涡轮叶片的材料是保证涡轮发动机能够可靠使 用的基础,是当代材料科学与工程极其重要的一个 发展领域．为了满足涡轮的使用要求,各国先后研 制出一系列用于涡轮叶片的超级高温合金材料．然 而,定向凝固合金和单晶合金也只能工作在1000 ℃左右,满足不了现代发动机工作温度的需要,燃 气轮机涡轮叶片极限工作温度的发展如图1所 示［1,2］．因此,基于这种情况,人们提出了热障涂层 的概念．热障涂层（T hermal Barrier Coatings,简称 TBCs）是一层陶瓷涂层,它沉积在高温金属或超合 金的表面,用于保护基底材料,使得用其制成的发 动机涡轮叶片（电力、高性能航空发动机等许多领 域）能在1600℃的高温下运行,这样可以提高发动 机的热效率达60％以上［3-7］．
叶片通常是壳体,壳体内部通道用冷却剂冷 却,叶片外表面的热障涂层的温度可达到1100℃- 1600℃［8］,而基底合金材料的内表面的温度也可 以达到700℃或者更高．带有热障涂层的涡轮叶片 系统包含三方面的技术：燃烧技术、冷却技术和先 进的材料技术．而先进的材料技术主要又包含两方 面的技术,即定向凝固合金技术或者单晶技术和热 障涂层技术．本文只关心热障涂层技术．带热障涂 层的涡轮叶片及热障涂层的结构如图2所示［3］．应 用热障涂层技术可以有效降低叶片金属基底的温度,减轻其热冲击载荷,降低对冷却设备与技术的 要求,从而提高发动机的热效率．
图1 燃气轮机涡轮叶片极限温度的发展示意图［2］
Fig．1 Development of limiting temperature of gas turbine blade
如图2所示,热障涂层是一种典型的多层结构 系统,通常由基底（Substrate）、中间过渡层（Bond Coat,简称 BC） 以及顶部陶瓷层 （Ceramic T op Coat,简称 TC）组成．基底的作用主要是承受机械 载荷,常用的材料是镍基高温合金．中间过渡层 （也称之为粘结层）的作用是将陶瓷层与基底层很好 地粘结在一起,并提高基底的抗氧化性能,常用的 材料有 MCrAlY（M 为 Ni 或 NiCo）合金和 Pt 改性 的 Al 化合物两种,粘结层的厚度通常在75-150μm 之间．陶瓷层的主要作用是隔热与延缓氧化,目前 最常用的材料是 Y2O3 部分稳定的 ZrO2 （简称 YSZ）,陶瓷层的厚度一般是100-400μm．当热障涂层在高温环境下工作时,粘结层会发生氧化,在 陶瓷层与粘结层之间生成一层氧化层（Thermally Growth Oxide,简称 T GO）,T GO 的主要成分是 Al2O3,T GO 的厚度一般在10μm 以下［3］．
图2 带热障涂层的涡轮叶片及热障涂层系统的横截面图［3］
Fig．2 T urbine blade with TBCs and cross-section of TBCs
Padture 等［3］ 在＜Science＞的文章中指出,热 障涂层是航空器和工业燃气轮机的高温部件所急需 的．在许多种类涂层系统中,热障涂层具有最复杂 的结构与最苛刻的工作环境,目前人们仍没有解决 热障涂层在应用过程中的过早剥落从而导致失效的 问题,其原因在于影响热障涂层失效的因素非常复 杂,迄今为止,人们还没有彻底认清［3］．本文主要 针对这个悬而未决的问题,较全面地总结了热障涂 层的失效机理及其影响因素,并介绍了热障涂层相 关的实验检测技术、涡轮叶片热障涂层系统的有限 元模拟、热障涂层失效的实验模拟系统及寿命预测 等内容,最后对热障涂层研究的发展趋势作了 展望．
7-8wt．％ Y2O3-ZrO2（简称7～8YSZ）是目前 最经典、应用最广泛的热障涂层材料,与其他陶瓷 材料相比,ZrO2 具有高熔点、高强度、高的断裂韧 性、高的热膨胀系数、良好的耐高温腐蚀性、耐磨性 以及较低的热导率；ZrO2 的热膨胀系数与粘结层 材料的热膨胀系数较为相近,所以由热失配引起的 应力相对较小；此外,添加少量的 Y2O3,可以使 YSZ 材料的热导率更低,并且可以抑制ZrO2 相变, 增加热障涂层的稳定性,提高抗热冲击的性能,起 到良好的隔热作用．但 YSZ 热障涂层材料长期服 役的表面最高耐热温度在1200℃左右．随着温度的进一步升高,涂层结构出现严重的不稳定［9］．稀 土锆酸盐在结构上类似于氧化锆,且具有比 YSZ 更好的热物理性质和力学性能,是热障涂层材料的 一个发展趋势［10-13］．
热障涂层相关的制备方法比较多,例如：大气 等离子喷涂、电子束辅助物理气相沉积、化学气相沉 积、激光重熔、自蔓延高温合成、爆炸喷涂、电镀等 等［14-19］．上述方法均可用于陶瓷层的制备．对于粘 结层,适用于 MCrAlY 类型粘结层的制备方法主要 有大气等离子喷涂、电子束辅助物理气相沉积等方 法,适用于 Pt 改性的 Al 化合物类型粘结层的制备 方法主要有化学气相沉积与电镀等方法［3］．在这些 制备方法当中,以大气等离子喷涂、电子束辅助物 理气相沉积、化学气相沉积三种最为常用．
在应用过程中热障涂层系统内的界面开裂和涂 层的剥落失效是限制热障涂层长时间使用的瓶颈难 题．在服役过程中热障涂层的过早剥落失效从而将 合金基体暴露在高温燃气中,这可能引起灾难性的 后果．造成热障涂层失效剥落的因素比较多,但主 要有以下几个方面［8,20-29］：（1） 复杂的结构．如图2 所示,热障涂层系统属于多层结构,涡轮叶片的几 何结构也比较复杂；（2） 热应力及残余应力的作 用．由于各层材料的热膨胀系数等材料参数的较大 差异,在高温环境下工作时,涂层内会形成较大的热应力．热障涂层在制备过程中也会产生残余应 力；（3） 高温氧化．在高温环境下工作时,粘结层 中的铝元素可以与从陶瓷层中扩散来的氧元素发生 化学反应,生成 T GO 层；（4） 烧结效应及相变．由 于热障涂层的工作温度比较高,陶瓷层会发生烧结 效应及相变；（5） 冲蚀与外界物体的撞击损伤．
我们把影响热障涂层的失效的因素归纳为形状 因素、材料因素、载荷与环境因素、时间因素等四个 方面,在本文的第一章将进行详细的分析．
早在20世纪70年代,美国的 NASA 中心就将 热障涂层在相当高热流密度的 J-75涡轮发动机上 进行了试车［30］,验证了热障涂层的隔热效果,并以 此为依据调整了陶瓷层各成分的配方．显然,热障 涂层的实验技术是改进热障涂层性能、评估和提高 其使用寿命的必要手段．热障涂层的实验技术主要 包括测量其物理、力学、化学、高温氧化等性能及其 失效特征的检测技术,失效的实验模拟与测试两方 面．检测技术包括有损检测和无损检测两个方面, 其中有损检测包括拉伸、压缩、弯曲等常规的力学性 能测试方法和压痕法、鼓泡法、剥皮法等改进的实验 技术［31-35］．无损检测技术主要有 X 射线衍射、Cr 3＋ 压电 光 谱、复 阻 抗 谱、热 弹 性 波 成 像、声 发 射 等［36-48］．热障涂层失效的实验模拟与测试技术是指 对热障涂层服役环境中机械载荷、服役温度、腐蚀气 体、高速气流冲刷等因素进行实验模拟,并应用先 进的测试技术实现关键力学性能参数等的测试．常 规的实验模拟系统主要包括两大类：热障涂层静态 实验模拟系统和动态实验模拟系统［28,49-58］．
热障涂层失效的主要表现形式是涂层从金属基 底上剥落下来．热障涂层与基底之间的界面结合和 破坏问题一直是热障涂层研究工作中的重点内容, 目前,人们对热障涂层的失效机理的认识还不够充 分和清楚［3］．应力场分析是热障涂层破坏机理研究 的基础之一,本章将先介绍热障涂层应力场的分析 方法,然后再分析热障涂层的破坏机理及其影响 因素．
在服役过程中,热障涂层的失效一般都是由于 应力集中所引起的．因此,热障涂层应力场的预测是热障涂层研究的一项重要工作．热障涂层应力场 的预测方法主要有解析模型和有限元模拟等方法． 其中,解析模型主要适用于几何形状较为规则的热 障涂层,有限元方法则有着更为广泛的应用,不仅 适用于规则形状的模型分析,也可用于复杂形状的 热障涂层模型,如由于氧化所引起的界面屈曲模 型、涡轮叶片热障涂层模型等等．
