新一代高推重比航空發動機的發展，必然導致航空發動機中燃氣溫度的提高，相應造成高壓渦輪熱端部件表面溫度的提高。高推重比航空發動機熱端部件表面溫度將達到1400℃以上[1]，這遠遠超過了現有高溫合金材料所能承受的溫度范圍。SiC陶瓷基復合材料具有耐高溫（長期使用溫度最高達到1650℃）、低密度、高強度、高模量、抗氧化、抗燒蝕、對裂紋不敏感等特點，成為可以取代高溫合金的最有潛力的熱結構材料。該材料可以使航空發動機大幅度減重，減少燃氣和冷卻空氣量，提高推重比。在航空發動機上，SiC陶瓷基復合材料主要應用于熱端部件，如尾噴管、燃燒室/加力燃燒室、渦輪等，該材料可以提高工作溫度達到200~500℃，結構減重30%~50%，已成為航空發動機提高推重比的關鍵熱結構材料之一。

    在發動機工作環境下，高溫、腐蝕介質、燃氣沖刷以及復雜應力環境等多因素交互作用，SiC陶瓷基復合材料表面穩定性急劇惡化，成為制約其應用于航空發動機熱端部件的主要因素之一。環境障涂層（Environmental Barrier Coatings, EBC）可以有效解決這一難題，成為SiC陶瓷基復合材料應用于高推重比航空發動機熱端部件的關鍵技術。

    環境障涂層材料進展

    1 環境障涂層材料的要求

    SiC陶瓷基復合材料在高溫干燥環境下，表面生成一層致密、穩定的SiO2，可以保護材料不發生進一步氧化，具有良好的表面穩定性[2]。當環境中含有水蒸汽時，SiC將發生較大失重[3]。這歸因于SiO2與水蒸汽發生反應生成易于揮發的Si（OH）4，如下式表示：

    SiO2（s）＋2H2O（g）＝Si（OH）4（g）。

    該反應對氣流速率敏感，并隨氣流速率增加而反應加劇。因此SiC陶瓷基復合材料在發動機熱端部件長期使用必須有環境障涂層保護，避免材料失效。

    環境障涂層是指在發動機工作環境下使用的高溫結構材料表面的防護涂層（一般為氧化物或氧化物混合物陶瓷涂層），該涂層能夠在高溫結構材料和發動機惡劣環境間設立一道屏障，阻止或減小發動機環境對高溫結構材料性能的影響。環境障涂層的選擇必須考慮以下4點[4]：

    （1）材料本身必須惰性，氧滲透率低；

    （2）熱膨脹系數與基體匹配良好；

    （3）有良好的相結構穩定性，工作環境不發生相轉變；

    （4）涂層和基體及基體表面生成的SiO2之間有較好的化學匹配，不發生反應。

    2 第一代環境障涂層

    早期的涂層工作主要針對熔融鹽的防護，發展了第一代莫來石涂層。莫來石（3Al2O3.2SiO2）與SiC具有相近的熱膨脹系數（CET（SiC） = 4.6×10-6℃-1，CET（莫來石） = 5.0×10-6℃-1）和良好的化學相容性，并且熱導率低、氧透過率低、具有較好的耐高溫腐蝕性能。單層莫來石涂層顯示出良好的抗熱震和抗熱腐蝕性能[5]。然而等離子涂層工藝制備的莫來石涂層容易在受熱后產生裂紋，導致腐蝕性介質通過裂紋侵蝕基體。NASA Glenn 研究小組發現等離子噴涂的莫來石涂層在快速降溫時形成無定形態，但在工作溫度下受熱發生結晶引起體積收縮，從而導致裂紋發生[6]。經過工藝改進后涂層形成多晶態莫來石，極大地提高了莫來石涂層的抗熱沖擊和可靠性，涂層可以在空氣中1300℃下保持1200h，高壓熱腐蝕環境中1000℃下保持150h[7-8]。

    20世紀90年代中期，SiO2在水蒸汽環境生成揮發性的Si（OH）4的機理被研究者認識到，環境障涂層研究的重點因此轉移到對水蒸汽侵蝕的防護。莫來石具有較高的SiO2活度（約0.4），抗水蒸汽侵蝕能力弱，在水蒸汽環境表面穩定性差。隨后NASA Glenn研究團隊嘗試在莫來石表面加上Y2O3部分穩定的ZrO2（YSZ），但是因熱脹系數不匹配造成涂層可靠性差，涂層在1300℃含水蒸汽環境下100h就發生氧化失效[9]。

    3 第二代環境障涂層

    針對第一代環境障涂層的問題， NASA通過HSR-EPM計劃（The high speed research-enabling propulsion materials）發展了第二代涂層[4]。該涂層為多層結構，形成了黏結層/中間層/面層三層涂層體系。使用Si作為黏結層，進一步增強與基體的附著力；中間層為莫來石或者莫來石+ BSAS（BaO-SrO-Al2O3-SiO2）；選擇BSAS作為面層材料。BSAS與莫來石匹配性較好，擁有極好的抗裂紋擴展能力，同時有較低的SiO2活度（約0.1），能減少涂層在腐蝕環境中的揮發。該涂層體系的確立極大地提高了環境障涂層的使用壽命和可靠性，典型的等離子噴涂環境障涂層Si/莫來石＋BSAS/BSAS涂層結構見圖1[10]。燃氣發動機外場考核證明帶有EBC涂層（Si/mullite-BSAS/BSAS）的SiC/SiC燃燒室襯套使用壽命能夠延長接近3倍[11]。

