「导读」

新代次战斗机上涡轮前进口温度已接近2000K，得益于航空发动机的三大隔热防护技术：单晶合金、气膜冷却和热障涂层技术。在面对高达2000K的进口温度时，要让单晶工作在1100-1150℃，仅仅采用气膜冷却是远远不够的。当气膜冷却效果达到极限后，热障涂层便承担了所有，因此热障涂层被称为航空发动机最重要的“防护服”涂料在线。

01 热障涂层是什么？

众所周知，涡轮前温度是现代航空发动机关键指标之一，这个涡轮指的是高压涡轮，航空发动机属于热机，能量来源于空气受热膨胀，从能量守恒角度来讲，燃气温度越高，产生的能量越大。

但是航空发动机燃气温度有一个限制，那就是高压涡轮承受能力，喷气式发动机工作需要空气由压气机送入燃烧室，而高压压气机由高压涡轮带动，因此高压涡轮需要承受高温高速燃气带来的冲击，还要高速旋转带动高压压气机，对于材料要求极高，所以高压涡轮与燃烧室、高压压气机被称为发动机“核心机”三大件就是这个原因。

热障涂层结构

02 热障涂层应用及研究现状

热障涂层技术起源于19世纪70年代。1976年，在美国NASA刘易斯研究中心，陶瓷热障涂层在J75涡喷发动机涡轮叶片上试验成功。

到20世纪90年代，热障涂层技术迎来快速发展。美国的GE公司在20世纪90年代后期开发出新型单晶合金基体热障涂层。GE90发动机叶片采用这种热障涂层后，性能较未采用涂层的叶片相比大大提高。

90年代后，热障涂层技术逐渐得到广泛应用。英国的RR公司在20世纪90年代以来逐渐将热障涂层大量应用到军用和民用发动机上。其中，著名的遄达系列发动机就使用了热障涂层。

高温下CMAS (CaO、MgO、Al2O3和SiO2)对热障涂层的破坏

关于环境沉积物腐蚀的认识和研究最早见于Smialek等人在《波斯湾战争中涡轮翼型的退化》的报道。他们发现当一个地区的空气沙尘浓度较高、雾霾多发时，在此地区服役的直升机的发动机叶片上存在玻璃状沉积物，并认识到它对航空发动机运行的潜在危害。

Toriz等人在1988年国际燃气轮机和航空发动机会议和博览会上指出在涡轮导向叶片中应用的TBC需要面临极其恶劣的服役环境，其失效主要原因是热循环、粘结层的氧化以及一些固体颗粒的沉积引发的腐蚀。为研究失效过程和机理，他们收集了一个飞机发动机叶片，这架飞机长期飞行于沙尘浓度较高的国家。研究发现，高于1200℃时，这些沉积物就会熔化并撞击在叶片表面，熔融的碎片可以进入多孔TBC结构，并腐蚀涂层，或者通过热失配引起应力增加，从而减少涂层的热循环寿命。

Stott等人在《热障涂层在高温下的降解》文章中研究了服役于热带沙漠气候地区的飞机发动机沉积物后指出：沉积物是一种具有透辉石型结构的钙镁铝硅酸盐玻璃，YSZ TBC在1300~1600℃的温度下易受熔融砂和玻璃碎片的腐蚀，其精确机理受熔体组成的影响：含Ca量较低的沉积物腐蚀过程主要消耗稳定剂Y2O3；含Ca量较高的沉积物会消耗Y2O3和ZrO2造成相转变。由于这些沉积物的存在会导致飞机发动机叶片的失效，严重危害飞机服役的安全性。

为了改善热障涂层性能，人们进行了大量的探索和研究。下表是影响 YSZ 涂层服役寿命的常见问题及其改善需求、改善方法。

环境热障涂层构成

EBC通常由粘接层、过渡层和顶层三部分构成（如上图所示）。粘接层一般由Si元素组成，主要作用是确保EBC和CMC基体结合良好； 过渡层一般由钡锶铝硅酸盐（BSAS）和莫来石混合而成，主要起抗高温氧化和抑制与水蒸气反应的作用；顶层由BSAS构成，主要起到抗高温腐蚀和抗外来物冲击的作用。

3、热障涂层的CMAS腐蚀防护方法

由于CMAS引起TBCs损伤和失效的原因非常复杂，因此针对CMAS腐蚀的防护方法也各不相同。Rai等人较早总结了TBCs的3种CMAS腐蚀防护方法，可分为：非渗透性涂层、牺牲性防护涂层以及多层复合的防护涂（通常是非渗透性涂层、牺牲性涂层以及不润湿涂层的复合涂层）。

非渗透性涂层是一种致密、无裂纹、无孔的层，包括氧化物、非氧化物或金属涂层等，没有反应过程；而牺牲性防护涂层内某些成分会与环境沉积物反应，生成更难渗透的物质；不润湿的防护层着重改进涂层的表面质量，使熔融的物质无法润湿涂层表面，从而减缓了熔体渗透。

这3种方法旨在减缓CMAS的渗入和化学反应以及减少CMAS在表面的附着，本质上是在表面制备一层防护层，直接阻挡CMAS渗入，属于物理方法。

同时，近年来出现了很多其他抗CMAS的腐蚀方法，比如：改性YSZ涂层（促使环境沉积物结晶或与其反应直至消耗完沉积物）、新型的热障涂层材料和TBC的结构设计。以上所述的方法各有优劣，但改性YSZ涂层和开发新型热障涂层体系的方法更受研究者青睐，更具发展潜力。