● 摘要
热障涂层（TBCs）是航空涡轮发动机提高热效率、增加推重比、延长使用寿命的一种关键表面防护技术。随着航空发动机前端进口温度的不断提高，目前应用最为广泛的YSZ陶瓷材料很难满足新一代涡轮发动机对热障涂层陶瓷材料的性能要求。本论文在课题组前期研究的基础上，系统的研究了Yb2O3掺杂Gd2Zr2O7固溶体陶瓷材料的热物理性能及热冲击性能，同时采用有限元法对其高温燃气热冲击过程进行了应力场模拟以分析其失效机理。
本论文采用固相合成法制备(Gd1-xYbx)2Zr2O7固溶体块材。研究发现(Gd1-xYbx)2Zr2O7固溶体相结构呈现由烧绿石相向萤石相的过渡。Yb2O3掺杂后，Gd2Zr2O7热导率降低。热导率随着掺杂量x增加呈现先增加后减小的规律，在x=0.06时，(Gd1-xYbx)2Zr2O7热导率最低(1.14 Wm-1K-1, 800℃)。(Gd0.94Yb0.06)2Zr2O7固溶体热膨胀系数在9.30-12.03×10-6 K-1之间，在室温到1400℃之间保持相稳定性。(Gd0.94Yb0.06)2Zr2O7固溶体具有较高的弹性模量（250.4GPa）和较低的断裂韧性（2.21MPa.m1/2）。
采用EB-PVD法制备 (Gd0.94Yb0.06)2Zr2O7（GYbZ）单层热障涂层。GYbZ独立涂层热导率在600℃时为0.922W/mK。GYbZ在经过1350℃100h热处理后，表面及截面形貌变化不大，硬度值有所增加，且保持良好的相稳定性。采用有限元法对GYbZ单层热障涂层高温燃气热冲击过程进行应力场模拟，并针对GYbZ/TGO界面应力值较大情况，进行GYbZ/8YSZ双层热障涂层结构设计。
采用EB-PVD法制备GYbZ/8YSZ双层热障涂层（DCL coatings）和梯度热障涂层（GTBCs），并采用高温燃气热冲击设备评估其抗热冲击性能。在1350℃燃气热冲击条件下，DCL热循环寿命为942次，失效形式主要表现为层状剥落；GTBCs热循环寿命为1346次，失效主要表现为在TGO层剥离。采用有限元法对GYbZ/8YSZ双层热障涂层进行高温燃气热冲击过程应力场模拟，结果表明涂层失效主要是由于表面等效应力和界面剪切应力导致，且集中在式样边缘。
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