热障涂层服役温度测试与隔热机理

张凯荣 ， 徐 毅， 刘梅军 ， 杨冠军

(1.西安交通大学金属材料强度国家重点实验室， 陕西 西安 710049；2.中国航发四川燃气涡轮研究院， 绵阳 四川 610599；3.北京航空航天大学航空发动机研究院， 北京 102206)

0 前 言

航空发动机涡轮进口温度是评价发动机性能的重要指标，第四代航空发动机涡轮进口温度已达1700℃，新一代航空发动机涡轮入口温度预计超过1 800℃。 作为发动机涡轮叶片主要材料的镍基高温合金，其能承受的温度峰值约在1100 ℃附近，远不及燃气温度。 涡轮叶片在高温、高压环境下工作，准确测量其表面温度，能够正确评估发动机的工作状态，也能够为叶片的高温防护提供指导。 热障涂层(TBC)作为涂层防护手段中的关键技术，为发动机的热防护起到重要作用，通过温度测定来分析TBC 表面温度分布与界面温度分布，合理设计TBC 是实现叶片高温防护的重要环节[1，2]。 TBC 通过自身的孔隙结构和低的热导率，可达到降低热流到达基体表面温度的效果，而要准确获取TBC 在实际工况中的降温效果，则需要准确测量在发动机运行过程中TBC 表面及界面的温度，获取表/界面温度差数据，才能更好地指导新结构、新材料、高性能的TBC 设计。

在对涡轮叶片的实时监测研究中，动态连续温度测定是其中尤为重要的一项，根据是否为动态连续测温，可以将现有测温法分为动态连续测温和静态非连续测温。 其中红外辐射、荧光、填埋式热电偶、光纤、薄膜热电偶测温技术为动态连续测温，晶体、示温漆测温技术为静态非连续测温。 在国内外的现有研究中，根据是否与基体直接接触，将测温系统分为接触式和非接触式两大类，非接触式测温主要有红外辐射、荧光测温技术，接触式测温有填埋式热电偶、示温漆、晶体、光纤、薄膜热电偶测温技术等。

由于发动机叶片工作环境复杂，尤其对于涂层温度的测量，测温系统的稳定性、准确性、高效率、长寿命都是影响测温准确性的重要因素。 本文主要综述国内外关于航空发动机温度测定的研究现状，并根据测温原理对适用于叶片测温的技术进行了划分，并讨论了适用于TBC 表面与界面的测温方法，在此基础上，对TBC 隔热机理进行了阐述，并对测温发展方向进行了总结和展望。

1 发动机热端部件测温的迫切需求

在发动机的服役过程中，TBC 作为热防护涂层可以提升热端部件的工作效率及工作寿命。 如图1 所示，TBC 主要由顶层陶瓷层和底层金属粘结层组成，由于TBC 的特殊孔隙结构，使其在热流冲刷下表现出理想的隔热效果[3，4]，低热导率TBC 可降低热端部件温度80～150 ℃。 然而，TBC 在实际服役过程中的隔热效果需要测温数据的精确验证，如获取TBC 的表面温度及涂层间的界面温度，从而得到TBC 的具体隔热数值，以验证涂层设计是否达到要求，并指导涂层的设计与制备。 在TBC 系统中，涂层材料的选择、涂层厚度、结构及制备方法的选择对其隔热性能的影响很大，提升TBC 的隔热性能需要针对这些参数及方法进行改进，而准确获得相关温度数据是改进的前提。 可以通过光学测温测量涂层表面温度，如红外辐射、荧光、晶体、光纤测温技术，或热致变测温，如示温漆测温技术，或热电测温技术。 与只测量表面温度不同，针对TBC 系统的测温还要求在涂层界面处获取相关温度数据，在现有测温技术中，以热电原理为基础的热电偶测温法，可以通过气相沉积法在涂层表面和界面处制备薄膜热电偶，通过热电信号的传输与转换，成功获取测温数据。

