随着大推力航空发动机向更高服役温度、更长服役寿命的方向发展，现有的热障涂层材料（TBCs）难以满足1200°C以上的长期服役需求，开发能够在1500℃稳定高效服役的TBCs成为亟待解决的核心难题。
昆明理工大学陈琳/冯晶团队构建了一种耐高温、高隔热的高熵钽酸盐涂层材料及其关键技术，采用大气等离子喷涂（APS）技术制备高隔热涂层，并实现其在1500°C燃气热冲刷服役环境下的高效热防护，为新型1500℃用高隔热钽酸盐热障涂层的研发及应用奠定技术基础和理论依据。
下一代氧化物热障涂层（TBCs）要求在1200°C以上温度长期稳定服役并为基底提供高效热防护，需同时具备低热导率、高热膨胀系数、高断裂韧性和优异的高温稳定性。昆明理工大学陈琳/冯晶团队深耕钽铌酸盐热防护涂层领域十余年，基于前期的研究成果成功开发高熵钽酸盐热障涂层，并通过1500°C热冲击、1150°C热疲劳和1100°C等温氧化三种典型工况的考核验证，系统揭示高熵钽酸盐热障涂层在1500℃力-热-化耦合的极端环境下的微观结构演变和失效机制，为高熵钽酸盐热障涂层的工程化应用提供指导。
研究亮点
（1）首次将高熵钽酸盐涂层的服役温度提升至1500°C，涂层在1500°C热冲击下可承受614次循环，在1150°C热疲劳下可承受12830次循环，在1100°C等温氧化下可稳定服役384小时，展现出优异的高温服役性能。
（2）揭示了两种不同的失效机制，建立了TGO厚度与涂层失效的定量关系模型，提出了临界h/R比值（0.32）作为涂层失效的判据，为热障涂层的寿命预测提供了理论依据。
（3）揭示了高熵钽酸盐热障涂层的低热导及高效热防护机理，在150μm厚度下即可实现超过200°C的隔热温降，为满足航空发动机叶片高隔热的需求提供可行的工程技术方案。
研究结果
该研究针对TBCs高温服役需求，采用多元高熵设计思路选取Yb2O3、Y2O3、Ta2O5、Nb2O5和ZrO2粉体经高温固相反应，喷雾造粒制成球形粉体。采用APS工艺成功制备出高熵钽酸盐热障涂层。系统研究设计了抗1500°C燃气热冲刷、1150°C热疲劳和1100°C等温氧化三种不同服役特性考核试验。并对考核过程中涂层的显微组织演变进行了深入分析。
在460次1500°C燃气热冲刷试验后，试样中部的陶瓷层出现少量剥落，但剥落面积低于20%。显微组织结构分析表明涂层在燃气热冲刷条件下的失效主要由陶瓷层和粘结层处反复热应力导致，这与传统YSZ涂层失效机制不同。在燃气热冲刷试验直到完全失效（614次循环）时，未出现贯穿连续的TGO，而是以内部氧化为主。
5000次1150°C热疲劳试验循环后，陶瓷层仅有轻微剥落且尚未出现贯通裂纹，表明涂层完整性良好，如图1。在12830次循环时形成贯穿整个陶瓷层的横向大裂纹，导致涂层中心区域发生明显剥落失效。在热疲劳工况下，涂层失效机制由单一的界面热应力主导转变为热应力与微结构演变耦合主导。当内部裂纹扩展与界面应力场作用相互叠加时，导致涂层的大面积剥落失效。
图1 1150℃热疲劳后涂层和粘结层的结构演变。（a1-2）5000次；（b1-3）9000次；（c）12830次。
384小时1100°C等温氧化试验后，涂层仍保持单相结构，表明高熵钽酸盐热障涂层在1100°C下具有优异的相稳定性。随着氧化时间延长，陶瓷层内部逐渐发生再结晶和致密化，原本由扁平层片（层熔颗粒）构成的多孔结构被部分重熔和重结晶的致密区域取代，孔隙和微裂纹明显减少，如图2所示。384小时后部分区域的TGO厚度可达30µm以上。该高熵陶瓷涂层在1100°C下未发生任何相变失效，失效并非由材料本征相稳定性不足引起，而主要归因于涂层结构逐渐致密导致的脆化及界面应力累积。
图2 涂层在1100℃下保持384小时后BC的结构演变，（a）结构特征；（b）384小时热处理后的EDS图；（c）图2（a）中使用的虚线矩形的含义
综合三种服役工况的结果，涂层失效机理呈现由“单一热应力主导”向“多因素协同主导”的转变。在热冲刷条件下，极端温度梯度造成的界面瞬态热应力是主导因素，涂层失效主要源于界面处应力集中引发的开裂剥落。而在热疲劳和等温氧化中，涂层内部组织演化与界面氧化行为相互耦合，共同决定了失效进程。如图3所示，通过多工况下失效模式的对比分析，本研究揭示了高熵陶瓷在极端热环境下的独特失效机理，即从界面主导到界面-结构双重主导的演变过程。这一发现为深入理解TBCs在不同服役条件下的失效行为提供了新的视角。
图3 钽酸盐HEC涂层经服役特性考核后的微观结构演变和失效机制，（a）-（c）TBCs传统失效机制；（d）陶瓷涂层内部热应力估算示意图；（e）和（f）钽酸盐HEC涂层在1500 ℃热冲击下的失效机制；（g）-（i）钽酸盐HEC涂层在1150 ℃热疲劳下的失效机制。
来源：昆明理工大学官网
