一种热-环境障碍涂层及其制备方法与应用

摘要

本发明公开了一种热‑环境障碍涂层及其制备方法与应用，属于高温发动机技术领域。该热‑环境障碍涂层包括用于在基体表面由内至外依次设置的粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层；粘结层的成分包括Si和HfO2，HfO2在粘结层中的含量为70wt％；第一陶瓷层的成分包括Yb2Si2O7；第二陶瓷层的成分包括Yb2SiO5；隔热层的成分包括Gd2Zr2O7和Yb。该热‑环境障碍涂层同时具有良好的抗高温水氧腐蚀性能及高温隔热性能，将其用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层，能够有效避免涂层分层剥落失效的问题。该热‑环境障碍涂层的制备方法简单，条件可控，可工业化制备。

权利要求

1.一种热‑环境障碍涂层，其特征在于，包括用于在基体表面由内至外依次设置的粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层；

所述粘结层的成分为Si和HfO2，所述HfO2在所述粘结层中的含量为70wt%；

所述第一陶瓷层的成分为 Yb2Si2O7；

所述第二陶瓷层的成分为Yb2SiO5；

所述隔热层的成分为Gd2Zr2O7和Yb；

所述粘结层的厚度为30‑150μm，所述第一陶瓷层的厚度为30‑150μm，所述第二陶瓷层的厚度为30‑150μm，所述隔热层的厚度为60‑200μm；

所述粘结层采用以下方式制备得到：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为50‑60kW，氩气流量为90‑120NLPM，氢气流量为3‑12NLPM，基体温度为

400‑500℃，送粉量为6‑10g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为7‑21遍，喷涂距离为350‑450mm；

所述第一陶瓷层采用以下方式制备得到：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，所述粘结层的温度为400‑500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为20‑

30遍，喷涂距离为900‑1100mm；

所述第二陶瓷层采用以下方式制备得到：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，所述第一陶瓷层的温度为400‑500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为20‑30遍，喷涂距离为900‑1100mm；

所述隔热层采用以下方式制备得到：采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为20‑50NLPM，氦气流量为50‑80NLPM，氧气流量为

2NLPM，所述第二陶瓷层的温度为900‑950℃，送粉量为3‑8g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为300‑500遍，喷涂距离为900‑1100mm。

2.根据权利要求1所述的热‑环境障碍涂层，其特征在于，所述基体的成分至少包括SiC陶瓷。

3.根据权利要求2所述的热‑环境障碍涂层，其特征在于，所述基体为SiC陶瓷基体、Cf/SiC陶瓷基复合材料基体或SiCf/SiC陶瓷基复合材料基体。

4.根据权利要求1所述的热‑环境障碍涂层，其特征在于，所述Yb在所述隔热层中的含量为5‑10wt%。

5.如权利要求1‑4任一项所述的热‑环境障碍涂层的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：于基体的表面依次制备所述粘结层、所述第一陶瓷层、所述第二陶瓷层和所述隔热层；

所述粘结层采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为50‑

60kW，氩气流量为90‑120NLPM，氢气流量为3‑12NLPM，基体温度为400‑500℃，送粉量为6‑

10g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为7‑21遍，喷涂距离为350‑450mm；

所述第一陶瓷层采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为

60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，所述粘结层的温度为400‑500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为20‑30遍，喷涂距离为900‑

1100mm；

所述第二陶瓷层采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为

60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，所述第一陶瓷层的温度为400‑

500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为20‑30遍，喷涂距离为

900‑1100mm；

所述隔热层采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备，制备条件包括：喷涂功率为60‑

70kW，氩气流量为20‑50NLPM，氦气流量为50‑80NLPM，氧气流量为2NLPM，所述第二陶瓷层的温度为900‑950℃，送粉量为3‑8g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为300‑500遍，喷涂距离为900‑1100mm。

6.根据权利要求5所述的制备方法，其特征在于，在制备所述粘结层之前，还包括对所述基体进行清洗和喷砂处理。

7.如权利要求1‑4任一项所述的热‑环境障碍涂层的应用，其特征在于，所述热‑环境障碍涂层用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层。