图1 TBC 结构示意图[3]Fig.1 Schematic diagram of thermal barrier coating structure[3]

根据测温原理可以将已有测温法分为以下几类:光学测温如红外辐射、荧光、晶体、光纤测温技术；热致变测温，如示温漆测温技术；热电测温，如填埋式热电偶、薄膜热电偶测温技术。 其中，光学测温法和热致变测温只能测量部件的表面温度，而热电测温可以对界面处的温度进行测定。 针对不同的测温场景，可以使用不同原理的测温方法，例如，针对发动机整体的温度分布，可采用视野和测量范围较为宽泛的光学测温原理的红外辐射测温法。 使用光学测温原理的晶体测温法或热致变测温原理的示温漆测温法，可得到发动机热端部件在使用过程中的最高温度。 使用热电原理的热电偶测温法可实现对某小部分区域的精确测温。 针对不同需求采用不同的测温法从而实现科学和效益上的最优化。

热端部件处于高温环境，其新材料的研发、结构的优化或防护涂层的设计，都需要温度的测定予以佐证。特别是对于处于复杂环境的发动机，温度场分布是进行研究的重要依据。 稳定、动态、精确的温度测定对航空发动机及工业产品的升级不可或缺，对航空产业的发展具有理论和现实意义。 尽管航空发动机经过大量实验验证具有很高的可靠性，但在运行过程中，由于多种因素还会出现失效情况，因此，对发动机的温度实时监控也是保证航空安全的重要内容。

2 基于光学原理的测温技术

基于光学原理的测温技术主要包括红外辐射、荧光、晶体、光纤测温技术，利用光学原理进行测温灵敏度高、响应快，但容易受到环境干扰。 光学原理测温法可以针对部件表面温度进行测定。

红外测温属于非接触式测温法的典型代表，当物体温度高于绝对零度时，会向外释放辐射能量，红外测温就是利用这一现象，通过探测仪接收这种辐射出来的能量，将其转化为电信号，最终通过信号处理器经过一定的算法实现实时测温。 普朗克黑体辐射是德国科学家普朗克根据量子理论提出的用于研究红外辐射分布规律的理论，辐射能量与温度关系符合普朗克黑体辐射定律即[5]:

式中，R0(λ，T)表示温度为T、波长为λ时的光谱辐射度，c是真空中的光速，ν为频率，C1、C2为第一、二辐射常数，λ为物体的辐射波长，T为物体的绝对温度。

图2 是一种辐射测温光学系统，模拟实现动态测温的示意图[6]，为不断旋转的叶片测温提供了思路。图2 中1、4、5 和8 均为反射镜，2 为激光器，3 为透镜组，6 为滤光片，7 为光电对管，9 为圆盘。

图2 动态辐射扫描测温仪光学系统[6]Fig.2 Optical system of dynamic radiation scanning thermometer[6]

红外辐射测温法包括亮度、比色、全辐射及多波长测温法[7]。 研究人员利用红外辐射计成功地对发动机涡轮叶片的前缘和叶盆实现了温度场的测量[8]。 为了得到可靠数据，有学者建立了一种可定量预测飞行器的红外特征及传感器的响应模型，为高超音速飞行器提供了重要模型数据[9]。 通过计算机模拟和实验，提出了一种在具有不同温度和低发射率表面的封闭燃气轮机环境中修正误差的方法，模型如图3 所示，为一种多叶片的三维仿真模型，辐射接收系统设置在相邻叶片间，当叶片以规则的间隔位移时，高温计从叶片处于其当前位置时的叶片前缘开始扫描到叶片后缘附近区域。 仿真结果表明，该算法的实现误差小于1%[10]。实际工作时，发动机内部复杂的环境影响测温精确性，研究人员研究了短波红外(SWIR)在烟雾和雾霾中的穿透能力及成像技术，提出了时间延迟和数字积累(TDDA)方法，改善了系统的非均匀性，这对在复杂环境中红外测温技术的发展有重要意义[11]。 在高温环境中，红外辐射测温法的准确性与材料本身的发射率密切相关，材料的成分、形状、表面状态、温度、氧化程度、颜色等决定了发射率的大小，因此，通过对不同温度条件下涡轮叶片的发射率进行测量，才能准确获得叶片表面温度。 针对不同测量条件，结合短波下反射法测量精度高和长波下定义法测量精度高的特点，提出了一种混合测量发射率的技术，实验结果显示可以将测量的不确定度控制在2%以内[12]。