热障涂层应力场预测主要包括制备过程中的残 余应力及热循环过程的应力场预测,考虑的因素主 要包括制备参数（包括制备温度、基底预热的温度 等）、界面的形状及氧化、各层材料的非弹性力学行 为（如材料的塑性变形、蠕变效应等）对热障涂层中 应力场的影响［20,59-68］．研究发现,在上述因素中, 界面氧化（T GO 的形成及增厚）对热障涂层寿命的 影响最为显著,是造成涂层失效最主要的原因 之一［64,67］．
在已有热障涂层应力场预测的研究工作中,一 般都是以理想的热障涂层模型为研究对象,如平板 模型、二维半圆形模型、圆柱模型等等［20,59-67］．Mao 等［68］考虑了陶瓷层的高温蠕变变形、氧化层增厚等 因素,推导出了热障涂层系统平板模型的各层应力 与热循环数目的关系,发现由于热障涂层系统发生 了不可逆的材料变形,热循环过程中陶瓷涂层内的 残余应力场会逐渐增大,最终因为屈曲的原因,残 余压应力可能促使界面裂纹扩展和陶瓷层剥落． Ranjbar-Far 等［69］ 基于有限元方法研究了界面屈 曲、塑性变形、高温蠕变、界面氧化等因素对热障涂 层应力场分布的影响,并预测了系统内裂纹的形成 与扩展．T GO 的厚度对陶瓷层与粘结层内的影响 如图3所示．从图3中可以看出,TBC 与 BC 层在 冷却完成后的残余应力随着 T GO 的增厚而增加, 当 T GO 的厚度为1μm 时,系统内最大拉应力与最 大压应力分别为286MPa、－337MPa；当 T GO 的 厚度增加到5μm 时,系统内最大拉应力与最大压 应力分别达到了为511MPa、－468MPa．最大拉应 力的位置出现在 BC 层的波峰处,最大压应力的位 置出现在 BC 层内的波谷处,随着 T GO 厚度的增 加,BC 层内受拉应力的范围会有扩大的趋势．在 TBC 内,随着 T GO 厚度的增加,波峰处的应力由 拉应力向压应力发生转变,并且最大拉应力的位置 由波峰处向中间位置发生移动,因此,T GO 厚度增 加到一定程度时,还可能在 TBC 的波峰与波谷的 中部位置发生破坏．
图3 陶瓷层与粘结层内σ22的分布云图,T GO 的厚度为（a）1μm,（b）3μm （c）5μm ［69］
Fig．3 σ22in the TBC and BC when T GO thickness is （a）1μm,（b）3μm （c）5μm ［69］
实际形状的带热障涂层的涡轮叶片相关的研究 工作还比较少,主要原因是涡轮叶片的结构非常复 杂,并且热障涂层系统各层的厚度相差比较大,特 别是涉及到氧化层的形成与生长,氧化层最大厚度 约为8-10μm,而其它各层的厚度一般在毫米量级, 这种厚度相差较大的几何结构使得热障涂层系统有 限元数值模拟变得比较困难［70,71］．随着有限元技术 与计算机技术的不断发展,实际形状涡轮叶片热障 涂层系统的应力场预测必将成为以后的研究重点 之一．
影响热障涂层失效剥落的因素众多,主要有以 下几个方面［3,61,72-77］：复杂的几何结构、材料参数 不匹配、界面氧化等原因,陶瓷涂层通常受到压缩 应力、拉伸应力和弯曲剪切应力的共同作用,最终 导致界面裂纹产生,从而产生涂层的最终剥落．总 之,在服役过程中由于力学、热学、化学等方面的影 响,导致涂层中应力增加,若热障涂层中所迭加的 总应力超过其所能承受的临界值时就会导致涂层剥 落失效．如图4-图5所示［3］．
图4 大气等离子喷涂 TBCs 失效机理示意图［3］
Fig．4 Schematic diagram showing the failure mechanisms of APS TBC
目前,大气等离子喷涂（APS）和电子束辅助物 理气相沉积（EB-PVD）是热障涂层二种主要的制备 方法,它们的失效机理也不尽相同,下面分别加以 讨论．
如图4所示,APS 制备的热障涂层的失效主要是发生在粘结层与氧化层的界面、氧化层与陶瓷层 界面以及陶瓷层的内部等位置,其失效机理主要可 以归纳为以下四种［3］．
（1） 失效机理Ⅰ：粘结层界面起伏波峰处是拉 应力,而波谷处是压应力,随着 T GO 的变厚,拉应 力增加,导致粘结层／T GO 界面波峰处发生开裂． 有限元模拟也得到了类似的结果,如图3（a）所示．
（2） 失效机理Ⅱ：陶瓷层与粘结层及高温合金 基体间的热膨胀失配使整个陶瓷层在室温都处于压 应力状态．但是,由于 T GO／陶瓷层界面粗糙度比 较大,波峰附近处的陶瓷层处于拉应力状态,而波 谷处是处压应力状态,会导致裂纹在波峰处的 T GO／陶瓷层界面萌生．
（3） 失效机理Ⅲ：波峰附近处的陶瓷层内的拉应力达到其破坏强度时,会在该陶瓷层中萌生 裂纹．
（4） 失效机理Ⅳ：随着 T GO 的变厚,T GO 成 为粗糙不平的粘结层的一部分,当 T GO 超过某一 厚度,粘结层与 T GO “复合物”的热膨胀系数变得 比粘结层和陶瓷层的都低,导致陶瓷层不规则波谷 处的应力性质方式改变,即由压应力变成拉应力． 应力性质的改变会造成裂纹在两波峰间的陶瓷层内 萌生．图3（c）也预测到了类似的破坏位置［69］．
EB-PVD 制备的陶瓷层是一种柱状晶结构,因 此具有较大的应变容限．该种热障涂层的界面开裂 一般发生在粘结层／T GO 或 T GO／陶瓷层的界面, 失效机理主要有三种［3］,如图5所示．
（1） 失效机理Ⅰ：裂纹在粘结层／T GO 界面萌 生,与 APS 制备热障涂层的失效机理Ⅰ类似,只是 EB-PVD 制备的热障涂层中的波峰是沉积陶瓷层前 粘结层表面就已存在的“脊”状突出结构．
（2） 失效机理Ⅱ：裂纹在 T GO／陶瓷层界面萌 生,并且 T GO 伸入粘结层中,它由以下一个或多 个机制共同引起：① 粘结层循环蠕变导致 T GO 粗 化,变得不再平滑；② 局部开裂,氧化物急剧长 大；③ 粘结层中孔洞、空隙的形成．
（3） 失效机理Ⅲ：由于 EB-PVD 制备的热障涂 层界面相对平整,且界面缺陷少,T GO 中的压应力 引起涂层大规模屈曲、剥落．
图5 电子束物理气相沉积 TBC 失效机理示意图［3］
Fig．5 Schematic diagram showing the failure mechanisms of EB-PVD TBC
如引言所述,影响热障涂层破坏的因素很多, 受服役过程中的力学、热学、化学等方面的综合影 响,最终导致涂层的剥落失效．我们把影响热障涂 层破坏的因素归纳总结为几何形状因素、材料因素、载荷与环境因素、时间因素等四个方面,下面将分 别予以分析．
热障涂层失效的几何影响因素主要包括热障涂 层系统自身的多层结构以及涡轮叶片表面形状复杂 两个方面：
（1） 热障涂层是一个典型的多层结构系统,主 要由陶瓷层（TC）、过渡层（BC）和基底（Substrate） 三层材料构成．在热障涂层的服役过程中,会在陶 瓷层与粘结层之间形成一层氧化层（T GO）．因此, 热障涂层系统是一种典型的四层结构［3］．热障涂 层系统各层的厚度相差比较大,特别是氧化层最大 厚度约为10μm,而其它各层的厚度一般在毫米量 级,如图2所示．
（2） 涡轮叶片几何结构的复杂性．如前一节所 述,目前,人们对热障涂层的研究大多都是基于理 想化的简单模型,如平板、圆形等．但是,实际形状 的涡轮叶片都是非常复杂的曲面结构［78］,在叶片 的不同位置,金属基底的形状（如曲率、厚度、冷却 通道的形状等）也不一样．涡轮叶片的这种几何结 构的复杂性就使得相应的热障涂层系统的失效机理 变得更加难以预测与分析．
影响热障涂层失效的材料因素主要有各层材料 热力学参数的不匹配和陶瓷层内的烧结效应与相变 等几个方面：
（1） 组成热障涂层系统的各层材料在热膨胀系 数、杨氏模量、泊松比等参数上的不匹配,这就会使 得在制备过程中与高温服役条件下,系统内会产生 热失配应力．涂层中这种热膨胀系数的差别在涂层 的加热、冷却过程中会在涂层内产生不同的应力状 态［61,72,79］．其大小通常采用下式来估算：
式中,ΔT 表示所计算应力的温度与无应力参考温 度（通常取沉积时的基底温度）的差值,Δα为陶瓷层 与金属基体热膨胀系数的差值,E 和ν分别为涂层 材料的弹性模量和泊松比．上式是以一种非常简化 的形式来估算涂层内的均匀应力,实际涂层中在厚 度方向上必然存在应力梯度,在考虑了温度的梯度 分布后,其应力状态会更为复杂．
