热障涂层制备技术的不同直接影响到热障涂层的微观组织，进而影响到被防护部件，如发动机涡轮叶片的服役寿命。热障涂层中粘结层的制备工艺主要沿袭传统包覆涂层的制备技术，主要有物理气相沉积、低压等离子喷涂、低温超音速火焰喷涂等，以上技术发展相对稳定，性能差异较小。但是，热障涂层中陶瓷层制备技术差异较大，国内外在此方面的研究发展迅速。

陶瓷层的制备技术主要包括等离子喷涂、电子束-物理气相沉积及等离子喷涂-物理气相沉积等。

等离子喷涂技术在工业界以大气等离子喷涂（APS，Atomosphric Plasma Spray）为主流，但也有少量采用液体喷涂（SSPS，Suspension Soluton Plsama Spray）和超音速等离子喷涂(SAPS,Supersonic Atomosphric Plasma Spray)。APS的工作原理通常是以Ar、H₂、N₂或其混合气体等作为等离子介质，在大气环境下喷涂。

高速运动的离子和电子与中性的气体原子核分子碰撞，将电流持续转换成高能等离子体。这种情况下铜阳极接在喷嘴上，工件不带电，在阴极和喷嘴的内壁之间产生电弧，工作气体通过阴极和喷嘴之间的电弧而被加热，造成全部或部分电离，然后由喷嘴喷出高达17000℃的等离子体焰流。

电子束-物理气相沉积(EB-PVD，Electron BeamPhysical Vapor Deposition)是电子束技术与物理气相沉积技术相结合的产物，其是航空发动机高温动叶片热障涂层的主要制备技术。

涂层的制备原理：在高真空（5×10^-3Pa）下，电子枪开始发射电子束，利用电子束高能密度轰击涂层材料，使之气化蒸发，涂层材料以原子或分子的形式沉积在基体表面形成涂层，其中基体一般放置在可加热、可旋转的样品台中。

APS具有低热导率和高沉积效率，EB-PVD相对于APS具有高损伤容限和抗热震性，但其热导率高、沉积速率低。基于低压等离子喷涂（LLPS，Low Pressure Plasma Spray）技术的等离子喷涂-物理气相沉积（PS-PVD，Plasma Spray-Physical Vapor Deposition）受到学术界及工业界的广泛关注，它可融合APS和EB-PVD的优点制备热障涂层，其涂层抗热震性、抗氧化性均超过传统制备技术。

涡轮发动机热端部件的热障涂层服役环境极为苛刻，包括高温氧化失效、热腐蚀失效以及颗粒物冲击等，且众多因素相互耦合，以至于人们至今也没有完全掌握其失效行为的本质。通常认为，热障涂层服役环境最大特点是高频热循环运行过程中涂层出现氧化、腐蚀等现象进而导致涂层剥落、失效。

在航空涡轮发动机服役过程中，由于频繁出现起飞-降落过程，经历多次热循环作用，最终导致陶瓷层剥落。航空发动机服役过程中最显著的变化就是热生长层（TGO，Thermally Grown Oxides）厚度的增加，这将引起热障涂层陶瓷-金属界面体积膨胀，导致生长应力增加。

当冷却时，在TGO与粘结层界面会发生一个热膨胀系数不匹配效应。高温时，粘结层氧化在陶瓷-金属界面形成TGO，这是一个体积膨胀过程，由于TGO的韧性不足以抵消其生长带来的应力，因此生长应力随着服役时间的增加会慢慢增加。TGO的热物性能与陶瓷层和基体存在较大差别，因此热障涂层冷却时在陶瓷 - 金属界面容易产热不匹配性。

冲刷粒子主要来自于外界空气悬浮小颗粒、发动机封严涂层磨损颗粒以及燃烧过程中的碳颗粒，因此发动机在低空或沙漠多尘地域服役时更容易出现冲刷失效。热障涂层冲刷失效受多种因素的影响，其中归结为两个因素：冲刷粒子状态和陶瓷层性质，其中粒子状态包括粒子质量（尺寸和密度）、速度、角度等，陶瓷层性质包括涂层的弹性模量、孔隙率、粗糙度等。

涂层在使用过程中会受到外来物冲击，在涂层表面产生正应力和切应力，这在涡轮发动机中动叶片热障涂层尤为明显。当APS热障涂层受到外来颗粒的冲击和外来物体的破坏压制时，在陶瓷层表面造成裂纹源，并在高速粒子剪切作用下，涂层会出现块状剥离，引起涂层失效。当EB-PVD热障涂层柱状晶在受到外来粒子撞击挤压后，会在陶瓷层中产生一个与表面成45°的剪切带，裂纹就从这些地方诱发并生长，一方面横向扩展，另一方面延伸到陶瓷层与TGO的界面处。同时，因为热膨胀不匹配及TGO长大等因素产生的热应力/能量会通过这些裂纹得到释放，使得这些裂纹迅速增多并长大联合成大的开裂，最终使陶瓷层发生屈曲失稳，最终导致柱状晶断裂、失效。

随着人们对热障涂层失效机理认识的进一步加深，热腐蚀已成为热障涂层失效的一个重要因素，而在热腐蚀中属CMAS（CaO、MgO、Al₂O₃、SiO₂等硅酸铝盐物质的简称）腐蚀最为严重。CMAS主要来源于灰尘、砂石、飞机跑道磨屑以及发动机前级部件剥落物等。