图3 红外系统高温计模型[10]Fig.3 Infrared system pyrometer model [10]

红外辐射测温法灵敏度高、响应快、监控范围广，相比于接触式的测温方法，对待测表面的结构和物理场影响小，不需要对待测表面进行处理。 红外测温发展受限于以下几点:一是不同的材料会产生不同的辐射率，且辐射率会随所处环境发生变化；二是发动机燃烧室内条件恶劣，存在烟雾等遮挡气氛，这使得红外测温难以对此类复杂温度场实现精确测量[13]；三是涡轮叶片构造复杂且处于高速旋转状态，部分位置难以测量。

荧光测温是一种非干涉式的测温手段，需要在待测表面涂覆一层涂料，称为温度敏感涂料(TSP)，这种涂料可以在激光(通常为紫外光或者X 射线)或者高温的激发下发出荧光，荧光接收器在接收到荧光后，通过图像处理系统进行函数分析得出相应的温度场，也被称为激光诱导荧光法[14]。 此方法精度高、响应时间短、空间分辨率高，但是需要发射器和接收器精确配合才能完成测温工作。 图4 为一种发射光谱高温测量实验装置示意图，通过二色向镜将激光束引导至熔炉内，在监测端，球形透镜采集发光信号并将其聚焦在光谱仪的输入区域内[15]，不同温度下材料的相、形状和尺寸分布以及光致发光强度存在显著差异，最终通过发光光谱获取温度信息，这一过程需要各器件的严密配合。

图4 发射光谱高温测量实验装置示意图[15]Fig.4 Schematic diagram of the experimental setup for high temperature measurements of the emission spectra[15]

TSP 通常配合绝缘层等进行测温工作，对在高超音速风洞环境中获得待测表面热通量的数据进行分析发现，系统响应时间足够小，并且对低导电率基体所测得的数据误差更小，一种TSP 涂料、薄热阻层和基底的典型组合如图5 所示。 图5 中q代表热流，T1代表薄膜表面温度，T2代表基体温度[16]。 通过将稀土元素直接掺杂在涂层内部，形成磷光体的稀土元素化合物，以此进行远程测温也成为荧光测温的一种方式。 研究发现通过将铕作为固溶体发色团掺杂剂掺杂于TBC 中进行测温，掺杂后的涂层对温度最高显示可达1 200 ℃，这为测量发动机表面TBC 的工作温度提供了良好途径[17]。 荧光测温法是一种非接触式的测温法，具有宽量程、高精度、重复性好等特点。 受限于发光材料及测量位置，未来应在荧光涂料和测温方式这2 个方向进行重点研究。

图5 TSP 涂料、薄热阻层和基底的典型组合[16]Fig.5 Typical combinations of a TSP paint， a thin thermal resistance layer and a substrate[16]

晶体测温是利用晶体缺陷在高温环境中发生变化实现的，属于接触式瞬态测温法。 经过高能辐照的晶体会产生晶体缺陷，这种缺陷在高温环境中会部分恢复，最终通过测量剩余缺陷浓度实现温度的测量。 有学者利用共聚焦显微拉曼光谱研究了辐照下SiC 中子的结构损伤，较高的辐照量可以增加石墨团簇的产量，缺陷诱导的声子约束效应导致了光学声子峰的非对称展宽和明显的尾部[18]。 这些结构的变化可以反映在晶体物性的变化中，从而佐证晶体内部缺陷的变动，为晶体测温提供基础[19]。