8.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机具有权利要求1‑4任一项所述的热‑环境障碍涂层。

9.一种燃气轮机，其特征在于，所述燃气轮机具有权利要求1‑4任一项所述的热‑环境障碍涂层。

说明书

一种热‑环境障碍涂层及其制备方法与应用

技术领域

[0001] 本发明涉及高温发动机技术领域，具体而言，涉及一种热‑环境障碍涂层及其制备方法与应用。

背景技术

[0002] 航空发动机和燃气轮机是各国航空领域发展的重点研究对象，其面向高推重比、高涵道比和高热机效率发展，涡轮前进口温度日益提高，且伴随着热端部件的重量减轻，为新型发动机超短起降、垂直起降等新一代战机提供更可靠的动力。

[0003] 高推重比是航空发动机发展的目标，未来航空发动机涡轮前进口温度将大于1700℃，传统高温合金材料服役温度1150℃，Ni3Al单晶高温极限温度为1200℃，为满足先进航空发动机发展的需要，必须寻找能够代替镍基合金并可以在更高温度下稳定使用的新型高温结构材料。Cf/SiC和SiCf/SiC陶瓷基复合材料(Ceramic Matrix Composite，CMC)由于密度为高温合金的1/3‑1/4，强度为其2倍，且膨胀系数低、结构耐久性好、断裂韧性及损失容限高，是未来航空发动机热端部件的首选材料。

[0004] 高温干燥环境中，硅基氧化物陶瓷材料表面会生成致密的SiO2保护层，阻止其进一步氧化。但是在高流速水蒸气燃烧环境下，其受到严重水氧腐蚀，稳定性急剧下降。因此在航空发动机苛刻服役环境下，单纯依靠本征性能提高难以满足未来设计要求，以SiCf/SiC为代表的陶瓷基复合材料部件如直接使用将直接威胁发动机的安全，环境障涂层(Environmental Barrier Coating，EBC)可以有效解决这一问题。环境障涂层涂覆于硅基陶瓷材料表面，可将硅基陶瓷同发动机内部腐蚀性物质隔开，尤其是水蒸气，以提高基体材料在服役环境下的表面稳定性，以此提高涡轮发动机的服役温度，增强相关热端部件抗氧化及耐冲蚀性能，延长发动机的使用寿命。

[0005] 西方发达国家对CMC材料EBC防护涂层研究起步较早，部分构件已达到实用水平，技术相对成熟。2015年，美国GE公司在F414涡轮发动机验证机上安装了带防护涂层的SiCf/SiC旋转低压涡轮叶片，成功试验了世界上首个非静子CMC组件，为该先进材料在战斗机自适应发动机和下一代商用发动机上的应用奠定了基础。

[0006] 目前，国内相关机构也已开展了TBC涂层制备及失效机制研究、SiCf/SiC CMC的EBC涂层制备及失效机理研究，在CMC材料本征特性、TBC涂层及EBC涂层的沉积机理、涂层工艺稳定性等方面有了一定的积累，但在CMC材料体系的防护涂层材料、结构设计、性能评价等方面，整体水平与西方发达国家还存在一定差距。

[0007] 随着航空发动机推重比设计要求的提高，目前的EBC涂层仍存在发生分层剥落失效的问题。

[0008] 鉴于此，特提出本发明。

发明内容

[0009] 本发明的目的之一包括提供一种热‑环境障碍涂层，其能够有效避免出现分层剥落失效的问题。

[0010] 本发明的目的之二包括提供一种上述热‑环境障碍涂层的制备方法。

[0011] 本发明的目的之三包括提供一种上述热‑环境障碍涂层的应用。

[0012] 本发明的目的之四包括提供一种具有上述热‑环境障碍涂层的航空发动机。

[0013] 本发明的目的之五包括提供一种具有上述热‑环境障碍涂层的燃气轮机。

[0014] 本申请可这样实现：

[0015] 第一方面，本申请提供一种热‑环境障碍涂层，其包括用于在基体表面由内至外依次设置的粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层。

[0016] 粘结层的成分包括Si和HfO2，HfO2在粘结层中的含量为10‑70wt％；第一陶瓷层的成分包括Yb2Si2O7；第二陶瓷层的成分包括Yb2SiO5；隔热层的成分包括Gd2Zr2O7和Yb。