在航空发动机服役时，CMAS会随着进气内涵道被吸入发动机，经过压气机及燃烧室高温加热后变为熔融体吸附在陶瓷层表面并与涂层发生热化学反应，进而使涂层提前失效。

发动机热天起飞排气温度裕度EGTM：定义为海平面标准大气压下，发动机在拐点温度（也叫平功率温度）时全推力（全功率或平功率）起飞状态时的实际燃气温度与有关技术文件规定的限制值（红线值）之间的差值。一个较大的EGTM裕度意味着发动机在起飞时的温度较低，对涡轮叶片的损耗较小，从而有助于延长其使用寿命，在工程实践中，发动机性能工程师经常用发动机排气温度裕度EGTM衡量发动机性能。

热障涂层在涡轮叶片表面起到一定的保护作用，能够减少高温气流对涡轮叶片的损伤。当EGTM裕度较大时，热障涂层有更强的保护作用，有助于延长其寿命，降低失效风险。

发动机起飞排气温度裕度EGTM与涡轮叶片失效的关系密切。为了降低涡轮叶片在起飞阶段的失效风险，应优化发动机设计以提高EGTM，并注重叶片热障涂层的维护与检查，确保涡轮叶片在安全的工作环境中运行。

图1为远程性能监控计算的热天发动机排气温度裕度，当EGTM较低时（如低于30℃），发动机涡轮叶片有发生烧蚀的风险，发动机工程师应及时对涡轮叶片进行孔探检查以查看热障涂层是否脱落等。

热障涂层的作用是在涡轮叶片表面形成一层具有较低导热系数的层状结构，从而减小涡轮叶片与高温气流的热传导，使涡轮叶片在更高的温度条件下工作。孔探检查是在不将发动机分解的情况下，检查发动机涡轮叶片热障涂层的重要方法。图2为CFM56-7B发动机孔探设备。

图3为通过上述孔探设备检查到的CFM56-7B发动机涡轮叶片热障涂层的在翼使用情况，从中可见涡轮叶片热障涂层已发生多处与Ⅰ类似的脱落故障，这是由以下两种因素的共同作用下导致的：

（1） 外来颗粒物冲击

发动机核心机气流高速流动，气流中的硬质颗粒实时撞击热障涂层表面形成冲刷而诱发涂层剥落。此外，燃烧室高速焰流刚性较强，同样会对涂层产生冲刷效应，热障涂层一般为多孔结构，在外界粒子及焰流冲刷作用下，容易造成热障涂层逐渐剥落。同时热障涂层在使用过程中会受到外来物冲击，在涂层表面产生正应力和切应力，在陶瓷层表面造成裂纹源，并在高速粒子剪切作用下，涂层会出现块状剥离，引起涂层失效。

（2） 高温氧化失效

随着热生长层TGO在黏结层/陶瓷层界面处厚度的增加，将导致生长应力增加，同时热障涂层陶瓷-金属界面体积膨胀铝元素被大量消耗，使得金属黏结层出现贫铝带。随着高温氧化时间的增加，贫铝带逐渐增大，富Ni、Co、Cr的尖晶石类氧化物在TGO中大量生成，造成涂层局部膨胀，从而在陶瓷面层内产生较大的应力。当应力累积超过了陶瓷层的结合力强度，就会引起裂纹的扩展，进而出现热障涂层表层的剥落。

此外，图3中在Ⅱ处发现热障涂层存在CMAS腐蚀：CMAS会随着发动机内涵道进入核心机，经燃烧室高温加热后变为熔融体吸附在陶瓷层表面并与涂层发生热化学反应，进而使涂层提前失效。CMAS被发动机吸入后会堵塞发动机连接部件和管道，如涡轮盘、叶片冷却孔等，当叶片孔堵塞时容易导致涂层表面温度过高，对涂层的剥落失效有一个极大的负面作用。此时应对该发动机涡轮叶片予以更换，从而避免进一步的涡轮叶片损伤，保障飞机的飞行安全。

在进行上述孔探检查时，检查材料丢失的重要参数是材料缺损区域的长度和深度，并记录在维修记录本中，此项记录在发动机制造及后续的发动机涡轮叶片大修中具有重要的工程应用价值。

燃气涡轮发动机作为民航客机的航空动力装置，提供飞机飞行所需动力，同时可为飞机提供电源和气源，对飞机飞行安全起着举足轻重的作用。作为燃气涡轮发动机热端部件保护伞的热障涂层，则起到保护发动机涡轮叶片，从而提发动机使用寿命及性能的作用。在高温高压环境下长期工作，受到热载荷的长期作用，发动机涡轮叶片的热障涂层会出现多种形式的失效，如高温氧化、脱落及烧结等，因此在发动机在役期间利用发动机孔探技术对其进行热障涂层状态监控具有重要的安全价值。

因此为保证热障涂层工作的可靠性，应实时监控发动机的EGTM，当发现发动机EGTM过低时应对其采取孔探检查的方式以确定其热障涂层的工作状况。通过对发动机性能变化趋势的监控和分析，可提前获取发动机热障涂层的使用状态等信息，从而让发动机维修工程师可及时制定行之有效的维修方案，延长发动机涡轮叶片的使用寿命。同时应继续深入研究发动机涡轮叶片热障涂层的失效机理，完善在发动机使用过程中应采取的预防维修措施，从而在提高航空发动机可靠性的同时，进一步提高航空公司的安全和经济效益。