光纤作为一种良好的光传导工具，对光传输的损耗极低，常见的光纤材料石英由于其耐高温的特性可用于制备高温传感器。 目前应用最广泛的光纤辐射测温，需要在光纤测温端制备一种耐高温的黑体腔，黑体腔在测温时与热源接触，并在受热后发出光信号通过光纤传输至探测器，最终经过处理得到温度数据[20，21]。光纤测温量程宽、分辨率高、灵敏度高，但传感器体积较大、测温系统复杂、相关材料研发进展较慢，还需更多的考核验证实验。

利用光学原理进行测温的方法具有高灵敏度、快响应的特点，但受制于测温环境干扰，应用受限。 红外测温受材料及测量环境影响，精度难以保证，且在复杂的涡轮叶片结构内部，难以实现全方位的测量。 荧光测温具有宽量程、高精度、重复性好的特点，但在荧光材料方面的研究进展缓慢。 晶体测温无法实现动态连续的测温要求。 光纤测温的精度和灵敏度高，但测温系统复杂，不适用于复杂的测温环境。 对TBC 涂层测温来讲，光学原理测温法目前只适用于TBC 的表面测温。

3 热致变原理测温技术

热致变原理在航空发动机测温技术的应用体现在示温漆测温法，其只能针对热端部件的表面温度进行测定。

示温漆测温法是一种常见的非干涉式的测量方法，常采用热致变这种功能性材料制成，原理是通过示温材料经过高温暴露后颜色的变化来判断所处环境的温度，属于静态非连续测温法。 由于示温漆具有不需要单独引线、不破坏待测物体表面形状、测量结果直观、成本低、所需附加设备少、可用于大面积测量等其它测温法不具备的优势，常被用于航空航天等领域器件表面温度的测量[22]。

如图6 所示，研究人员利用不可逆示温漆对高压涡轮导向器的表面温度进行测量，采用标准试片等温线温度值对实验结果进行判定，判读精度可达±10 ℃[23]。

在测温完成后，需要对示温漆进行颜色的读取和比对，第一种方法，即原始方法，是凭借人的视觉系统进行人工直读，这种方法凭借经验判断，操作简单，但误差较大[24]。 第二种方法，通过色彩色差分析仪进行颜色的判读属于半自动的方式，精度较于人工直读有大幅提升。 第三种方法是借助于计算机数据处理系统的发展，对制成的标准样片进行颜色拾取，通过大量的数据运算与数据库中的资料进行比对，最后绘制温区并输出数据。 有学者利用3D 扫描技术及图像处理技术对不可逆示温漆进行了较为准确的测量[25]。 随着近年来信息技术的不断发展，示温漆自动判读及图像处理研究不断深入。

尽管示温漆安装方便，成本可控，但组装与剥离示温漆花费大量时间，且不能进行实时监控，温度分辨率较差。 因此示温漆的相关应用受限，未来示温漆应朝着高附着力、高显色度和多变色层方向发展，颜色处理系统也应向着更智能化和精细化方向发展。 对TBC 涂层温度的测量，热致变原理测温法在进行层间测温时需要对涂层进行破坏处理，才能得到温度数据。 因此，热致变原理测温法只能应用于TBC 涂层的表面温度测量。

4 热电原理测温技术

热电原理测温技术包括填埋式热电偶、薄膜热电偶测温技术，热电原理即热电效应原理，是指异种材料由于温度差异在内部产生电荷移动的一种现象，最典型的应用为热电偶。 其可以同时进行涂层表面和界面的温度测定。

热电偶传感器的工作原理是基于塞贝克效应(热电效应)进行温度测定，属于一种接触式的测温方法，是将2 种成分不同的导体组合成闭合回路，当端点存在温差时闭合回路产生电动势，通过测量电势，最终得到待测部件的温度，原理如图7 所示[26]。 由于热电偶传感器的精度高、稳定性好，能满足实时动态测温的需求，因此被广泛应用于航空发动机的动态测温中。