（2） 陶瓷层的烧结效应及相变［22-24,80-83］．由于 现代热障涂层系统的工作温度一般都很高,最高可达到1600℃,在如此高的温度下,陶瓷层材料会 发生烧结效应．陶瓷层的烧结过程会导致材料的体 积发生变化,并且还会导致材料性能的改变,如晶 粒长大、孔隙率降低、热导率下降等．对于用 EBPVD 方法制备的涂层,烧结还会破坏陶瓷层的柱 状晶结构．陶瓷层的烧结一般会引起平面压应力, 于是在涂层系统中产生垂直于界面的裂纹．
另一方面,陶瓷层的相变也是热障涂层失效的 重要原因之一［22-24,82,83］．ZrO2 陶瓷在不同的温度 下存在正方相、立方相、单斜相等晶型,而热障涂层 的热循环过程一般包括了升温、保温、降温三个阶 段,温度的跨度较大．在热障涂层的服役过程中, 随着温度的不断改变,ZrO2 陶瓷会发生相变．而单 斜相向四方相转变温度刚好落在燃气涡轮机使用温 度范围内,这种相变一般都会引起材料体积变化, 会增加涂层内的应力,从而促使涂层的剥落、失效．
影响热障涂层失效的载荷因素主要是受热、力、 化学的耦合作用,环境影响因素主要包括冲蚀与外 界物体所引起的损伤．
（1） 热-力-化 耦 合 本 构 关 系［84］．我 们 采 用 Gibbs 自由能的概念,将各场的能量贡献联系起 来,从而导出热-力-化学耦合的材料本构方程．当 系统受热、力、化学三场同时作用时,单位体积的 Gibbs 自由能函数可以表示为：
式中,g 为系统的 Gibbs 自由能,U 为系统的内能, η表示系统的熵密度,T 为温度,μ为化学势,c 表示 离子浓度,a 表示物体带电极性,正（＋）号表示物 体带正电,负号（－）表示物体带负电,对于重复的 上标 a 不求和．式（2）右边第二项表示温度场对能 量的贡献,第三项表示离子扩散和化学势对能量的 贡献,化学势的流动与转化即化学反应的形成．
对 Gibbs 自由能函数求导,可得到如下的正则 方程：
式中σij 表示应力分量,εij 表示应变分量．对上述方 程再次求导,可以定义与变形状态无关的材料 参数：
式中,cijkl为刚度系数,R a ij 是恒定温度下测定的力化系数,υa 是在恒定应变下测定的热-化系数．a 定 义为ρCυ／（2T0）,ρ为密度,Cυ 为单位质量的比热 容,λij 是在恒定浓度下测定的热-力系数,s a 是化学 势系数．
于是,可以写出热-力-化耦合系统的线性本构 关系为：
（2） 高温化学腐蚀［24,85,86］：在使用了热障涂层 后,在工作过程中,因各种原因,如使用了劣质燃 料或在高温腐蚀环境下都会引起腐蚀,航空燃气涡 轮发动机使用的燃料中含 Na,S,P,V 等杂质元 素,这些杂质元素会引起化学反应,以 Na2SO4 形 式沉积在高温部件上,因此热障涂层的应用经常遇 到各类硫酸盐的腐蚀问题．尽管纯 ZrO2 抗硫化性 能较好,但稳定组元 Y2O3 和 MgO 等在上述气氛 中也易受腐蚀．对于 Y2O3和 MgO 稳定的 ZrO2 涂 层其腐蚀反应如下：
对于使用的燃料中含有的 V 和 P 等杂质元素, 也会对热障涂层产生腐蚀,主要是使稳定剂发生化 学反应：
稳定组元从 ZrO2 析出后,ZrO2 由四方相或立 方相转变为单斜相,这种相变伴随着体积变化,可 能会促使涂层发生破坏．
（3） 热障涂层的冲蚀失效［25-29］．在高温燃气轮 机的应用过程中,夹杂硬质颗粒的气流是引起热障 涂层破坏的另一种形式．由于惯性力引起颗粒偏离 气流中心从而撞击涂层表面,形成冲蚀．形成冲蚀 的粒子一般在发动机内产生,或者由于在燃烧过程 中形成的碳颗粒,或者是由于发动机磨损形成的粒 子．文献［25］与［26］分别采用 APS 和 EB-PVD 制 备的 TBCs 为试验对象,研究了 Al2O3 粒子在不同 温度、粒子速度、冲击角度和粒子尺寸的情况下对涂层冲蚀率的影响．结果表明,随着粒子冲击角度的 增大,冲蚀率单调增大．冲蚀率随粒子速度增加而 增大．APS 热障涂层冲蚀对温度敏感性大,当试验 温度升高到538℃,冲蚀率显著增大．增大粒子尺 寸也导致更严重的冲蚀,粒子尺寸对等离子喷涂热 障涂层的影响更为显著［25］．
（4） 外界物体撞击损伤［25,87,88］．热障涂层的外 界物体损伤主要是指外界物体被吸入燃气轮机后, 撞击在带有热障涂层的叶片表面,从而引发涂层的 失效．热障涂层的外界物体撞击损伤是发动机内一 个比较严重问题．外界物体撞击损伤的位置主要发生在陶瓷层的顶部,有时还会促使涂层的剥落,如 图6-图7所示［87］．图6表示外界物体撞击损伤示意 图,外界物体的撞击不仅会可能会使陶瓷层的柱状 晶微观组织发生严重的压缩变形,并产生锥形裂 纹,从而使陶瓷层内发生破坏．有些外界物体撞击 时,甚至会使陶瓷层内的裂纹向下扩展到金属／陶 瓷界面,然后沿界面进行横向扩展,从而促使陶瓷 层的剥落,同时,还有可能会使粘结层中产生损 伤．当这样的损伤形成后,如果还连续有大粒子在 这个区域进行撞击,就可造成陶瓷与粘结层／陶瓷 层界面的大块分离,如图7所示．
影响热障涂层失效的时间因素主要包括材料在 高温工作环境下的蠕变、疲劳以及界面氧化等现象．
（1） 蠕变现象．热障涂层在高温环境下工作 时,材料会发生蠕变形象．目前相关的研究工作主 要考虑了陶瓷层、氧化层与粘结层的高温蠕变现象． 普遍采用的研究方法有实验与有限元模拟的方法． 从实验的角度可以定性的评价蠕变行为与材料失效 的关系；利用有限元等数值分析方法则可以研究高 温蠕 变 对 热 障 涂 层 的 应 力 状 态 等 的 影 响［89］． Schmidt 等［90］研究了高温蠕变性能对热障涂层破坏的影响,实验结果表明,随着蠕变速率和蠕变变形 的增大,热障涂层发生剥落破坏的可能性也相应增 大．Pindera ［91］ 与 Hernandez 等［92］ 对热障涂层的破 坏进行了实验和数值分析,数值分析结果表明：蠕 变特性将显著的影响热障涂层内部的应力分布,进 而影响到涂层的破坏特性和使用寿命．高永栓 等［93］对电子束物理气相沉积制备的由 NiCoCrAlY 粘结层和 YSZ 陶瓷层组成的双层结构热障涂层, 采用标准高温蠕变试验方法,研究了在高温、恒定 外载荷作用下热障涂层中各层的形貌变化及裂纹的 萌生、扩展,并探讨了涂层的失效过程和机理．大 量的研究表明,热障涂层的高温蠕变性能与材料的 失效和破坏是密切相关的．
（2） 热疲劳破坏．热疲劳破坏是指热障涂层系 统经历多次加热、保温、冷却的循环过程后发生破 坏［94-97］．热障涂层的热疲劳破坏的直接结果就是涂 层的剥离．热疲劳破坏的研究方法主要有实验与理 论研究．实验方法主要有利用高温炉或激光加热等 方法来模拟系统内存在温度梯度和界面氧化时的热 疲劳破坏特性．Zhou 等［94］ 报道了利用激光加热的 方法研究了热障涂层系统的热疲劳破坏的现象,研 究发现剥离的位置一般出现在陶瓷层与粘结层的界 面．热疲劳也是造成热障涂层破坏的重要要因素 之一．
（3） 界面氧化．粘结层氧化生成的 T GO 成为 引起涂层失效的最重要的因素之一［61,73,98-101］．热 障涂层并不是致密结构,O 等元素是可以在其中扩 散的．在高温环境下工作时,粘结层中的 Al 元素 可以和从陶瓷层中扩散来的 O 元素反应生成一层 氧化层,氧化层的主要成分为α-Al2O3,氧化层是 致密结构,可以隔断金属和氧气的接触,从而阻止 内部金属的进一步氧化．当涂层在长期高温氧化气 氛中工作时,氧化层会进一步增厚,氧化层的厚度 一般在10μm 以内．T GO 的增厚对涂层系统内应 力场有很大的影响,如图3所示［69］,当 T GO 的厚 度从1μm 增加到5μm 时,系统内的应力增加了近 2倍．由于 T GO 生长过程中还伴随着相变,会引起 体积变化,因此会在 T GO 内形成很大的应力．特 别是系统从高温冷却到室温的过程中,残余压应力 会进一步增大,涂层失效往往就发生在这个时刻． 人们对于 T GO 的形成和涂层的失效机制目前认识 得还不够完善,仍属于今后研究热障涂层的热点 问题．
