结合了 PS 和 PVD 的技术优势， 既有 PS 技 术 沉 积 速 率 快、成 本 低 的 优 点，又 具 有 PVD 技术的涂层均匀、致密，能获得非平衡结晶成 膜的特征。更为重要的是，PS-PVD 具有非常好的绕 镀性，可在复杂工件（ 如双联或三联导向叶片） 表面 均匀沉积涂层。通过气相与颗粒沉积的灵活调节， 充分利用两种不同技术的特点，将实现不同组织结 构的复合设计与制备，形成新型结构的涂层，图 1 为 采用 PS-PVD 制备的热障涂层截面形貌［17］。
要起隔热作用，此外还有抗腐蚀、冲刷、侵蚀等作用；
黏结层主要是缓解基体和陶瓷层的热膨胀不匹配，
以及提高基体合金的抗高温氧化腐蚀性能。在实际
工作环境中，黏结层和陶瓷层界面常形成一层氧化
物生长层（ Thermally Grown Oxide，TGO） ，主要成分
是
α-Al2
O 。 ［1，5，6］ 3
薄
的
致
热障涂层，在热循环过程中梯度结构热障涂层内部
热应力较小，具有更好的热循环性能。但是，梯度结
构热障涂层制备工艺复杂，结构难以精确控制。
1． 2 热障涂层制备技术
热障涂层制备可以通过多种手段实现： 如磁控
溅射、离子镀、电弧蒸镀、等离子喷涂（ PS） 、电子束
物理气相沉积（ EB-PVD） 等。但是从热障涂层技术
转子叶片和 燃 烧 室 等，其 中，转 子 叶 片 是 结 构 最 复 杂、材料工艺技术含量最高、工作条件最苛刻的部位 之一。热障涂层在燃气涡轮发动机上使用，可以提 高涡轮前进口温度，从而提高发动机的工作效率； 同 时，大幅度降低热端部件的表面温度，提高部件的寿 命和可靠性； 此外，TBCs 还起着降低油耗，改善发动 机气动力学性能的作用。除了隔热和抗高温氧化腐 蚀，TBCs 还可以提高基体抗冲刷和耐磨损烧蚀的能 力，在舰船、能源以及汽车制造行业中也有着极为重 要和广泛的应用前景。
摘要： 介绍先进燃气涡轮发动机热障涂层的研究背景、意义和现状； 综述近年来国内外在新一代超高温热障涂层方
面的研究进展，包括新型超高温、高隔热陶瓷隔热层材料，1150℃ 以上抗高温氧化、与先进单晶高温合金化学匹配
的新型金属黏结层材料，长寿命、高可靠性热障涂层结构设计以及先进热障涂层制备技术； 分析发动机环境下
16
航空材料学报
第 32 卷
过程相关的基础理论问题有待深入系统的研究。关 于超低压环境下，等离子体的状态变化规律、喷涂粉 末的加热特性与传统热等离子射流的差异、气液固 多相与等离子体相互作用规律、涂层生长机理等方 面尚不清楚。
所示） 。 ［29］ 在前端温度为 ～ 1250℃ ，后端温度为 ～ 1050℃ 的 高 温 燃 气 热 冲 击 条 件 下，Gd2 O3 -Yb2 O3 YSZ 热障涂层抗热冲击寿命达到 15000 次以上［30］。 经 15089 次热冲击失效后的 Gd2 O3 -Yb2 O3 -YSZ 热障 涂层截面形貌如图 3 所示。
CMAS 沉积物对热障涂层的损伤机理以及相关的 CMAS 防护方法； 最后展望新一代超高温热障涂层的发展动向及
研究热点。
关键词： 发动机； 热障涂层； 陶瓷； 金属； 高温； 单晶高温合金
DOI：10. 3969 / j. issn. 1005-5053. 2012. 6. 002
中图分类号： TG174． 4
2 热障涂层陶瓷层材料
2． 1 YSZ 陶瓷层材料 ZrO2 具有高熔点、低热导率和高热膨胀系数等
优良性能，是 热 障 涂 层 陶 瓷 层 的 首 选 材 料［18，19］。但 是纯 ZrO2 的相稳定性差，抗热震性能不佳，不适合直 接用作热障涂层，通常解决办法是在 ZrO2 中加入稳 定剂。7% ～ 8% （ 质 量 分 数） 氧 化 钇 稳 定 氧 化 锆 （ YSZ） 是目前研究最多、应用最广泛的热障涂层材 料［2，16］。YSZ 具有高熔点（ 2700℃ ） 、低热导率（ 2． 1 ～ 2． 2W·m －1 ·K －1 ） 和较高的热膨胀系数（ 约 1． 1 × 10 －5 K －1 ） 。此外，YSZ 的密度小（ 约 6． 0 g / cm3 ） ，弹 性模量低（ 约 40GPa） ，硬度高（ 约 14GPa） ，断裂韧度 好（ 6 ～ 9MPa·m1/2 ） 。但是，YSZ 在应用过程中也存 在问题，如发生相变、烧结，易受 CMAS 腐蚀等。YSZ 通常是以亚稳四方相（ t'） 存在，当使用温度长期高于 1250℃ 时，t'会分解为四方相（ t） 和立方相（ c） ，在冷却 过程中 t 相发生相变，转化为 m 相并伴随体积膨胀， 导致涂层内部产生裂纹而引起涂层失效［2，18，20］。此 外，YSZ 热障涂层在使用过程中易发生烧结而致密 化，导致涂层的应变容限下降和隔热性能降低［12，21］。 研究发现，当涡轮叶片热障涂层表面温度超过 1200℃ 时，附着在上面的沙尘等将会融化。这些附着物的主 要成 分 是 CaO，MgO，Al2 O3 ，SiO2 ，即 通 常 所 说 的 CMAS。融化的 CMAS 渗入到涂层内部，将会与稳定 剂 Y2 O3 反应，导致 YSZ 稳定剂流失而失稳，引起涂 层相变，加速涂层的失效［22 ～ 24］。 2． 2 新一代超高温高隔热热障涂层陶瓷层材料