[0017] 在可选的实施方式中，基体的成分至少包括SiC陶瓷。

[0018] 在可选的实施方式中，Yb在隔热层中的含量为5‑10wt％。

[0019] 在可选的实施方式中，基体为SiC陶瓷基体、Cf/SiC陶瓷基复合材料基体或SiCf/SiC陶瓷基复合材料基体。

[0020] 在可选的实施方式中，粘结层的厚度为30‑150μm，第一陶瓷层的厚度为30‑150μm，第二陶瓷层的厚度为30‑150μm，隔热层的厚度为60‑200μm。

[0021] 第二方面，本申请提供如前述实施方式的热‑环境障碍涂层的制备方法，包括以下步骤：于基体的表面依次制备粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层。

[0022] 在可选的实施方式中，还包括在制备粘结层之前，对基体进行清洗和喷砂处理。

[0023] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备粘结层，粘结层的制备条件包括：喷涂功率为50‑60kW，氩气流量为90‑120NLPM，氢气流量为3‑12NLPM，基体温度为400‑500℃，送粉量为6‑10g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为7‑21遍，喷涂距离为350‑450mm。

[0024] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备第一陶瓷层，第一陶瓷层的制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，粘结层的温度为400‑500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为20‑30遍，喷涂距离为900‑1100mm。

[0025] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备第二陶瓷层，第二陶瓷层的制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为80‑110NLPM，氦气流量为15‑30NLPM，所述第一陶瓷层的温度为400‑500℃，送粉量为10‑25g/min，走枪速度为500‑
1000mm/s，喷涂遍数为20‑30遍，喷涂距离为900‑1100mm。

[0026] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备隔热层，隔热层的制备条件包括：喷涂功率为60‑70kW，氩气流量为20‑50NLPM，氦气流量为50‑80NLPM，氧气流量为2NLPM，所述第二陶瓷层的温度为900‑950℃，送粉量为3‑8g/min，走枪速度为500‑1000mm/s，喷涂遍数为300‑500遍，喷涂距离为900‑1100mm。

[0027] 第三方面，本申请还提供上述热‑环境障碍涂层的应用，例如将其用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层。

[0028] 第四方面，本申请还提供一种具有上述热‑环境障碍涂层的航空发动机。

[0029] 第五方面，本申请还提供一种具有上述热‑环境障碍涂层的燃气轮机。

[0030] 本申请的有益效果包括：

[0031] 本申请用Si+HfO2(HfO2在粘结层中的含量为10‑70wt％)代替第三代环境障碍涂层体系中以Si为主要成分的粘结层，可有效避免当发动机服役环境温度超过硅的熔点温度(1400℃)时，以Si为主要成分的粘结层失效，导致涂层脱落进而无法保证对基体起到有效防护的问题。采用热膨胀系数较低、弹性模量较小、塑性变形能力良好并具有良好的抗裂纹扩展能力的Yb2Si2O7中间层代替第三代环境障碍涂层体系中的莫来石层，可避免在高温腐蚀和恒温氧化过程中，第三代环境障碍涂层体系中出现莫来石层/Yb2SiO5层发生扩散反应，使莫来石层中产生热膨胀系数较大的Yb3Al5O12相，产生热不匹配现象并导致莫来石层产生分层的问题。通过设置Gd2Zr2O7掺Yb的隔热层，可有效阻挡能量的传递，保障整个热‑环境障碍涂层具有超高温承受能力。

[0032] 本申请提供的具有上述Si+HfO2层‑Yb2Si2O7层‑Yb2SiO5层‑Gd2Zr2O7掺Yb层的热‑环境障碍涂层同时具有良好的抗高温水氧腐蚀性能及高温隔热性能，将其用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层，能够有效避免涂层分层剥落失效的问题。该热‑环境障碍涂层的制备方法简单，条件可控，可工业化制备。