图7 热电偶原理图[26]Fig.7 Schematic diagram of thermocouples[26]

使用填埋式热电偶时通常直接将热电偶传感器黏附在待测物体表面，或通过在待测表面进行开槽，将热电偶丝埋入，最后将表面焊死。 研究者采用激光熔覆的方法将K 型热电偶传感器嵌入在TBC 陶瓷层(YSZ/氧化钇部分稳定氧化锆)中，实现了从环境温度到450℃的温度响应，塞贝克系数与商用K 型热电偶相近[27]。 图8 展示了一种填埋式热电偶实物图，叶片表面的热电偶突起较为明显，一定程度上破坏了叶片表面的物理场[28]。 在高温环境中填埋式热电偶寿命较短，安装会形成应力集中，影响基体材料的力学性能，因此近年来应用较少。

薄膜热电偶作为一种接触式的测温方法，工作原理与传统热电偶类似。 相比于传统填埋式热电偶，薄膜热电偶在二维方向上的尺寸很小，只有几到十几微米，甚至不到1 μm，因此响应速度快，位置灵活，并且对涡轮叶片温度场的影响甚微，近年来应用广泛。 通常采用气相沉积或磁控溅射的方法将薄膜热电偶沉积在待测部件的表面或涂层内部。 常见薄膜热电偶结构有T、K、S 型[29]。

早在1966 年就有学者采用真空沉积法制备简易的薄膜热电偶，热电偶由常见的镍、铁、铜、康铜、铬镍和铝镍合金制成，由于技术限制，测量误差较大[30]。 另有研究人员采用射频溅射技术在氧化铝和莫来石表面制备了铂和钯薄膜热电偶，试验证明在1 000 ℃条件下其具有良好的稳定性，但高温暴露后在显微镜下观察发现薄膜发生了脱落[31]。 基于陶瓷基体的钨铼薄膜热电偶，发现设计优化可以有效降低因热应力不匹配引起的薄膜损伤，其热电偶传感器结构设计如图9 所示[22]。 研究人员采用射频磁控溅射法制备了NiCr 和NiSi 薄膜热电偶，随后对其进行真空退火，发现薄膜热电偶的热电性能和稳定性有一定程度的提升[32]。

图9 钨铼薄膜热电偶结构设计图[26]Fig.9 Design diagram of tungsten rhenium thin film thermocouple structure[26]

由于金属材料暴露在高温环境中会发生氧化等问题，因此，近年来许多学者使用陶瓷类材料制备薄膜热电偶。 陶瓷薄膜热电偶具有良好的稳定性以及热电性能，且陶瓷比金属更耐高温。 研究者通过射频溅射法将陶瓷热电偶沉积在氧化铝基体上，制备出了可以承受1 250 ℃的氧化铟锡(ITO)陶瓷薄膜热电偶，但其热电性能不理想[33]。 随后在2010 年同一批研究人员发现掺杂氮的ITO 与NiCoCrAlY/Al2O3组成的热电偶的塞贝克系数高且稳定[34]。 2013 年，有学者通过研究氮等离子处理对薄膜热电偶烧结动力学和相关致密化的影响，得到的薄膜热电偶与商用K 型热电偶具有相同漂移速率[35]。 在利用传统热电偶材料方面，研究人员采用直流磁控溅射法和掩膜图形化技术在镍基合金上制备了多层结构的NiCr-NiSi 型薄膜热电偶，所制备的薄膜热电偶的塞贝克系数可达到37 μV/K[36]。 随着发动机环境温度的不断提升，高温薄膜热电偶的相关研究也有开展，有学者利用微机电系统制备了铂-铂铑薄膜热电偶，其静态标定曲线线性度较好，最高测定温度可达1 300 K[37]。

