毛卫国，苏 鹏，张 瑜，周 孟，吴多锦

(1.无损检测技术教育部重点实验室(南昌航空大学)，南昌330063;2.湘潭大学材料与光电物理学院，低维材料及其应用技术教育部重点实验室，湖南湘潭411105)

0 引言

近年来，随着航空燃气涡轮发动机向高流量比、高推重比、高进口温度方向发展，燃烧室中的燃气温度不断提高，具有良好的隔热效果与高温抗氧化性能的热障涂层材料得到了广泛的应用［1］。热障涂层材料体系可降低高温部件(尤其是涡轮叶片)的工作温度，减弱其受高温腐蚀和高温氧化的影响，进而提高了航空发动机燃气温度和热效率，明显延长了高温部件的使用寿命［2］。热障涂层体系是一个典型的多层复合系统，一般包括4层材料:耐高温镍基合金基底(Nisuperalloy Substrate)、过渡层(NiCrAlY)、热生长氧化层(Thermally Grown Oxide，TGO)和陶瓷涂层(含质量分数为8%Y2O3的ZrO2，8YSZ)，如图1 所示［1］。

图1 热障涂层系统微观界面结构示意图［1］Fig.1 Schematic illustration of interface microstructure of thermal barrier coating system ［1］

然而，在实际服役环境中，由于材料参数不匹配、高温氧化、高温冲蚀、高温烧结等因素的影响，热障陶瓷涂层与金属基底之间的界面失效和开裂剥落一直是限制该技术广泛应用的瓶颈问题［1］，其中，不断积累的压缩应力导致涂层界面屈曲失效是热障涂层体系主要的破坏模式之一［3］。由于热障涂层体系本身的复杂性和测试环境的恶劣性，目前有关专门研究热障涂层体系界面屈曲破坏的研究工作较少。因此，以等离子喷涂工艺制备的空心圆柱体热障涂层体系为研究对象，采用数字图像相关技术，在高温环境下对热障涂层体系的界面屈曲破坏进行实验研究，讨论界面屈曲破坏机制，并研究出一种壳体结构涂层体系界面屈曲失效的热力环境加速实验方法。……