附图说明

[0033] 为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

[0034] 图1为试验例中实施例4提供的热‑环境障碍复合涂层体系的截面形貌图；

[0035] 图2为试验例中实施例4提供的热‑环境障碍复合涂层体系中Yb2SiO5涂层与Gd2Zr2O7掺Yb涂层的界面结合图；

[0036] 图3为试验例中实施例4提供的热‑环境障碍复合涂层体系中Yb2Si2O7涂层与Yb2SiO5涂层的界面结合图；

[0037] 图4为试验例中实施例4提供的热‑环境障碍复合涂层体系中Si+70％HfO2层与Yb2Si2O7涂层的界面结合图；

[0038] 图5为试验例中实施例4提供的热‑环境障碍复合涂层体系中Si+70％HfO2层与基体的界面结合图。

[0039] 图标：1‑基体；2‑Si+70％HfO2层；3‑Yb2Si2O7层；4‑Yb2SiO5层；5‑Gd2Zr2O7掺Yb层。

具体实施方式

[0040] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。

[0041] 下面对本申请提供的热‑环境障碍涂层及其制备方法与应用进行具体说明。

[0042] 目前，CMC防护涂层的涂层材料体系大致分为以下三种体系：第一代是莫来石与氧化钇稳定氧化锆(Mullite/YSZ)体系，在最初的服役阶段，该体系会显著降低SiO2的挥发，但不能持久，YSZ热膨胀系数较大，热循环过程中还存在单斜与立方相互相转换，从而导致裂纹萌生，裂纹扩展至基体表面，加速基体氧化，因此该涂层体系仅能在1300℃水蒸气环境中服役仅达到100h左右，长时间热循环下，无法满足实际应用要求。第二代是钡锶铝硅酸盐(BSAS)体系，当温度达到1200℃以上时，该涂层体系中六方相BSAS发生相变，产生体积收缩，涂层中产生的热应力会影响其使用寿命，在1316℃腐蚀1000h后，该涂层有明显玻璃相生成，当温度到达1400℃，腐蚀300h后涂层内部大部分区域已转变为玻璃相，因此该涂层体系能长期安全工作的温度为1300℃。第三代是稀土硅酸盐体系，该体系在1400℃高温水蒸气环境中相稳定性、热匹配性、抗水氧腐蚀性能均比前两代涂层体系表现优异，但该稀土硅酸盐面层仍会产生裂纹，为高温水蒸气和熔盐腐蚀物提供通道。产生上述现象的原因可能在于稀土硅酸盐面层热膨胀系数大以及热不匹配。

[0043] 发明人提出：目前，EBC涂层存在发生分层剥落失效的问题的原因不仅在于其在抗高温水氧环境腐蚀性能方面具有缺陷，同时在高温热震性能方面也具有缺陷。具体的：由于抗高温水氧环境腐蚀性能和高热震性能差，相应产生的热失配和热应力会导致涂层产生贯穿裂纹，而这些贯穿裂纹即为氧气和腐蚀物等提供了通道，导致Si层氧化，当氧化层到达临界厚度厚时，涂层则会发生分层剥落失效行为。

[0044] 发明人进一步提出：随着航空发动机推重比设计要求的提高，涡轮前进口温度进一步提高，EBC涂层的设计思路不能仅仅停留在前期的阻隔环境水氧腐蚀等功能，还需兼顾高温隔热性能。相应地，可以是在兼顾更高温度稳定性同时，使涂层具有更低的涂层热导率及更大的热梯度，以提高涂层的长时承温能力。

[0045] 鉴于此，本申请创造性地提出一种热‑环境障碍涂层，其包括用于在基体表面由内至外依次设置的粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层。

[0046] 上述粘结层的成分包括Si和HfO2，HfO2在粘结层中的含量为10‑70wt％，优选为70wt％，此优选条件下对应的粘结层可称为“Si+70％HfO2层”。

[0047] 本申请中的热‑环境障碍复合涂层体系用Si+HfO2尤其是Si+70％HfO2代替第三代环境障碍涂层体系中以纯Si为粘结层，可有效避免当发动机服役环境温度超过硅的熔点温度(1400℃)时，以Si为主要成分的粘结层失效，导致涂层脱落进而无法保证对基体起到有效防护的问题。