热障涂层失效的检测依赖于热障涂层破坏形式 的多样性以及破坏机理的复杂性．热障涂层的破坏 主要表现为涂层的开裂、涂层的剥落等,各种破坏 形式的破坏准则也不相同,而破坏机理非常复杂, 如前所述,高温氧化、应力场、相变、热物理性能不 匹配等多种因素均能导致涂层失效,我们很难将各 种因素都全面考虑来建立热障涂层的破坏准则或是 寿命预测模型,但如果我们能对这些因素的影响进 行测量,对危险破坏形式（如涂层的开裂与剥落）的 破坏准则进行表征,甚至对涂层失效的全过程进行 实时检测,则能为热障涂层破坏机理的理解以及寿 命预测的建立提供依据和指导．目前,热障涂层失 效的检测已经成为了热障涂层研究的重要内容,本 文将从热障涂层破坏准则,破坏机理以及破坏过程 这三个方面的检测技术来进行分析．
实践表明,热障涂层最主要的失效形式表现为 陶瓷层的开裂和剥落,而剥离往往发生在陶瓷层和 中间过渡层之间．这表明脆性的陶瓷层以及陶瓷层 与中间过渡层的界面是脆弱的．断裂力学为直接测 量热障涂层的表面、界面裂纹提供了理论基础和实 验方法．Hutchinson 和 Evans 等提出了适合于脆 性薄膜韧性基底断裂韧性测试的理论模型和实验方 法［102,103］．各种实验方法如拉伸、剥皮法、弯曲、鼓泡 法、压痕法、压缩法等多种方法也被用来测量热障涂 层的表面与界面断裂韧性［31,32,102,103］．本文中,我 们将简单介绍用压痕法测量热障涂层的表面断裂韧 性以及用压痕法、鼓泡法测量热障涂层界面断裂韧 性原理．
根据压痕裂纹系统的平衡条件,Anstis、Lawn 等［33］提出了由裂纹长度估算材料表面断裂韧性的 理论模型：
其中 P 为载荷,E 和 H 分别杨氏模量和硬度,δ是 与压头形状相关的系数,对于维氏压头δ＝0．016± 0．004,c 为半硬币状裂纹的半径．Lawn 等考虑了残 余应力对表面断裂韧性的影响得出［34］：
其中 χ＝δ（ E／H） 1／2,这样以 P／c 3／2为纵坐标,以 c －1／2为横坐标可以得到一直线,则2tσr／（χ π）为直 线方程的斜率, KIC－（4／π）σrt 1／2 ／χ为直线方程 的截距．在不同载荷 P 的作用下,可以得到不同的 P／c 3／2和 c －1／2值,将这些实验值用最小二乘法进行 线性拟合,就可以得到直线方程的斜率和截距,进 而计算出断裂韧性 KIC和残余应力σr．
Lesage 等［35］ 对式（12）进行了修正,提出了界 面断裂韧性的测试模型：
式中的（E／H）i 是界面处杨氏模量和硬度的比值． 将热障涂层简化为两层模型,即基底和陶瓷涂层, 并且考虑压痕在涂层和基底所占的面积均等的条件 下有：
其中下标 S 和 C 分别代表基底和陶瓷涂层．
2．1．2 鼓包法测量热障涂层的界面断裂韧性
用鼓包法测量热障涂层的界面断裂韧性时,需 要制备带有小孔的热障涂层试样,首先在基底上留 一小孔,在孔内热镶嵌一铝圆柱体,当基底材料上 面喷涂涂层后,再用15％NaOH（质量分数）在80 ℃的温度下将铝圆柱体腐蚀掉．界面断裂韧性测量 的示意图如图8所示．通过小孔加油压的方法使得 界面裂纹扩展．根据涂层的性质、孔径的大小以及 脱胶扩展时所需要的液体压力等参数可以确定界面 的断裂韧性．
图8 界面断裂韧性的鼓泡法测量示意图
Fig．8 T he scheme of interface fracture toughness measurement using bubble method
根据 Suo,Hutchinson 和 Zhou 关于两个半无 限大各向同性弹性层材料界面断裂韧性的求解模型［30,103］,界面处的Ⅰ型裂纹和Ⅱ型裂纹的界面断 裂韧性分别为：
Nr 和 Mr 分别是 r＝a 处的膜力和弯矩．由于涂层 与基底材料参数不匹配,界面裂纹扩展往往是Ⅰ型 和Ⅱ型混合开裂模式,可采用相角表示裂纹Ⅰ和裂 纹Ⅱ的贡献：
η＝h／a,ω依赖于几何参数η,α,β．公式（16）和（17） 的推导和各物理量的含义请参考文献［30］和［103］．
热障涂层的无损检测是指在不损伤热障涂层的 前提下,通过测量热障涂层某些物理、力学性质的变 化来了解和评价其力学性质、损伤状态或内部结构变 化的特殊检测技术．热障涂层无损检测的内容主要 分为两个方面：一是测量引起热障涂层失效的因素 以及这些因素的演变,包括：制备、服役过程中因热 膨胀系数不匹配、相变、TGO 的生长等因素而产生的 应力场［36,37］；TGO 的生长及其组织成分与结构的变 化［38-41］．二是直接对热障涂层的失效过程与或反映 损伤程度的物理量,如陶瓷层的相变、热学、物理、化学性质的变化,进行无损检测,主要的检测方法有声 发射［42-45］、热弹性波成像技术［48］等．
热障涂层应力场的测量方法主要有 X 射线衍 射、Raman 光谱、Cr 3＋ 压电光谱等［36,37］．这些方法 测量应力场的基本原理是基于热障涂层材料中某些 对应力敏感的特征谱如 Cr 3＋ 荧光光谱、ZrO2 的拉 曼谱在有应力时会发生移动或偏移,根据偏移量来 获得应力场的信息．下面我们以拉曼光谱法为例, 对热障涂层应力场的无损检测方法和结果进行 介绍：
当一单色光束入射到物体时,光子与物质分子 碰撞会引起光的非弹性散射,形成拉曼谱．当物体 受压应力作用时,振动频率增加,拉曼谱的谱带向 高频方向移动,受拉应力作用时,谱带则向低频方 向移动．对于8YSZ （由8wt．％Y2O3-ZrO2 组成的 陶瓷层）材料,其640cm －1附近的拉曼峰的偏移量 与所受应力成正比［37］,即：
其中Δω为拉曼频移（单位 cm －1 ）,∏u 是压电光谱 系数（Piezo-spectroscopic Coefficient,简称 PSC）, ﹣σu 为外加单轴压应力．在已知应力条件下测试出 8YSZ 的拉曼频移,根据公式（18）即可求出∏u．应 用此方法,Mao 测量了8YSZ 材料的∏u 随热循环 次数 N 变化的关系为［37］：
并测量了陶瓷层中残余应力随着如循环次数的演变情况,与 X 射线测量的结果一致．
复阻抗谱（Impedance spectroscopy,IS）测量 T GO 特性的基本原理是根据热障涂层的材料成分、 结构特征,建立一个合适的电路模型,通过测量电 路模型中电阻、电容等性质的变化来分析热障涂层 T GO 的厚度、微观结构、缺陷的生长等特征．利用 复阻抗谱法,Song 等［38］、Zhang 等［39］ 和 Yang 等［40］ 对 T GO 的厚度生长规律、陶瓷层、T GO 层的电阻 率与 T GO 中孔洞、裂纹的形成以及成分的改变进 行了检测．
热障涂层的复阻抗谱测试一般在两个电极之间 进行,基底抛光后做一个电极,采用镀金、焙烧银 浆等方法在不导电的陶瓷层表面制备一个电极,然 后通过复阻抗谱仪,如英国输力强公司生产的1260 频响分析仪和1296介质界面构成的高阻抗测试系 统,测量体系在各个频率下的阻抗响应．等效电路 的建立是复阻抗谱测试的关键,不同方法制备的热 障涂层由于陶瓷层的微观结构不同,等效电路也不 一样．如由电子束辅助物理气相沉积法制备的热障 涂层（图9（a）） ［38-40］,因为陶瓷层呈柱状结构,T GO 生长在过渡层与陶瓷层的界面处,形态规则,此时 阻抗可以认为是陶瓷层、T GO、基底和过渡层的阻 抗串联而成．对应的等效电路如图10（a）所示［38-40］． 对大气等离子喷涂热障涂层（图9（b）） ［41］,陶瓷层 中存在大量的孔洞和裂纹,TGO 的生长不是沿陶瓷与粘接层连续分布的一层,而是分布在热障涂层体 系的各个界面以及中间过渡层中,陶瓷层与中间过 渡层的界面不是一条光滑的水平线,粘接层与过渡 层在这一界面处交融生长,因而在建立大气等离子 喷涂热障涂的等效电路时不能忽略陶瓷层中孔洞和 裂纹,也不能忽略陶瓷层与粘接层的粗糙结合界 面,其等效电路如图10（b）所示［41］．图中 RS 为电 极接触电阻,下标 C、T 和 M 分别代表陶瓷层、 T GO 层和混合氧化层（可能有的氧化物包括：NiO, CoO,Cr2O3,Ni（Cr,Al）2O4 和 Al2O3）．ZCPE为常 相角元件（CPE）,反映材料的各相异性,其复阻抗 定义请参考参考文献［39,41］．