进一步研究发现，对薄膜热电偶进行后处理，可以有效提高其热稳定性。 研究人员采用富氮等离子体反应溅射法制备了氮掺杂的氮掺杂氧化铟(InON)和铟锡氧化物(ITON)薄膜，发现采用氮气/空气退火会提高ITO 陶瓷薄膜热电偶的高温稳定性，这对改善此类陶瓷薄膜热电偶的热电性能具有重要意义[38]。 此外，研究人员采用射频磁控溅射技术在氧化铝陶瓷基体上制备ITO 型薄膜热电偶，随后对薄膜热电偶在500～1 100 ℃温度范围进行退火处理，发现退火温度对ITO 型薄膜热电偶的稳定性有显著影响，其中在1 000 ℃下退火后ITO 的稳定性最高，塞贝克系数可达77.73 μV/K[39]。通过不同退火工艺对WRe26-In2O3[WRe26(钨-26%铼)和In2O3热电材料]薄膜热电偶进行处理，也佐证了退火处理对薄膜热电偶热电性能有显著影响的观点[40]。 另外，有研究人员通过在InON 薄膜电极中引入不同含量的氮得到具有良好热电系数稳定性的薄膜热电偶[41]。

薄膜热电偶由于在厚度方向上尺寸很小，在制备时容易出现不连续不均匀等现象，且气相沉积法在对复杂基体表面进行操作时有一定的难度，而发动机涡轮叶片为不规则复杂曲面，这使得此方法在制备热电偶的应用中存在一定的困难。

热电原理测温法具有宽量程、高精度、快响应、可动态测量的特点，且测温位置灵活多变，可根据测温要求将测温点制备于待测部件的任意位置。 相较于破坏性较大的填埋热电偶，薄膜热电偶对待测部件的热流扰动小，且不会降低部件的力学性能。 对TBC 系统来说，热电原理测温法可以测量涂层层间任意位置的温度，可以测量不同涂层上下表面的温度，可考察验证涂层的有效性。

5 TBC 隔热机理及性能优化

对TBC 表/界面温度测定及隔热机理的研究，是指导TBC 结构设计的前提。 为研究TBC 在热端部件的作用效果，通过建立如图10 所示的TBC-金属基体一维导热-对流换热模型，对TBC 的隔热进行评价。 如图10 所示，模型中的传热过程包括:高温燃气(温度为Tg)与TBC 表面的传热或与金属基体表面的直接传热、TBC 内部导热(TBC 表面温度为T′w3、内表面温度为T′w2)、TBC 与金属基体表面的导热、金属基体(其中d2为金属基体厚度，λ2为金属基体导热系数)内部导热(无热障涂层时，高温端温度为Tw2，低温端温度为Tw1；有热障涂层时，高温端温度为T'w2，低温端温度为T'w1)、金属基体与冷却气(温度为Tc)传热。 分析计算结果发现，当d1/λ1-1/h1≥0(其中d1为TBC 厚度，λ1为TBC 导热系数，h1为燃气侧的表面传热系数临界值)，TBC 可以起到隔热作用，而d1/λ1-1/h1＜0 时，h1存在临界值，只有当TBC 的燃气侧表面传热系数h1′小于该临界值，TBC 才能发挥隔热作用。h1受涂层热阻及无涂层时燃气侧表面传热系数的影响，当涂层自身热阻大于无涂层时燃气侧换热热阻时，涂层的存在可降低金属叶片的外表面温度，以起到隔热的作用[42]。因此，通过涂层结构设计提高涂层自身热阻，降低涂层热导率，是提高涂层隔热性能的前提。

图10 TBC 换热模型[42]Fig.10 TBC heat transfer model[42]

