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1、重点阐述热障涂层成分的选择、热障涂层的结构设计、热障涂层的制备工艺、热障涂层的失效机理、寿命预测以及热障涂层的发展趋势。研究背景随着科学技术的发展，在航天、航空、燃气发电、化工、冶金等众多领域，热障涂层将会得到更广泛的研究与应用。推重比10一级发动机叶片表面的工作温度达到1170℃以上,目前最先进镍基高温合金单晶的使用温度不超过1150℃,且已接近其使用温度极限,单独使用高温结构材料技术已不能满足先进航空发动机迅速发展的迫切要求,采用热障涂层技术是目前大幅度提高航空发动机工作温度的唯一切实可行的方法。所谓热障涂层是指由金属粘结层和陶
2、瓷表面涂层组成的涂层系统。陶瓷层是借助于中间抗高温氧化作用的合金粘结层而与基体连结的。这一中间过渡层减少了界面应力，避免陶瓷层的过早剥落热障涂层系统对高温部件起到的主要保护功能有：陶瓷涂层能够起到良好的隔热降温效果，同时能够有效保护金属材料免受高温气流的冲蚀和腐蚀；粘结层能够起到良好的抗氧化作用，其材料成分主要是MCrAlY，高温下与氧气发生反应后生成致密的氧化物(氧化铝）阻止了高温热气流对粘结层下的耐高温金属材料的进一步氧化热障涂层(TBCs),可使高温燃气和工作基体金属部件之间产生很大的温降(可达170℃或更高),达到延长热机零
3、件寿命、提高热机热效率的目粘结层金属结合层主要用于增强陶瓷涂层与基体的结合力、提高热膨胀系数匹配,也为了提高基体的抗氧化性。目前,常用作结合层的合金为MCrAlY,其。M代表Fe、Co、Ni或二者的结合，但由于CoO、Fe2O3等在高温下易与ZrO2的单斜相或立方相发生化学反应,因此,CoCrAlY和FeCrAlY不宜做热障涂层的粘结底层。发动机的高温工作环境对热端部件主要有3种腐蚀(氧化)形式:高温氧化、高温热腐蚀、低温热腐蚀，温度高于1000℃时以高温氧化为主要腐蚀形式。由于NiCoCrAlY粘结层的抗氧化、抗热腐蚀综合性能较好
4、，因此,飞机发动机叶片用热障涂层大多采用这种合金体系。Al在高温时可以氧反应形成一层非常薄但很致密的Al2O3保护膜,阻止高温氧化的进一步进行,达到保护基体的目的,但Al过多会增大涂层的脆性,提高延性-脆性转变温度,因此结合层中的Al含量一般在5%～12%(wt)之间[19]。添加Cr可促使TGO的形成,降低形成氧化铝保护膜所需的临界铝含量。对于航空发动机,叶片主要发生高温热腐蚀,要求结合层中的Cr含量高于20wt%;Y用于改善TGO和结合层的粘附性,降低结合层的氧化速率,但由于Y在合金中的溶解度很低,若Y含量过高时,会偏聚在晶界处
5、,使结合层的抗高温氧化和热腐蚀性能下降,因此涂层中Y的加入量一般小于1wt%。Y提高结合层抗氧化性的主要原因为:Y可以抑制金属相中空位的聚集,阻止金属阳离子向外扩散;通过形成栓状氧化物,增加氧化物的粘附性;提高氧化物的塑性;抑制氧化物的横向生长,减小横向压应力。为提高结合层的抗氧化能力,延长涂层的使用寿命,在MCrAlY中添加一些改变结合层抗氧化及耐热腐蚀性能的元素(Si、Ti、Ta、W、Co、Mo、Hf)在NiCoCrAlYSi涂层中加入Si,由于SiO2本身抗氧化和热腐蚀,而且具有高温自愈合特性,因此提高了涂层的抗氧化和热腐蚀性
6、能为提高结合层的抗氧化能力,延长涂层的使用寿命,在MCrAlY中添加一些改变结合层抗氧化性及耐热腐蚀性能的元素(Si、Ti、Ta、W、Co、Mo、Hf)在NiCoCrAlYSi涂层中加入Si,由于SiO2本身抗氧化和热腐蚀,而且具有高温自愈合特性,因此提高了涂层的抗氧化和热腐蚀性能MCrAlY的成分对TGO的生长速度、成分、完整性以及与基体的结合力等因素有决定作用,结果表明Cr含量较高时(18%～35%(wt)),涂层中有α-Cr相出现,α-Cr的存在可降低结合层的热膨胀系数,减小热应力,从而延长涂层寿命陶瓷层热障涂层系统要求涂层既
7、有良好的隔热效果,又有良好的抗高温、热冲击性能及高温耐腐蚀性能。早期使用的陶瓷隔热表层材料为Al2O3陶瓷,由于它的热膨胀系数太小,目前已经完全被ZrO2陶瓷材料取代。ZrO2成为首选是因为具有很高的熔点、良好的高温稳定性、低的热导率以及与基体材料最为接近的热膨胀率[2](9×10-6～11.5×10-6K-1)。氧化锆是一种耐高温的氧化物，熔点是2680℃，它有三种晶体类型：单斜四方立方。常温条件下，稳定相为单斜晶型；高温条件下稳定相则为立方晶型。纯ZrO2的两个相转变温度为：单斜向四方可逆转变温度是1170℃，四方向立方转变温度
8、是2370℃。从四方相向单斜相转变,伴随3%～5%的体积膨胀,导致涂层破坏，为延长涂层的使用寿命,ZrO2中需加入稳定剂。20世纪60年代用MgO和CaO作为稳定剂,后来发现以这两种氧化物作为稳定剂的涂层组织稳定性不好,燃气的硫化作用