图11给出了由复阻抗谱测量的 T GO 电阻值 与 T GO 体积含量之间的关系曲线,显然,T GO 的 电阻值与其 T GO 的含量成正比．图中当 T GO 的 含量小于10％时（氧化时间小于100h）,T GO 的电阻与其含量并不成直线关系,这是因为 T GO 没有 生成连续的一层,使得电流总是流经电阻率低得多 的 NiCrAlY 而不通过 T GO,因而此时测得的电阻 值要低于 T GO 的实际电阻．这也说明,当 T GO 不 是连续的一层时,用复阻抗谱方法是很难测出其含 量的．图中最后一个点（2000h）也落在直线外,这 是因为 T GO 中形成了微裂纹或 T GO 的电阻率下 将所致［38,41］．
材料产生变形或生成裂纹时会释放出应变能, 从而产生应力波也就是声发射信号．而且,因为声 发射源的位置、性质不同,产生的应力波也会存在 差异．采集并分析这些声发射信号从而对材料的失 效程度进行评估的方法为声发射技术,它是实时检 测热障涂层失效过程的直接裂纹检测法之一．利用 这种方法,Ma 等［42］,Yang 等［43］ 发现氧化后的热 障涂层在四点弯曲、拉伸失效时剥落主要集中在陶 瓷层与中间过渡层或氧化层的界面处；Rudolphi 用 声发射方法对电子束辅助物理气相沉积热障涂层的 氢脆敏感性进行了评价［44］,图12给出了热障涂层 不同失效阶段的声发射信号特征,可以看出,当热 障涂层在空气中冷却的时候,没有声发射信号产 生,在涂层表面也没有看到明显的裂纹或者剥落发 生；在空气中冷却32分钟后滴入水时,开始产生大 量的声发射信号,经过15分钟以后,声发射信号的 能量强度急剧增大,同时可以看到涂层开始剥落, 显然,声发射信号的能量分布能很好的预测出涂层 失效的过程．
图12 热障涂层的失效过程及声发射信号特征［44］
Fig．12 T he failure process and acoustic emission characteristic of thermal barrier coatings
尽管声发射技术在热障涂层研究中的应用已有 报道,但是这些研究主要是应用声发射信号的振 幅、事件数等基本参数对热障涂层损伤的形成、演化 做了一些定性的分析．对于回答“在什么位置、出现 什么形式、什么程度的失效”这一关键问题的研究还 处于探索阶段．要回答这一问题,要真正实现 TBCs 失效过程的声发射实时检测,还有以下问题 需要解决：（1） 失效模式的识别,即回答声发射源 是界面裂纹、涂层中的裂纹或其它的失效模式；（2） 失效程度的估量,即回答体系在某一时刻、或是在 某一载荷作用下涂层破坏的程度；（3） 失效位置的 确定．由于界面裂纹会直接导致涂层的脱落,因而 它引起 TBCs 失效的程度比涂层中的裂纹严重得 多,而且,为排除噪声以及其它次要信息的干扰, 定位时也需要事先知道引发声发射信号的失效源是 什么．因此,我们认为解决失效模式的识别问题是 回答 TBCs 在什么位置、出现什么程度失效问题的 前提,也是实现声发射实时检测的根本．
近期,我们发展了声发射信号的小波分析技 术,对常温下热障涂层拉伸失效的声发射信号进行 db8小波变换,尺度为5,通过提取小波信号的特 征能谱系数,识别出了基底塑性变形、陶瓷层的表 面垂直裂纹、界面裂纹三种失效模式的声发射信号 特征［45］．并得到了各种失效模式的声发射信号随 着拉伸时间（与拉伸应力呈正比）的分布,如图13 所示．可以很明确的确定热障涂层在拉应力作用下 的失效过程,在基底屈服之前,涂层的损伤主要是陶瓷层的表面垂直裂纹,基底屈服后,随着表面垂 直裂纹的增多与快速扩展,界面裂纹也逐步增多, 并随着拉伸载荷的作用逐渐占涂层失效的主导形 式．随着基底变形的进一步增大,陶瓷涂层基本已 经脱落,此后也将不再有涂层失效的声发射信号．
图13 热障涂层拉伸时不同失效形式的声发射 信号随拉伸时间或应力的分布
对某一种损伤形式出现的声发射信号进行统 计,并将统计结果与这一损伤形式所在的加载时间 或应力状态进行比较,发现热障涂层拉伸失效时垂 直裂纹,界面裂纹随加载时间呈幂函数关系,即：
式中 N 为声发射事件数,t 为加载时间,A 和 k 为 拟合常数．因为加载时间 t 是与加载拉伸应力呈正 比,因而将式（20）中 t 换成应力σ也成立,于是式 （20）也可以表示成：
对热障涂层的损伤源进行定位分析的步骤包 括：（1） 确定声波在样品中的传播速度；（2） 对声 发射信号进行小波变换确定信号的特征频段,并对 特征频段的小波信号进行重构；（3） 将提取出的特 征信号进行相关性分析［45］,求出相关性系数的最 大值,确定时间差．（4） 根据时差定位方法计算出 损伤源距离先接收到信号的传感器的位置．图14 显示了热障涂层拉伸失效时损伤源的定位结果,可 以得出,声发射信号定位分析的统计结果能比较准 确的判断出损伤源的位置．
图14 热障涂层拉伸失效时损伤源的定位
Fig．14 T he spatio-temporal source distribution of acoustic emission signals triggered by surface vertical and interface cracking in thermal barrier coatings
从以上分析可以推断,对 TBCs 的失效模式进 行识别时,声发射信号的频谱分析是一个重要途 径．但声发射信号的频谱特征与失效模式关系密切 的理论依据是什么呢？我们尝试着用超声波实验去 寻找原因,发现同样的超声波信号,其频谱在垂直 界面传播后与在单一材料即涂层或者基底中传播后 有较大的差别,这一现象提醒了我们：界面是不是 影响信号频谱特征的原因呢？围绕这一问题,我们 查阅了大量文献,发现波的频谱在界面处会因为散 射与耗散的发生而产生“色散现象” ［46,47］,形成一个由“通带”和“禁带”组成的频率窗口,信号中频率落 在“通带”内的部分能在界面处传播而不衰减,落在 “禁带”内的部分则因为耗散而很快衰减．段祝平早 在上世纪80年代就从波动方程出发,推导了周期 性层状结构体系的色散方程,并给出了“通带” 和 “禁带”宽度的解析解［46］．最近的研究表明,波的波 型不同（纵波、横波等）、传播的方向不同（平行或垂 直于界面）、各层材料的力学、物理性质不同,形成 的频率窗口、“通带”和“禁带”的宽度也会不同［47］． TBCs 是一种典型的层状结构材料,如果能对应力 波信号频谱在其界面处的色散特征进行分析,找出 各种失效模式所对应的频谱窗口,将为建立失效模 式与频谱特征参数的关联、实现 TBCs 失效过程的 声发射实时检测、形成声发射实时检测的方法提供 强有力的理论依据．
热弹性波成像法是当周期热源对物体加热时, 由于变形在试样内会形成热弹性波．热弹性波在传 播过程会有幅值的衰减和相位的延迟,试样表面温 度幅值和相位的变化同材料的热物理性质如热传导 系数、热扩散系数、表面换热系数等因素有关．当物 体内部有缺陷时,热弹性波会在界面上反射、在试 样表面叠加,对表面温度产生影响,其热物理性质 或换热系数也将发生变化．因而,热弹性波成像技 术可以通过测量温度、热物理性质以及热交换系数 等参数来评价材料的缺陷或损伤情况．近年来,热 弹性波成像技术已作为一种新型的无损检测技术应 用在了热障涂层损伤与缺陷的无损检测中．
热弹性波成像检测热障涂层失效的实验装置如 图15所示［48］,由热源（如 CO2 激光）发出一单色频 率的光,并作为参考光束1,参考光同时也通过光 路系统照射在热障涂层的涂层表面,利用红外探测 器探测经涂层表面反射回来的光束2,比较光束2 与参考光束1的幅值、相位差,求出陶瓷层热扩散 系数、热传导系数与陶瓷层中孔隙率与裂纹之间的 关系．