[0048] 值得说明的是，上述粘结层中HfO2的含量需控制在10‑70wt％，若HfO2的含量低于10wt％，会造成粘结层的熔点与纯Si接近，不能满足更高温度的服役环境；若HfO2的含量高于70，会造成与基体热膨胀系数失配，从而导致涂层出现贯穿裂纹，为腐蚀物质提供通道。
本申请中将HfO2在粘结层中的含量设置为70wt％具有最佳的效果。更值得强调的是，本申请不以其它物质代替HfO2的原因在于：HfO2不仅能有效提高粘结层的熔点，而且与Si掺杂具有较好的热力学稳定性和良好的晶格匹配特性。

[0049] 上述第一陶瓷层的成分包括Yb2Si2O7，在本申请中亦可称为“Yb2Si2O7层”或“Yb2Si2O7中间层”。

[0050] 本申请以Yb2Si2O7中间层代替第三代环境障碍涂层体系中的莫来石层，可避免在高温腐蚀和恒温氧化过程中，莫来石层/Yb2SiO5层发生扩散反应，使莫来石层中产生热膨胀系数较大的Yb3Al5O12相，产生热不匹配现象并导致莫来石层产生分层。而本申请中Yb2Si2O7层热膨胀系数较低，且弹性模量较小、塑性变形能力良好，使之具有良好的抗裂纹扩展能力，将其作为第一陶瓷层可有效解决第三代环境障碍涂层体系中出现的上述问题。

[0051] 值得强调的是，本申请中以Yb2Si2O7而并非以其它同时含Yb和Si的氧化物作为中间层的原因在于：Yb2Si2O7热膨胀系数较低、弹性模量较小、塑性变形能力良好并具有良好的抗裂纹扩展能力。

[0052] 第二陶瓷层的成分包括Yb2SiO5，在本申请中亦可称为“Yb2SiO5层”。Yb2SiO5作为稀土硅酸盐具有良好的抗水氧腐蚀能力。

[0053] 上述隔热层的成分包括Gd2Zr2O7和Yb，在本申请中亦可称为“Gd2Zr2O7掺Yb层”。本申请中在Gd2Zr2O7中掺杂Yb，可较掺杂其它元素具有较低的热导率。

[0054] 通过设置该热导率较低的高承温隔热层，可有效阻挡能量的传递，保障整个热‑环境障碍涂层具有超高温承受能力。

[0055] 在可选的实施方式中，Yb在隔热层中的含量可以为5‑10wt％，该含量下，能够使涂层具有最低的热导率。

[0056] 本申请中，基体1的成分至少包括SiC陶瓷。在可选的实施方式中，基体例如可以为SiC陶瓷基体、Cf/SiC陶瓷基复合材料基体或SiCf/SiC陶瓷基复合材料基体。

[0057] 可参考地，上述粘结层、第一陶瓷层和第二陶瓷层的厚度均可以为30‑150μm，如30μm、50μm、80μm、100μm、120μm或150μm等。隔热层的厚度可以为60‑200μm，如60μm、80μm、100μm、120μm、150μm、180μm或200μm等。

[0058] 值得说明的是，若粘结层的厚度低于30μm，容易导致涂层结合强度不足，高于150μm容易导致涂层氧化。若第一陶瓷层的厚度低于30μm，容易导致抗裂纹扩展能力不足，高于150μm容易导致涂层因热应力而引起贯穿裂纹。若第二陶瓷层的厚度低于30μm，容易导致涂层抗水氧腐蚀能力不足，高于150μm容易导致涂层产生贯穿裂纹。若隔热层的厚度低于60μm，容易导致抗高温能力不足，高于200μm容易导致涂层热膨胀系数失配产生裂纹。

[0059] 相应地，本申请还提供了上述热‑环境障碍涂层的制备方法，例如可包括以下步骤：于基体的表面依次制备粘结层、第一陶瓷层、第二陶瓷层和隔热层。

[0060] 在制备粘结层之前，还包括对基体进行清洗和喷砂处理。具体可以(但不限于)是将基体依次用酒精和丙酮进行超声清洗，随后用刚玉在0.4MPa的压力下对清洗后的基体进行喷砂处理。