此外，采用第一性原理可初步对所选材料进行本征热导率的计算，以验证材料热导率是否符合设计要求。 研究者利用密度泛函理论，研究了二维Ga2O3(100)的晶格动力学和热传输机理，发现该材料具有降低晶格热导率的固有特征，为热管理领域的应用提供了可替代材料[43]。 基于计算机模拟的发展，利用有限元等计算可初步模拟TBC 隔热效率及涂层在一定条件下的结构演变。 为探究多尺度孔隙TBC 在高温环境下的热导率演变机制，研究者建立了具有微米、纳米多尺度孔隙的TBC 模型，结果显示涂层热导率随着孔隙尺度的增大而下降[44]。 通过理论模型的建立，采用有限元分析可预测含有微裂纹TBC 的裂纹扩展方向，从而揭示材料内部微观结构向宏观开裂的演变过程和规律[45]。

目前，用于制备TBC 的热喷涂法有大气等离子喷涂法(APS)及电子束物理气相沉积法(EB-PVD)两大类。 APS 作为重要的热喷涂技术，原理是利用等离子热源将待喷涂材料加热至熔融或半熔融状态，使其以高速状态沉积附着在基体表面，形成具有层间孔隙的层状结构涂层，此类涂层由于层间孔隙的存在，往往被认为具有较低的热导率[46，47]。 如图11 所示，APS 制备的TBC 陶瓷涂层具有典型的气固两相结构:涂层材料以固态扁平粒子的形式进行堆叠，其间分布有多尺度、多形貌孔隙，陶瓷层这种特殊的孔隙结构也是其产生隔热效果的主要原因[48]。

图11 APS 制备的TBC 结构[47]Fig.11 Structure of TBC prepared by APS[47]

与APS 所制备的涂层结构不同的是，EB-PVD 涂层呈现出柱状结构，如图12 所示，这种存在纵向孔隙的柱状结构使涂层的应变容限提升，从而延长了涂层在高应力涡轮部件上的使用寿命[49]。 研究表明，EBPVD 柱状涂层热导率大致在1.5 ～2.0 W/(m·K)，而APS 层状涂层的热导率在1.0 ～1.2 W/(m·K)范围附近[50]。 这是由于EB-PVD 贯穿式孔隙与连续柱状实体结构的存在，导致所制备涂层的热导率高于APS。

图12 EB-PVD TBC 截面形貌[49]Fig.12 Cross-sectional morphology of EB-PVD TBC[49]

等离子-物理气相沉积(PS-PVD)工艺结合了APS和EB-PVD 2 种喷涂工艺的优点，可同时实现低热导率和高热变容限TBC 的制备[51]。 通过调控送粉率、等离子气体构成、沉积距离、喷涂时基体温度等工艺参数[52-54]，PS-PVD可制备结构具有一定差异的涂层，包括与APS 涂层相似的层状涂层，与EB-PVD 涂层相似的柱状涂层，以及同时具有层状及柱状结构的混合结构涂层，以实现优异的综合性能。

PS-PVD 喷涂时，工艺参数的调控影响待沉积材料在射流中的运输状态，从而决定沉积单元的形态，沉积单元的形态又决定涂层的结构和相态。 因此通过调节PS-PVD 工艺参数，可实现喷涂时沉积单元的可控调节，最终实现对涂层结构的有效调控，以获得符合预期性能的TBC。 为进一步研究PS-PVD 对TBC 性能的可控调节，Liu 等[55，56]建立光学发射光谱(OES)系统对PS-PVD 喷涂射流特性进行研究。 结果发现，通过调控送粉率及粉末初始尺寸，可实现材料的相态转变，最终表现在涂层的结构转变，相关研究对TBC 制备前工艺参数的选择具有重要的指导意义。 图13 展示了一种利用PS-PVD 制备的树枝样柱状涂层[57]，与传统EBPVD 涂层的柱状结构不同的是，这种柱状结构存在类似于枝状的特殊结构，这种不连续的枝状结构使得涂层的热导率进一步降低，而贯穿式的纵向孔隙又使涂层的应变容限有所提升，这种具有综合性能的涂层将是下一步研究的重点。

图13 PS-PVD 柱状结构涂层[57]Fig.13 PS-PVD cylindrical structure coating[57]