除了以上介绍的各种无损检测技术外,涡流检 测［104］、同步辐射扫描［105］ 等无损检测技术也逐渐应 用在了热障涂层失效的检测中．由于热障涂层失效 形式多样,失效机理复杂,我们很难将这些因素全 面考虑建立从而建立一个能对其寿命进行准确预测 的理论模型．这些先进技术的应用极大的提升了人 们对 热 障 涂 层 破 坏 机 理 的 理 解,Padture 和Hutchinson 分别在＜Science＞发表论文和第22届 国际理论与应用力学大会（2008年8月在澳大利亚 阿德莱德举行）的大会报告中指出：无损的测试方 法将是热障涂层研究的可行方法和手段［3,106］．然 而,目前的无损检测技术还不完全成熟,实现热障 涂层失效的无损检测还有很多问题需要回答,主要 包括：（1） 热障涂层失效模式的识别；（2） 热障涂 层失效程度的确定；（3） 各种失效模式的失效准 则；（4） 热障涂层寿命的预测．而且许多新型的检 测分析方法都还不成熟,如同步辐射扫描检测获取 的数字图像就需要先进的计算机图像处理技术来实 现图像处理,进行缺陷的分类和定量分析等工作． 由于热障涂层寿命预测的困难,加上热障涂层在航 空工业的广泛应用,热障涂层的安全评估问题乃至 整个航空工业的安全评价很大程度上将依赖于无损 检测,无损检测技术在未来的热障涂层研究领域中 将依然是一项重要的研究课题．
图15 热波成像检测热障涂层失效的实验装置示意图
Fig．15 Experimental scheme of thermal properties measurement using thermal wave image technique
对于结构复杂的热障涂层系统（例如涡轮叶片、 导向叶片）,一般很难采用解析解来进行相关研究, 必须依靠实验测试和有限元模拟等方法来实现．其 中反复的实验测试需要花费大量的人力、物力和财 力,因此有限元模拟方法是一种有效的研究方法,不仅可以降低试验成本,而且能够缩短设计和研制 周期．这里将主要介绍在热循环条件下涡轮叶片热 障涂层系统应力场的有限元模拟及破坏区域的预测 等内容．
从涡轮发动机的实际结构来看,每一个叶片的 工作状态基本上都是一样的,所以我们仅考虑单个 带热障涂层的涡轮叶片．为了简化起见,我们假设 涡轮叶片的榫头为长方体（Cuboid）结构［112］．在涡 轮叶 片 基 底 上 分 别 施 加 粘 结 层 （BC ）、氧 化 层 （T GO）、陶瓷层（TBC）．最终的模型如图16所示． 叶片的叶身长度为15．00mm,陶瓷层、氧化层、粘 结层、叶身基底、榫头的厚度分别为0．40mm,0．10 mm,0．20mm,1．80mm,5．00mm,叶身与榫头处 的倒角半径为1．00mm．
热循环方式的设置如下：整个系统先整体从制 备温度 T0＝626．85℃冷却至室温（20℃）,然后, TBC 的外表面在10分钟内升温到1121℃,接着保 温40分钟,最后在10分钟内冷却到室温；冷却通 道的内表面,在10分钟内升温到700℃,接着保温 40分钟,最后在10分钟内冷却到室温［68］．
假设热障涂层系统制备完成时,热障涂层系统 处于无应力状态［113,114］．制备完成冷却至室温后,会 在系统内形成初始残余应力．根据文献报道［70］,本 文选取热障涂层的制备温度为900K（626．85℃）．本 文暂不考虑热循环过程中的对流与辐射现象．
热障涂层系统的破坏方式主要有涂层内破坏与 界面破坏二种形式．本文主要考察陶瓷层内的应力 随热循环的演化情况,暂不考虑界面及其它各层的 破坏情况．由于陶瓷是脆性材料,所以我们采用第 一强度理论作为失效判据,以此来判断在热循环过 程中,TBC 内可能出现的破坏区域．因此,本文主 要考察陶瓷层内最大主应力的分布及随热循环的演 化情况,最大主应力较大的区域为危险区域,破坏 会最先出现在危险区域．结果如图17所示．
经分析可以发现,在陶瓷层内,应力集中的区 域分布在图17中用字母标示的区域,这些区域的 应力随热循环的演化如图18所示．从图18中我们 可以看出,在每一个热循环中,应力最大的时刻出 现在热循环结束的时刻,涂层在高温状态时的应力 水平是比较低的,与文献报道的结果一致［115,116］．
每个热循环结束时的应力随热循环的演化如图 19所示．从图19中我们可以看出,在受压应力的 区域,G 处的应力值是最大的,随着热循环的进 行,始终保持在约－105 MPa,变化幅度较小．由 于陶瓷层的压缩断裂强度要比拉伸断裂强度大很 多,可达到500MPa ［117］,所以,在本文所考察的模 型中,一般不会发生压缩破坏．应力较为集中的其 它各处的应力值在前50个循环增加比较快,在后 50个循环的应力增加比较缓慢,并有些位置的应 力值出现变小的趋势,如 A、C、D、E 等区域,这几 个位置的应力值在第90个循环过后,应力值有逐 渐变小的趋势．但是,B、F 处的应力值在第90个循 环过后仍保持增长,如果这二处的应力值继续增 长,就有可能超过 A、C 处的应力值,并可能达到陶瓷层的断裂强度（约为180 MPa ［118］ ）．随着热循环 的继续进行,破坏将可能首先发生在 B、F 所在的二 个区域．文献［119］对带热障涂层的涡轮叶片进行 了4000个小时的服役试验,发现涂层破坏的位置 出现在靠近榫头的压力面处,随着服役时间的延 长,破坏区域逐渐向压力面的中间部位扩展．有限 元模拟的结果与实验报道的结果较为吻合．
实际形状涡轮叶片热障涂层系统的数值模拟还 少见于报道,主要原因在于其非常复杂的结构,使 有限元模拟变得非常难以实现．应用我们提出的方 法,就可以比较好地解决这些问题,并使得在大数 目热循环条件下的轮叶片热障涂层系统的有限元模 拟变得不但可行,且易于快速实现．
下面考察工作温度对涡轮叶片热障涂层系统破 坏的影响．我们还是基于上一节所提出的涡轮叶片热障涂层模型,在保持制备温度（626．85℃）与冷 却通道温度（700℃）不变的情况下,我们选取工作 温度（即陶瓷层外表面温度）分别为800 ℃、1000 ℃、1200℃、1400℃、1600℃,考察陶瓷层内首先 出现破坏时的热循环数与工作温度的关系．结果如 图20所示．从图中可以看到,工作温度对陶瓷层的 破坏有着直接的影响,工作温度越高,涂层内的应 力水平越高,出现破坏之前所经历的热循环数就越 小．当工作温度为800℃与1000℃时,在100个热 循环内都没有出现破坏；当工作温度为1200 ℃、 1400℃、1600℃时,陶瓷层内开始出现破坏的热循 环数分别为32、17、10．
有限元方法能有效预测出涡轮叶片热障涂层系 统内应力场的分布,根据应力场的分布,可以得到 系统内的应力集中区域的分布,这些区域是最值得 关注的,因为破坏一般首先出现在这些区域．不仅 如此,通过有限元模拟,还可以得到一些设计参数、制备参数、工作参数对应力分布的影响,比如：各层材料的厚度、涂层的制备温度、工作环境（如陶 瓷层外表面温度、冷却通道的温度等）等因素对涡轮 叶片热障涂层系统破坏的影响,从而可以对热障涂 层的设计、制备参数等进行优化．涡轮叶片热障涂 层系统这方面的工作亟待开展与深化．
图20 开始出现失效的热循环数与工作温度的关系
Fig．20 Predicted cycles of failure occurs vs． working temperature
面对热障涂层系统服役环境差异、界面热力失 效机理和可靠性评估等纷繁复杂的问题,研究人员 正在着力探索哪种研究方法或研究手段最可行最有 效．美国 Padture 等在＜Science＞文章中强调指 出［3］：根据具体几何尺寸和多层结构的 TBCs 涂层 系统,尽量模拟其实际工作环境,对涂层系统的破 坏过程进行定量测试和分析,再结合现有力学模 型,分析其局部破坏机理,进而综合得到可靠的 TBCs 整体寿命预测结果．因此为了充分研究和有 效预测热障涂层材料的热力失效和可靠性问题,研 制相关的实验模拟系统和发展高水平的实时无损测 试技术来模拟热障涂层的服役环境是热障涂层领域 的研究热点和发展趋势．国内外众多航空航天研究 机构投入了大量的人力和物力研制模拟不同工作状 态的实验模拟系统．目前,美国的 NASA、荷兰的 NLR、德国的国家能源研究中心、加拿大的 NRC 航 空研究中心等机构都拥有各自的模拟装置．国内北 京航空航天大学、西北工业大学、中科院长春应用化 学研究所、湘潭大学、上海交通大学等单位也从事相 关工作．根据模拟状态的不同,热障涂层实验模拟系统主要包括静态实验模拟系统和动态实验模拟 系统．