[0061] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备粘结层，粘结层的制备条件例如可包括：喷涂功率为50‑60kW(如50kW、52kW、55kW、58kW或60kW等)，氩气流量为90‑120NLPM(如90NLPM、100NLPM、110NLPM或120NLPM等)，氢气流量为3‑12NLPM(如3NLPM、5NLPM、6NLPM、8NLPM、10NLPM或12NLPM等)，基体温度为400‑500℃(如400℃、420℃、450℃、
480℃或500℃等)，送粉量为6‑10g/min(如6g/min、7g/min、8g/min、8.2g/min、9g/min或
10g/min等)，走枪速度为500‑1000mm/s(如500mm/s、600mm/s、800mm/s或1000mm/s等)，喷涂遍数为7‑21遍(如7遍、10遍、15遍、18遍或20遍等)，喷涂距离为350‑450mm(如350mm、380mm、
400mm、420mm或450mm等)。

[0062] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备第一陶瓷层，第一陶瓷层的制备条件例如可包括：喷涂功率为60‑70kW(如60kW、62kW、65kW、68kW或70kW等)，氩气流量为80‑110NPLM(如80NPLM、90NPLM、100NLPM或110NPLM等)，氦气流量为15‑30NPLM(如15NPLM、20NLPM、25NPLM或30NPLM等)，粘结层的温度为400‑500℃(如400℃、420℃、450℃、480℃或500℃等)，送粉量为10‑25g/min(如10g/min、15g/min、20g/min或25g/min等)，走枪速度为500‑1000mm/s(如500mm/s、600mm/s、800mm/s或1000mm/s等)，喷涂遍数为20‑30遍(如20遍、22遍、25遍、28遍或30遍等)，喷涂距离为900‑1100mm(如900mm、950mm、1000mm、1050mm或1100mm等)。

[0063] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备第二陶瓷层，第二陶瓷层的制备条件例如可包括：喷涂功率为60‑70kW(如60kW、62kW、65kW、68kW或70kW等)，氩气流量为100NLPM，氦气流量为15‑30NPLM(如15NPLM、20NLPM、25NPLM或30NPLM等)，第一陶瓷层的温度为400‑500℃(如400℃、420℃、450℃、480℃或500℃等)，送粉量为10‑25g/min(如10g/min、15g/min、20g/min或25g/min等)，走枪速度为500‑1000mm/s(如500mm/s、600mm/s、800mm/s或1000mm/s等)，喷涂遍数为20‑30遍(如20遍、22遍、25遍、28遍或30遍等)，喷涂距离为900‑1100mm(如900mm、950mm、1000mm、1050mm或1100mm等)。

[0064] 在可选的实施方式中，采用等离子喷涂‑物理气相沉积方式制备隔热层，隔热层的制备条件例如可包括：喷涂功率为60‑70kW(如60kW、62kW、65kW、68kW或70kW等)，氩气流量为20‑50NLPM(如20NLPM、25NLPM、30NLPM、35NLPM、40NLPM、45NLPM或50NLPM等)，氦气流量为50‑80NLPM(如50NLPM、55NLPM、60NLPM、65NLPM、70NLPM、75NLPM或80NLPM等)，氧气流量为
2NLPM，第二陶瓷层的温度为900‑950℃(如900℃、910℃、920℃、930℃或940℃等)，送粉量为3‑8g/min(如3g/min、3g/min、5g/min、6g/min、7g/min或8g/min等)，走枪速度为500‑
1000mm/s(如500mm/s、600mm/s、700mm/s、800mm/s、900mm/s或1000mm/s等)，喷涂遍数为
300‑500遍(如300遍、350遍、400遍、450遍或500遍等)，喷涂距离为900‑1100mm(如900mm、
950mm、1000mm、1050mm或1100mm等)。

[0065] 值得说明的是，上述制备过程中未提及的工艺参数和条件等可参照相应的现有技术，在此不做过多限定和赘述。

[0066] 承上，由此制备得到的热‑环境障碍涂层各涂层界面结合良好，具有良好的抗热震能力。

[0067] 此外，本申请还提供了上述热‑环境障碍涂层的应用，例如可将其用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层，从而可有效提高航空发动机或燃气轮机的高温水氧环境腐蚀性能及高温热震性能。

[0068] 相应地，本申请还保护具有上述热‑环境障碍涂层的航空发动机和燃气轮机。上述航空发动机和燃气轮机的具体结构等可参照现有技术，在此不做过多赘述。

[0069] 以下结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。

[0070] 实施例1

[0071] 本实施例提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0072] 以SiC陶瓷基体为基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗，采用刚玉砂砾在0.4MPa气压下对试样表面进行喷砂处理。

