● 摘要
热障涂层（Thermal Barrier Coatings）是先进航空发动机高温热端部件的关键科学技术之一。在几百种涂层中，热障涂层结构最复杂，服役环境最恶劣，对性能要求最苛刻。近年来，研究发现，航空发动机涡轮叶片热障涂层除了要经受高温、热疲劳和机械载荷等作用外，还遭受化学腐蚀、侵蚀和冲刷，其中，一种以CaO、MgO、Al2O3和SiO2等混合氧化物（CMAS）组成的沉积物对热障涂层的性能和服役寿命产生了巨大的影响。针对这一问题，本论文开展CMAS沉积物耦合作用下等离子喷涂热障涂层高温稳定性、服役寿命及失效机理的研究，具有重要的科学研究意义和工程应用价值。本论文首先解剖分析了试车后航空发动机高压涡轮导向叶片热障涂层，发现除了金属粘结层高温氧化、涂层与高温合金基体热不匹配应力，CMAS是引起涂层剥落失效的关键因素之一，尤其在叶片叶盆处，CMAS对热障涂层失效的影响更为显著。确定了叶片涂层表面沉积物的平均化学成分摩尔比为22CaO-19MgO-14AlO1.5-45SiO2。研究了高温环境下等离子喷涂纳米结构和常规热障涂层的微观组织结构的变化，揭示了涂层组织结构演变对涂层热物理性能变化的影响机理。由于其高孔隙率以及更薄的层片状结构特征，纳米YSZ涂层比常规YSZ涂层具有更低的热传导率。在1200℃以上高温热处理后，热障涂层发生了明显的烧结，引起涂层孔隙率下降和热传导率上升，纳米涂层的烧结现象比常规涂层更为严重。研究了CMAS沉积物耦合作用下等离子喷涂纳米结构热障涂层的微观组织结构、热物理性能以及力学性能的变化，提出了CMAS对热障涂层的微观组织结构、高温稳定性以及性能的作用机理。在1250℃高温环境下， YSZ涂层逐渐熔融于玻璃态CMAS中，形成了疏松多孔的结构，并且加速了氧化锆由t相向m相的转变；CMAS中Si和少量Ca元素内扩散导致了涂层加速烧结和孔隙率大幅度下降，涂层的隔热能力急剧降低。经过1250 ℃热处理10小时后，YSZ涂层的孔隙率由制备态的25 %降低到了5 %，热扩散系数由0.3 mm2/s增加到了0.7 mm2/s；涂层显微硬度上升25 %左右。采用交流阻抗法（IP）研究了高温环境下热障涂层的微观组织结构的变化，建立了电学元件的变化与涂层电阻及电容变化的对应关系。设计了一种CMAS与高温燃气热冲击耦合的实验装置，研究了模拟发动机服役环境下热障涂层的抗热震性能，提出了CMAS沉积物和高温燃气热冲击耦合作用下等离子喷涂热障涂层的失效机理。在表面温度为1250 ℃、连续加热5min的高温燃气热冲击条件下，热障涂层的寿命约为400次，涂层失效发生在靠近热氧化生长层（TGO）的陶瓷层底部，主要由TGO增厚和热膨胀不匹配应力引起。在CMAS耦合作用下，涂层寿命降低了70 %以上，涂层失效以层状剥落为主，主要由CMAS耦合作用下涂层加速烧结和相变引起，并建立了涂层的失效模型。