航空发动机内涡轮导向叶片、燃烧室内壁、喷嘴 等静态高温部件长期处于高温、高燃气冲蚀、高次热 疲劳的恶劣服役环境．表面喷涂热障涂层后,由于 材料参数不匹配等因素影响,通常出现开裂、脱落、 界面分离等热疲劳失效和断裂,降低了高温部件的 使用寿命和可靠性．研究人员通过设计和研制热障 涂层静态实验模拟系统模拟其服役环境．
美国 NASA 研究中心拥有多种静态实验模拟 系统．其中高压燃气模拟与测试装置［49］ （HPBR） 能够模拟航空发动机内实际燃气流速和工作压力, 研究人员能通过石英观察口和图像采集系统观测试 样的形貌变化,并在测试过程中监测试样的重量、 厚度、裂纹、温度等多种参数,主要用于研究高温涂 层材料的高温氧化性能、热疲劳性能和热稳定性． 0．3-1马赫高速燃气模拟装置［28］,如图21所示,包 括燃烧室、腐蚀气体添加系统、冷却系统、温度测试 系统等．装置能够模拟热障涂层的热梯度、热疲劳 环境,并可以评估涂层的抗腐蚀、抗热蚀行为．研 究人员可以利用计算流体力学模型获得相应位置的 燃气压力、流速、温度等数据,根据测试需求做出相应调整．激光加载及测试装置［50］,则主要用于研究 热障涂层的热疲劳和热传导性能等,能模拟水蒸汽 环境下的热循环服役过程；在测试的过程中,陶瓷 表面和金属基底表面温度由红外测温系统监测和控 制,并可以实时测试样品表面形貌和裂纹萌生过 程．在国内,中科院长春应用化学研究所曹学强等 人研制了可控温热障涂层自动热循环仪,包括气体流量控制系统、自动循环控制系统、喷火系统和计算 机数据采集系统,可以模拟燃气轮机在启动运行和 停机过程中叶片的温度环境,快速测试叶片表面热 障涂层的热循环寿命和耐高温腐蚀性能等［51］；西 北工业大学张立同等人将常压亚音速风洞和材料性 能试验机相结合,采用碳化硅陶瓷作为燃烧室内衬 提高温度载荷水平,由试样架、转动铰链和转动手 柄组成的结构可模拟热震实验,其燃烧室周围分布 的气嘴、水嘴可提高氧分压和水分压［52］；上海交通 大学周洪等人研制了热障涂层抗热震性能测试装 置．在抗热震性能试验过程中,加热过程和冷却过 程分别在试样的涂层面和金属基体表面进行,能较 真实的模拟覆盖热障涂层工件的工作情况［53］．
图21 0．3-1马赫高速燃气模拟装置
Fig．21 A Mach0．3to 1．0high velocity burner rig
我们研制了一套用于模拟和实时测试高温部件 热疲劳失效的试验装置［54］,能够模拟高性能航空 发动机内静态高温部件温度交变循环的热疲劳工作 环境．试验装置结构包括：试验测试台、高速燃气 双向加热系统、温度测试采集系统、冷却系统、非接 触式应变测试系统、声发射无损检测系统、交流复阻 抗频谱监测系统、试验控制平台等．通过带热障涂 层的导向叶片热疲劳失效的模拟测试方法［55］ 模拟其服役环境,并评估其可靠性．首先,启动高速燃 气加热系统对试样加热,模拟航空发动机内的高温 热循环工作环境；借助温度采集系统调节加热温 度,并实现涡轮叶片表面温度场及热障涂层一维热 梯度场的监测；实验过程中,通过非接触式应变测 试系统,实现叶片表面热障涂层应变场、位移场实 时监测,图22为实验过程中某一时刻最大主应变场 的测试数据；采用声发射方法动态连续监测试样热 疲劳损伤行为,测定涂层断裂或界面断裂时间和位 置．利用交流阻抗谱具有对带热障涂层的叶片的物 理性能、微观结构、化学组成、缺陷等非常敏感的特 点,实现热障涂层服役过程中界面氧化层及其增厚 规律的原位监测．在国内外,首次同步实现了高温 环境下对叶片的应变场分布、应力场分布、位移场分 布、裂纹萌生与扩展、涂层脱落过程的实时监测．装 置还可以有针对性的获得在热疲劳模拟试验中带涂 层的叶片不同位置（叶根、叶腹、叶背、叶片前缘等） 的变形和热疲劳失效区域,这对于评估带陶瓷涂层 的叶片的热疲劳性能和失效提供重要的实验数据和 可视化过程,进而可为预测叶片的热疲劳性能和服 役寿命提供重要的实验依据．
航空发动机内动叶片在高温下要承受很大的离 心力,是航空发动机内工作条件最恶劣的部件,用 在动叶片上的热障涂层不但要有很好的隔热、抗高 温氧化、抗热震性能,而且要有很好的抗蠕变、热疲 劳、机械疲劳性能［56］．因此其使用的可靠性要求更 加严格,寿命预测工作尤为关键．目前,动叶片热障涂层系统实际寿命预测和可靠性研究工作主要通 过整机试车或试飞来确定．然而整机试验对于一般 研究部门存在着高成本、难于实现等问题,对于涡 轮叶片表面涂层失效机理和可靠性研究不具备针对 性；同时整机实验过程中,增加了实时数据采集的 难度和准确性,很难为喷涂材料的改进和设计提供 准确信息．因此,专门针对动叶片热障涂层系统研制相应的实验模拟系统,模拟具体服役过程,细化 性能指标的检测技术是极其必要的．不仅可以大大 降低实验成本,更有助于深入研究服役环境下动叶 片热障涂层系统的失效机理和寿命预测．
热障涂层动态实验模拟系统的研制所涉及的领 域和问题较复杂．在这种热力环境下,热障涂层材 料的力学行为和结构安全分析至关重要．与相对成 熟的静态实验模拟系统相比,动态实验模拟系统的 发展相对滞后．动态实验模拟系统必须满足以下要 求才能保证模拟实验的可信度：能够模拟其实际工 作温度；能够模拟其动态的旋转环境；能够模拟复 杂腐蚀环境；能实现高温环境下涂层的关键力学性 能参数的监测；能采用相似理论和模型实验法实现 可靠性评估和寿命预测．因此,严格的设计和测试 要求加大了动态实验模拟系统的设计难度．国内外 严谨、可靠的动态实验模拟系统较少．荷兰的 NLR 和加拿大的 NRC 航空研究中心的 LCS-4B、LCS-4C 高速燃气装置［57］,如图23所示．目前文献中尚无 工作原理示意图及具体结构报道,我们通过文字简 要介绍装置功能及模拟实验过程．系统将特制的旋 转装置、机械传动装置、气流循环系统、燃烧室等组 合用来模拟热障涂层动态的工作环境．在模拟实验 过程中,燃烧室内点燃的喷气燃料或柴油提供加热 源,能够提供0．8马赫以上的高速、高压气流,模拟 温度达1300℃以上；将多个热障涂层试样固定于 夹具上,根据不同实验模拟要求调整夹具的转速；并在试样内部通冷却气体,模拟动叶片热梯度环 境,试样外部添加腐蚀气体模拟航空发动机内化学 腐蚀氛围；通过红外温度采集系统和图像采集系统 实现表面温度场、表面形貌的实时监测．实现了动 态多试样的模拟与测试；主要用于研究涂层系统的 热氧化、热疲劳性能和理论寿命预测的验证研究． 在国内,北京航天航空大学徐惠彬等人研制的热障 涂层服役环境模拟装置主要包括材料力学性能试验 机、加热设备和声发射设备、复阻抗频谱测试设备、 温度采集装置等,能够实现温度和机械载荷同步上 升、保持和下降,同时实现加力、加热、腐蚀的环境 模拟［58］；将旋转离心载荷转化为机械载荷进行实 验模拟,形式上实现了服役状态的模拟,但距离真 正意义的动态实验模拟系统还有较大的差距．由于 热障涂层动态实验模拟系统的研制所面临的瓶颈问 题较多,对于如何有效监测动态服役过程中带热障 涂层动叶片的应变分布、应力分布？如何实时观测带陶瓷涂层叶片的微观形貌变化、表面裂纹、界面裂 纹情况？如何判定叶片上陶瓷涂层开裂、脱落的时 间和位置？如何有效的评估叶片的热疲劳性能和使 用寿命？目前尚未见突破性实验模拟与测试方法的 报道．
热障涂层工作环境复杂,例如,燃烧室内壁用 的热障涂层对隔热性能要求最高,同时还要求有很 好的抗高温氧化能力和抗热震能力．过渡段的热障 涂层不但隔热、抗氧化性能要好,还要求有更好的 抗热震性能．导向叶片是温度最高的部件,内部的 冷却气流非常强烈,造成了静叶片的极度冷热不均 匀,也成为承受热冲击最厉害的部件［56］．动叶片热 障涂层在高温下要承受很大的机械载荷和热载荷． 因此,有必要不断发展和完善在高温环境下研究热 防护材料可靠性的实验模拟方法和分析手段．研制 多功能、通用型、具有高端测试性能的静态实验模拟 系统．同时,突破热障涂层动态实验模拟系统的瓶 颈问题．研制综合考虑疲劳、腐蚀、热辐射、机械载 荷、高速燃气流等因素,同时实现大量实时数据的 测试和验证的动态实验模拟系统,为热障涂层的寿 命预测和可靠性研究提供有效、可信的实验数据．