[0073] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在喷砂过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为50kW，氩气流量为90NLPM，氢气流量为3NLPM，基体温度为400℃，送粉量为6g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为7遍，喷涂距离为350mm。

[0074] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，粘结层温度为400℃，送粉量为
10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0075] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为400℃，送粉量为10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0076] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为20NLPM，氦气流量为50NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为900℃，送粉量为3g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为300遍，喷涂距离为950mm。

[0077] 最终形成四层结构的热‑环境障碍复合涂层体系。

[0078] 实施例2

[0079] 本实施例也提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0080] 以Cf/SiC陶瓷基复合材料基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗。

[0081] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在清洗过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为50kW，氩气流量为90NLPM，氢气流量为3NLPM，基体温度为400℃，送粉量为6g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为7遍，喷涂距离为350mm。

[0082] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，粘结层温度为400℃，送粉量为
10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0083] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为400℃，送粉量为10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0084] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为20NLPM，氦气流量为50NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为900℃，送粉量为3g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为300遍，喷涂距离为950mm。

[0085] 最终形成四层结构的热‑环境障碍复合涂层体系。

[0086] 实施例3

[0087] 本实施例也提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0088] 以SiCf/SiC陶瓷基复合材料为基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗。

[0089] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在清洗过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为50kW，氩气流量为90NLPM，氢气流量为3NLPM，基体温度为400℃，送粉量为6g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为7遍，喷涂距离为350mm。

[0090] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，粘结层温度为400℃，送粉量为
10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0091] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为80NLPM，氦气流量为15NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为400℃，送粉量为10g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为20遍，喷涂距离为950mm。

[0092] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为20NLPM，氦气流量为50NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为900℃，送粉量为3g/min，走枪速度为500mm/s，喷涂遍数为300遍，喷涂距离为950mm。

[0093] 最终形成四层结构的热‑环境障碍复合涂层体系。

[0094] 实施例4

[0095] 本实施例也提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0096] 以SiC陶瓷基体为基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗，采用刚玉砂砾在0.4MPa气压下对试样表面进行喷砂处理。

[0097] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在喷砂过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为110NLPM，氢气流量为11NLPM，基体温度为500℃，送粉量为9g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为21遍，喷涂距离为450mm。

[0098] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，粘结层温度为500℃，送粉量为
25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0099] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为68kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为500℃，送粉量为25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0100] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为50NLPM，氦气流量为80NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为950℃，送粉量为7g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为500遍，喷涂距离为1000mm。

[0101] 最终形成四层结构的热‑环境障碍复合涂层体系。

[0102] 实施例5

[0103] 本实施例也提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0104] 以Cf/SiC陶瓷基复合材料基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗。

[0105] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在清洗过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为110NLPM，氢气流量为11NLPM，基体温度为500℃，送粉量为9g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为21遍，喷涂距离为450mm。

[0106] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，粘结层温度为500℃，送粉量为
25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0107] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为68kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为500℃，送粉量为25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0108] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为50NLPM，氦气流量为80NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为950℃，送粉量为7g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为500遍，喷涂距离为1000mm。

[0109] 最终形成四层结构的热‑环境障碍复合涂层体系。

[0110] 实施例6

[0111] 本实施例也提供一种热‑环境障碍涂层及其制备方法，具体如下：

[0112] 以SiCf/SiC陶瓷基复合材料为基体，通过金刚石线切割加工成 的试样。使用酒精和丙酮依次对试样进行超声波清洗。

[0113] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积的方法在清洗过的试样表面制备厚度约50μm的Si+70％HfO2粘结层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Si+70％HfO2喷涂粉末(粒径为15～45μm)，喷涂功率为60kW，氩气流量为110NLPM，氢气流量为11NLPM，基体温度为500℃，送粉量为9g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为21遍，喷涂距离为450mm。