TBC 的结构、自身性能、表面质量、内部缺陷等都影响其使用性能。 研究发现，涂层表面粗糙度影响陶瓷层-气体界面热导率，表面粗糙度的增加会增大涂层与热流的实际接触面积，从而引起固气界面导热系数的增大[58]。 在制备和使用过程中，孔隙和微裂纹等缺陷会被引入涂层内部，TBC 在高低温环境工作时，孔隙、微裂纹等缺陷会不断扩大，最终导致涂层开裂失效，特别是在粘结层中，部分组元会沿着裂纹缝隙向高温区扩散，直至在粘结层表面生成大量金属氧化物，影响涂层寿命[59]。 TBC 陶瓷层在经过长时间的高温暴露后，涂层内部会发生相变和烧结，其中相变会使材料体积膨胀引起涂层失效。 而烧结会使涂层内部微观孔隙愈合，导致涂层钢化，引起热导率和弹性模量大幅增加。 相变和烧结都会使涂层隔热性能下降[60，61]。

TBC 的结构是影响其隔热性能的重要因素，通过模拟计算，可以初步分析材料的热导率及涂层的隔热效率，并能对涂层在使用过程中的结果演变做出预测。TBC 陶瓷层通过独特的孔隙结构实现较低的热导率，通过不同的涂层制备工艺，得到层状、柱状、树枝状的结构，以实现不同的隔热效果。 其中树枝状的涂层兼顾了低热导率和高热变容限的特点，是陶瓷层结构研究的重要方向。 TBC 涂层表面、层间的温度测量，可以有效指导涂层的材料选择、结构设计及制备工艺选择，且在涂层功能有效性的考察验证中具有重要作用。

6 总结与展望

高性能TBC 设计研发是提升发动机工作效率的重要环节，通过对发动机热端部件表/界面温度的准确测量，可以得到部件表/界面温度的具体分布，以便更好地优化设计高隔热性能TBC 结构，从而延长部件寿命。因此，航空发动机工作温度的测定对涂层结构设计至关重要。

(1)基于光学原理、热致变原理与热电原理的测温技术，可以对TBC 的表面与界面温度进行测量。 光学原理中光纤和晶体测温随着光学技术的发展逐渐流行，荧光和红外通过光电转化进行测温工作也取得了一定的成果，利用光学原理的测温技术可以对涂层或基体的表面温度进行测量。 利用热致变原理的示温漆测温法操作简单，常被用于实际的测温工作，但由于不能实现动态连续测温在应用中受到限制，且只能用于测量部件或涂层的表面温度。 热电原理中，填埋式热电偶尺寸过大影响热流分布，薄膜热电偶对基体影响小，应用最为广泛，成为研究热点，利用热电原理的测温技术可以同时实现对涂层或基体的表/界面温度测量。

(2)TBC 的隔热性能是其重要的评价指标，通过APS 制备的TBC 具有典型的层状结构，可以有效降低涂层的热导率。 通过EB-PVD 制备的TBC 具有更高的应变容限，但由于贯穿式孔隙与连续柱状实体结构的存在，导致所制备涂层的热导率高于APS。 PS-PVD 热喷涂工艺结合了APS 和EB-PVD 2 种工艺的优点，可制备低热导率和高热变容限TBC。 在制备涂层的过程中，应用测温技术对涂层表/界面温度分布进行测量，可对涂层的结构设计起到指导作用，以设计出具有高隔热性能的涂层。

未来的航空发动机的测温方法将向着高精度、高稳定性、低延迟、零干扰和智能化的方向发展，这种动态测温的研究应用将为航空发动机的研发和维护提供有效且可靠的数据支持，并在一定程度上加强了飞行器的安全运行。 测温考核也是高性能TBC 设计的重要环节，为适应更恶劣的服役环境，具有高应变容限、高隔热、强抗蚀、低扰动的综合性能的TBC 将成为研究的重要方向。 借助测温技术测量涂层表/界面温度分布，TBC 的温度测定将更加科学准确，对其结构设计研发具有重要意义。