如果能准确地预测热障涂层的服役寿命,则可 以有效提高热障涂层系统使用的可靠性．因而,建 立针对某一具体服役条件下热障涂层的寿命预测模 型,对航空发动机的设计和发展有着重要的指导意义．上世纪八十年代,美国 NASA 研究中心最早开 展热障涂层的寿命预测．寿命预测系统的建立一般 包括判断关键的失效机理、建立应力／应变模型以及 根据应力状态和相关的失效标准建立寿命数学表达 式．目前人们提出的各种寿命预测模型主要是根据 实验结果的经验或半经验公式［120］,随着热障涂层 的发展以及对热障涂层失效机理认识的不断加深, 寿命预测系统的建立也在不断发展与完善．
热障涂层在服役过程中,不断的经历加热-冷 却-加热的工作环境．每次热循环的中,界面氧化、 高温烧结及热不匹配等因素所引起的残余应力不断 对涂层系统进行损伤．当损伤变量累计达到某一程 度后,定义热障涂层失效．研究人员从损伤变量的 变化和 循 环 累 积 的 角 度 进 行 寿 命 预 测．Busso 等［120］利用有限元建立热障涂层“波浪”模型,假定 大气等离子喷涂热障涂层系统内的残余应力主要由 高温氧化、烧结、材料参数不匹配引起,疲劳损伤主 要受系统内的离面应力的影响．通过有限元计算获 得在界面波峰附近残余应力最大．获得残余应力的 数值解后,借鉴 Chaboche 的连续损伤力学模型；在热循环初始阶段,定义损伤变量 D＝0,当热障涂 层系统失效后定义损伤变量 D＝1,获得基于连续损 伤力学的寿命预测模型：
其中 m 和 F 是微观结构损伤的驱动力函数,σ22max为 有限元计算获得的每次循环后的最大离面应力数 值．p 是通过实验 S-N 曲线获得的材料参数．
Liu 等［121］结合热震实验及有限元分析,提出 随着循环次数的增加,热循环应力不短增加,所带 来的损伤也不断累计．最终建立如下的热障涂层寿 命预测模型：
其中 Nf 为失效时的热循环数目,Δσ热循环应力的 范围,A 与 b 为由热震实验数据拟合得到的参数． 这个模型认为热障涂层复杂的载荷可用单一的参数 来表达．
许多研究人员从关注特定参量的变化入手展开 热障涂层寿命预测工作,如监测声发射能量累计、 裂纹扩展长度、损伤面积等．He 等［67］ 提出了一个基于断裂理论的热障涂层寿命预测模型,认为当能 量释放率达到断裂韧性时,就会在涂层的拉伸区域 产生裂纹．其表达式为：
其中 Nf 为失效时的热循环数目,N0 为临界的热循 环数,其值约为8,Γtbc 为 TBC 的断裂韧性,Etbc 为 TBC 的弹性模量,L 为描述界面粗糙度的正弦波的 半波长,Δα是涂层与基底的热膨胀系数之差,ΔT 每次热循环冷却过程中的温差,κ为与 T GO 材料参 数相关的一个系数．
Renusch 等［122］ 利用声发射的方法,实时监测 热障涂层的失效过程．记录实验过程中的时间、温 度、声发射事件数、声发射能量累计等．重点关注声 发射能量累计值的变化．定义损伤变量为每次热循 环后声发射能量的累积值与失效时声发射能量临界 值的比值．当损伤变量 D＝1认为涂层失效．模型 结合先进的无损检测技术实现了热障涂层热氧化过 程的寿命预测工作．
其中 UAE是描述声发射能量的函数,分子为与单次 热循环冷却过冲中温差ΔT,氧化时间 t 相关的声发 射能量累计函数,分母为裂纹萌生时声发射能量累 计的临界值．
Tilmann 等［123］建立了基于实验现象的寿命预 测模型,即通过裂纹长度这一参量的变化来预测热 障涂层的寿命．假定热障涂层的失效主要由界面氧 化和热不匹配引起．利用解析解获得裂纹扩展的能 量释放率,进而获得裂纹扩展率．定义当裂纹达到 某一阈值时涂层失效．
其中 a 是裂纹长度,N 为循环次数．Gel 是涂层与基 底热膨胀系数不匹配对能量释放率的贡献,GTGO为 T GO 对能量释放率的贡献,A 是裂纹扩展系数,b 是与 T GO 生长相关的质量因子,m 为裂纹扩展指 数,DBT T 是延性脆性转变温度,ΔlDBTT→Tmin 为每次 循环从延性脆性转变温度冷却至最小温度的时间．
Jordan 等［124］利用光致荧光法实时监测热障涂 层氧化层内的残余应力,通过大量的实验测试获得不同服役环境、不同热氧化时间下氧化层内残余应 力数值．当残余应力的数值达到某一阈值时认为涂 层失效．利用回归分析和神经网络的方法建立了剩 余寿命预测的经验模型．通过与实验数据的对比发 现,神经网络法所获得的经验公式预测的剩余寿命 更准确．Barber 等［125］利用荧光染料法定性、定量分 析了 EB-PVD 方法制备的热障涂层系统的裂纹扩 展过程和寿命预测情况．界面裂纹开裂区域可以通 过图像处理获得．当损伤累计面积达到某一定义值 是认为热障涂层系统失效．
界面氧化是导致热障涂层失效的重要因素． Miller 首先提出了一个基于界面氧化失效的寿命预 测模型［126］．假设界面氧化是控制涂层寿命的唯一 主要因素．在服役过程中,陶瓷层内的应变随着热 循环的次数不断增加,氧化所产生的应变积累促使 了陶瓷层裂纹的形成．这个模型可以用来计算失效 时的热循环数：
其中 Nf 为失效时的热循环数目,εf 为失效时陶瓷 层的应变,εr 为由涂层与基底热膨胀系数不匹配引 起的应变的径向分量,W 为氧化增重,W c 为临界氧 化增重值,b 和 n 是材料常数（可由实验确定）． Miller的这个模型验证了热障涂层系统在1100℃ 的工作温度下多种热循环数目的热循环寿命．
DeMasi 等［127］提出了一个主要用来预测热喷涂 热障涂层的寿命预测模型,与 Miller 模型较为类 似,所不同的是,该模型中是以 T GO 厚度来描述 循环应变与界面氧化关系的：
其中Δεi 为由陶瓷的应力应变滞后回线计算的非弹 性应变总值,δ是 T GO 的厚度,δc 是 T GO 的临界厚 度,εf 为陶瓷层的失效应变．该模型也被运用在 EBPVD 热障涂层上［115,128］．
在热障涂层寿命预测模型发展过程中,也有一 些模型认为长期服役时的氧化与粘结层铝元素的消 耗对涂层的寿命有非常重要的影响,认为热障涂层 的寿命就是由粘结层的寿命所决定［129,130］．从目前的研究表明,人们从界面氧化、连续损伤累计、关注 某一特定参量变化等多个角度对于热障涂层的寿命 进行预测．但热障涂层寿命预测模型的建立是一个 长期而又复杂的过程．随着人们对热障涂层失效机 理失效机理的进一步研究,结合不断发展的实验模 拟技术、无损检测技术等,将获得更为精确的寿命 预测模型和可靠性评估方法．
随着发动机进口温度的不断升高,热障涂层技 术已经成为未来高性能发动机必不可少的技术之 一．相对于未来发动机用高温结构材料的发展,应 用热障涂层所能带来的隔热效果更为有效．可以预 测,热障涂层技术以后的发展将主要有以下几个 方面：
（1） 研究适用于下一代高性能发动机的新的热 障涂层材料,使其具有更底的导热系数、更好的热 稳定性等．
（2） 进一步优化和发展热障涂层的制备技术, 使制备的涂层拥有更良好的界面结合性能,从而有 效提高涂层的工作寿命．比如：发展涂层制备技术 与叶片制造技术协同考虑的一体化制备技术［8］,即 在叶片合金设计时将涂层技术包括在内,使得在叶 片上可以直接涂覆陶瓷热障涂层,减少涂层制备的 中间环节,有利于提高涂层的可靠性．
（3） 发展新的涂层检测技术,尤其是无损检测 技术,实现热障涂层破坏过程的实时、原位检测, 对热障涂层的应力应变场、界面结合性能、裂纹形成 与扩展的时间、位置以及破坏的程度进行准确的评 估与预测．
（4） 进一步研究热障涂层的破坏机理,特别是 涡轮叶片热障涂层系统在实际服役环境下的破坏机 理研究,包括热障涂层动态试验模拟系统的研制、 有限元仿真技术等分析方法的完善．
（5） 进一步改进和发展热障涂层的寿命预测模 型,综合考虑影响热障涂层工作寿命的各种影响因 素,提高模型的适用范围,为热障涂层更为广泛的 实际应用提供可靠的保障．
（6） 开展热障涂层系统的结构完整性评估．在 服役过程中,陶瓷涂层局部的脱落、表面或者界面 裂纹的形成等破坏并不意味整体结构的破坏,如何 由这些局部的破坏来确定整个涡轮叶片热障涂层系统的失效也是需要解决的重要问题之一．
来源:固体力学学报