密
的
TGO
层能阻止氧的
进一步内扩散，保护基体合金。此外，热障涂层在使
用过程中，会发生金属黏结层与基体之间互扩散，生 成二次析出相，形成扩散层［7 ～ 9］。
梯度结构热障涂层，是通过控制制备工艺消除
陶瓷层与金属黏结层之间的界面，得到成分和结构 连续变化 的 一 种 热 障 涂 层［10，11］。 相 对 于 双 层 结 构
第 32 卷 第 6 期 2012 年 12 月
航空材料学报
JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS
Vol. 32，No. 6 December 2012
新一代超高温热障涂层研究
郑 蕾， 郭洪波， 郭 磊， 彭 徽， 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 100191）
空航天大学于 20 世纪 90 年代中期从乌克兰引进国
内第一台用于热障涂层制备的大功率 EB-PVD 设
备，率先在国内开展了 EB-PVD 热障涂层的研究工
作。目前，发动机高压涡轮转子叶片热障涂层基本
采用 EB-PVD 方法制备。 与 PS 技 术 相 比，EB-PVD 技 术 具 有 以 下 优
势［13］： 柱状晶结构使 EB-PVD 涂层具有更高的应变 容限，热循环寿命比 PS 涂层提高近 8 倍； EB-PVD 涂层更致密，抗氧化和热腐蚀的性能更好； EB-PVD 涂层的界面以化学结合为主，结合力显著提高； EBPVD 涂层表面粗糙度更好，有利于保持叶片的空气 动力学性能； 可通过改变 EB-PVD 工艺参数来控制 涂层的结构。
图 1 PS-PVD 热障涂层截面形貌［17］ Fig． 1 Cross-section of PS-PVD thermal barrier coating［17］
目前国内外仅有少数研究机构开展了该方面的 研究，如 Sulzer-Metco 公司以及美国的 Sandia 国家 实验室等。PS-PVD 的研究尚处于起步阶段，对沉积
文献标识码： A
文章编号： 1005-5053（2012）06-0014-11
高涡轮前进口温度是高推重比航空发动机的一 大特征。推重比 10 一级航空发动机的涡轮前进口 温度（ TIT） 为 1850 ～ 1988K，推重比 12 ～ 15 一级航 空发动机的涡轮前设计进口温度为 2000 ～ 2100K， 而推重比 15 ～ 20 一级航空发动机的涡轮前进口温 度更高，将达到 2100 ～ 2200K。即使采用最先进的 气冷结构技术，航空发动机涡轮叶片表面达到的温 度也将远远高于目前涡轮叶片合金材料所能承受的 极限温度。在叶片表面采用耐高温的陶瓷热障涂层 是先进航空发动机迅速发展提出的迫切需求。推重 比 10 一级航空发动机已采用了以氧化钇部分稳定 氧化锆（ YSZ） 为陶瓷层的热障涂层，推重比 12 ～ 15 等更高一级航空发动机将设计采用工作温度更高的 超高温热障涂层。在先进燃气涡轮发动机中，高温 防护涂层与高温结构材料、高效冷却并重为涡轮叶 片的三大关键科学技术。
不同的服役条件要求热障涂层具有不同的组织 结构。APS 技术制备的热障涂层为层状结构，隔热 性能好，但涂层内层间结合差； EB-PVD 技术制备的 热障涂层为柱状晶结构，抗热震性能优异，但隔热性 能有待提高。为满足新一代热障涂层高隔热、长寿 命的需求，迫切需要发展一种既具有良好的隔热性 能、同时抗热震性能优异的新型制备技术。
ysz通常是以亚稳四方相t?存在当使用温度长期高于1250时t?会分解为四方相t和立方相c在冷却过程中t相发生相变转化为m相并伴随体积膨胀导致涂层内部产生裂纹而引起涂层失效21820外ysz热障涂层在使用过程中易发生烧结而致密化导致涂层的应变容限下降和隔热性能降低1221研究发现当涡轮叶片热障涂层表面温度超过1200时附着在上面的沙尘等将会融化
MCrAlY（ M： Ni，Co 或 Ni + Co） 是目前普遍使 用的一种热障涂层黏结层材料，然而，当使用温度超 过 1150℃ 时，MCrAlY 涂层加速氧化，导致氧化膜过 厚，产生裂纹和开裂，引起涂层失效［4，5］。随着航空 涡轮发动机向高推重比发展，涡轮前进口温度大幅 提高，YSZ / MCrAlY 热障涂层已不能满足发动机更 高使用温度和更长服役寿命的要求。发展新一代超 高温、高隔热、长寿命的热障涂层是航空发动机迅速