[0114] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述粘结层上制备厚度约为50μm的Yb2Si2O7中间层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2Si2O7喷涂粉末(粒径为15～50μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，粘结层温度为500℃，送粉量为
25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0115] 采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述中间层上制备厚度约为50μm的Yb2SiO5层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Yb2SiO5喷涂粉末(粒径为10～40μm)，喷涂功率为68kW，氩气流量为110NLPM，氦气流量为30NLPM，Yb2Si2O7中间层温度为500℃，送粉量为25g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为30遍，喷涂距离为1000mm。

[0116] 最后采用等离子喷涂‑物理气相沉积技术在上述Yb2SiO5层上制备厚度约为60μm的Gd2Zr2O7掺Yb陶瓷层，该过程的工艺条件如下：喷涂原料为Gd1.8Yb0.2Zr2O7喷涂粉末(粒径为11.6～35.8μm)，喷涂功率为67kW，氩气流量为50NLPM，氦气流量为80NLPM，氧气流量为
2NLPM，Yb2SiO5层温度为950℃，送粉量为7g/min，走枪速度为1000mm/s，喷涂遍数为500遍，喷涂距离为1000mm。

[0117] 最终形成四层结构的热/环境障碍复合涂层体系。

[0118] 实施例7

[0119] 本实施例与实施例3的区别在于：HfO2在粘结层中的含量为30wt％，其余条件均同实施例3。

[0120] 实施例8

[0121] 本实施例与实施例3的区别在于：HfO2在粘结层中的含量为50wt％，其余条件均同实施例3。

[0122] 试验例

[0123] (一)、形貌及界面结合观测

[0124] 以实施例4为例，将所得的热‑环境障碍复合涂层体系样品镶样后进行磨抛，然后在扫描电镜被散射模式(BSE)下观察该涂层体系截面形貌(如图1所示)，同时观察Yb2SiO5层4与Gd2Zr2O7掺Yb层5的界面结合情况(如图2所示)、Yb2Si2O7层3与Yb2SiO5层4的界面结合情况(如图3所示)、Si+70％HfO2层2与Yb2Si2O7层3的界面结合情况(如图4所示)及Si+70％HfO2层2与基体1的界面结合情况(如图5所示)。

[0125] 通过图1至图4可以看出：各涂层界面结合良好。

[0126] (二)、抗热震性能测试

[0127] 将实施例1‑8所得的热‑环境障碍复合涂层体系样品于1400℃的条件下进行热震实验，具体测试方法参照《YB/T 376.3‑2004》，其结果如下：

[0128] 实施例1：该涂层体系经45次热震实验后，由于基体开裂导致涂层开始出现剥削现象。

[0129] 实施例2：该涂层体系经55次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0130] 实施例3：该涂层体系经70次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0131] 实施例4：该涂层体系经40次热震实验后，由于基体开裂涂层开始出现剥削现象。

[0132] 实施例5：该涂层体系经50次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0133] 实施例6：该涂层体系经65次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0134] 实施例7：该涂层体系经55次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0135] 实施例8：该涂层体系经60次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0136] 对比例1

[0137] 以目前常见的第三代环境障碍涂层体系，其具体的结构层为Si/Mullite/Yb2SiO5涂层体系，各层的厚度为50μm/50μm/50μm。按与实施例1相同的条件进行热震实验，其结果显示：该涂层体系经40次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0138] 对比例2

[0139] 以Si代替实施例3中粘结层中的HfO2，其余条件均同实施例1，按与实施例1相同的条件进行热震实验，其结果显示：该涂层体系经30次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0140] 对比例3

[0141] 以Mullite代替实施例1中第一陶瓷层的Yb2Si2O7，其余条件均同实施例3，按与实施例3相同的条件进行热震实验，其结果显示：该涂层体系经50次热震实验后，涂层开始出现剥削现象。

[0142] 对比例4

[0143] 以Hf代替实施例1中隔热层中的Yb，其余条件均同实施例3，按与实施例3相同的条件进行热震实验，其结果显示：该涂层体系经35次热震实验后，涂层表面开始出现剥削现象。

[0144] 综上，本申请提供的热‑环境障碍涂层同时具有良好的抗高温水氧腐蚀性能及高温隔热性能，将其用作航空发动机或燃气轮机的防护涂层，能够有效避免涂层分层剥落失效的问题。该热‑环境障碍涂层的制备方法简单，条件可控，可工业化制备。

[0145] 以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。