今年3月，随着第二架波音737MAX8客机的坠毁，全球航空航天领袖公司波音陷入了信任危机。与此同时，作为继高铁之后，中国制造业下一个要攻占的桥头堡，先发之作C919大飞机计划将于今年内完成交付商用前最后三架的首飞试验。

目前，C919的国产率已达50%以上，但作为大飞机的心脏，C919目前装配的发动机仍依赖于进口CFM公司研发的LEAP-1C涡扇发动机。CFM是美法合资公司，其母公司为通用电气（GE）和赛峰集团（Safran）。

通常在航发里，工作环境最恶劣的部件就是涡轮叶片了。为了提高热效率，燃气温度希望尽可能的高，导致涡轮叶片的工作温度能超过1600℃，远远高于叶片材料高温合金本身的承载温度（1000~1200℃）。

材料的承载温度极限和航发使用温度（涡轮前温度）中出现的缺口，就需要依靠先进冷却技术来弥补。冷却气体通过叶片内部复杂的气流通道喷出，在叶片表面形成一道气膜，将叶片与高温燃气隔离，从而实现对合金叶片的热防护。目前，气膜冷却可以使叶片表面温度降低100-200℃，然而，这还不够填补材料承载温度和使用温度之间的缺口。所以，热障涂层（Thermal Barrier Coating，TBC）作为合金叶片热防护的另一种有效手段，被广泛地应用在航空发动机、涡轮机、汽轮机叶片上。热障涂层，顾名思义就是“热的障碍涂层”、“用来阻隔热的涂层”，就像叶片的一件热防护服，TBC可以使合金表面温度下降200~300℃。由此，涡轮叶片在远高于熔化温度的燃烧室温度下，终于可以得到稳定使用。

最早将TBC用于航空技术方面的是美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration, NASA）,在J-75叶片上使用ZrO2-12Y2O3/NiCrAlY材料用作TBC实际上标志着现代TBC技术的开始[1]。

TBC体系通常具有双层结构，包括承担隔热角色的陶瓷层（topcoat，~100-400μm），以及为了缓解基体合金和陶瓷层之间的热失配问题，在基体和陶瓷层之间产生过渡的打底层（bondcoat，~100μm）。通常我们讨论的热障涂层主要是指陶瓷层的部分。

图1. 电子束物理气相沉积制备的合金表面热障涂层结构示意图[2]

热障涂层要应用在高温热端部件上，必须满足下面的一些最基本要求：（1）熔点高，高温稳定性好，高温条件下无分解，无相变（2）热导率低；（3）热膨胀系数较高。在富氧的环境中，氮化物、碳化物陶瓷在高温下存在着氧化的问题,对于几种氧化物陶瓷来说，ZrO2热导率低，高温稳定性好，热膨胀系数较大，因此将其作为热障涂层的综合性能最好。ZrO2通常存在三种晶体结构，其相变过程为：单斜相（m）↔ 四方相（t）↔ 立方相（c）↔ 液相。在初始的加热升温过程中，ZrO2的晶体结构在1180oC左右由单斜结构（m）向四方结构（t）转变，然而该转变的逆转变却在950℃左右发生，当该陶瓷从高温向低温冷却时会伴随着4%-6%的体积变化，体积变化会导致陶瓷或其陶瓷涂层内部产生较大的内应力，该应力具有体积膨胀效应，从而使得陶瓷层过早地破裂失效。为了控制这种相变在热循环过程发生或者减小相变发生的可能性，需要在ZrO2中加入稳定剂，通常加入质量分数为6-8%的Y2O3，即部分稳定ZrO2（8YSZ）。目前现役的热障涂层材料即为8YSZ。

但随着航空、航天燃气轮机向高流量比、高推重比、高进口温度但方向发展，燃烧室中的燃烧温度和压力正不断提高，长期使用温度低于1200℃的YSZ热障涂层已经不能满足未来科技发展的需要，因此开发能代替8YSZ在更高温度下稳定服役的热障涂层材料，正是目前热障涂层材料领域的研究热点。

参考文献

[1] R.A. Miller, Thermal Barrier Coatings for Aircraft Engines: History and Directions, Journal of Thermal Spray Technology, 1997, 6-35.

[2] N.P. Padture, M. Gell, E.H. Jordan, Thermal Barrier Coatings for Gas-Turbine Engine Applications, Science, 2002(296), 280-284.