    BSAS作為面層材料也有不足，主要是BSAS的最高工作溫度不能超過1300℃。相圖分析，1311℃時BSA（BaAl2Si2O8）與質量分數為49%的SiO2生成低共熔化合物，同樣BSAS也會與SiO2生成低共熔化合物，形成玻璃相。由此會導致EBC涂層的損耗和過早失效（>1300℃），這限制了其在更高溫度下的使用。通過大量測試數據研究，NASA Glenn的研究團隊認為Si/莫來石/BSAS涂層或者Si/莫來石＋BSAS/BSAS涂層體系能夠在1300℃正常工作1000h以上，而不能超過1400℃，因為在超過1400℃的含有水蒸汽環境中，BSAS會因為發生大量的揮發而損耗，這會導致整個涂層體系發生過早失效[12]。因此，要想延長EBC的使用壽命或提高其工作溫度，有必要尋找一種比BSAS有更低損耗速率的材料。

    4 第三代環境障涂層

    BSAS作為面層材料并沒有完全發揮出SiC陶瓷基復合材料的潛能。為了尋求更高的使用溫度，美國NASA正在研究新的面層材料來替代BSAS面層材料，這種材料表面能夠承受1482℃（2700℉）的溫度，并且在1400℃（2552℉）或更高溫度下和莫來石（或莫來石+BSAS）中間層有很好的化學兼容性與熱物理匹配性。稀土硅酸鹽材料由于具有低的熱膨脹系數、高溫相穩定性和低的SiO2活度，有可能取代BSAS在更高溫度下使用，成為新型環境障涂層面層的候選材料[13]。

    在眾多的稀土硅酸鹽中，通過相結構穩定性、與莫來石化學相容性分析，Lu2Si2O7、Lu2SiO5、Yb2SiO5等幾種化合物的表面穩定性和化學相容性優于BSAS，適宜作為更高溫度下的涂層的面層材料。圖2為以稀土硅酸鹽為面層材料的環境障涂層截面微觀結構，其在1500℃下的抗水熱腐蝕能力遠優于BSAS。稀土硅酸鹽作為涂層的面層材料，熱脹匹配不及BSAS好，容易在熱循環過程中產生裂紋，從而影響材料的可靠性和防護性能。稀土硅酸鹽涂層材料的應用研究還不夠成熟，但是代表了未來環境障涂層的研究方向。

    EBC涂層環境性能測試技術的發展

    EBC涂層的可靠性直接影響陶瓷基復合材料構件的可靠性，發達國家都十分重視EBC涂層環境性能測試技術。航空發動機熱端部件工作環境非常復雜，是高溫、各類化學腐蝕（氧、水蒸氣和鹽等）與復雜應力的綜合。EBC涂層的環境性能主要由熱物理化學環境因素決定，包括：氧、水蒸汽、腐蝕介質（以鹽為主）、燃氣溫度、燃氣壓力、燃氣流速等。對陶瓷基復合材料EBC涂層環境性能最直接的考核就是發動機燃氣環境考核，如20世紀90年代美國開展的在Solar Turbines公司Centaur 50S 燃氣渦輪發動機上進行的陶瓷基復合材料燃燒室襯套外場考核，考核試車時間最長達到了15144h，并證明EBC涂層（Si/mullite-BSAS/BSAS）能夠使SiC/SiC燃燒室外襯套使用壽命延長2~3倍[14]。

    但是航空發動機要求材料長壽命，而作相應的長時試驗模擬耗費巨大，發展等效實驗模擬方法受到重視，能夠以經濟便利的實驗手段和資源、較短時間試驗獲得長時試驗結果。美國NASA和GE發動機公司發展了一套模擬發動機燃氣環境的EBC環境性能實驗室測試方法和設備[15-17]。測試的EBC環境性能包括：涂層的界面附著力、水蒸汽腐蝕、燃氣流速、涂層溫度梯度（熱導率）、高的熱/冷速率、化學腐蝕。測試的設備包括：空氣環境熱循環、水熱循環、激光梯度臺架試驗（Laser Gradient Rig Test）、火焰噴射梯度試驗（Flame Jet Gradient Test）和臺架燃氣模擬（Burner Rig Test）。其中，空氣和水蒸汽熱循環容易實現。激光梯度臺架試驗由NASA Glenn中心開發，利用激光產生較大熱流加熱涂層表面，涂層金屬背板空氣冷卻，通過溫度差測定可以獲得涂層熱導率，該裝置改進后可以進行水蒸汽環境下的溫度梯度試驗。火焰噴射梯度試驗由GE飛機發動機公司研制，利用丙烷/氧焰加熱涂層表面，涂層背板有壓縮空氣冷卻，涂層表面溫度最高可達到1760℃，溫度梯度大，可以模擬發動機不同的熱沖擊條件。臺架燃氣模擬（圖3）由NASA Lewis 研究中心研制，最早應用于金屬環境涂層評價，可以替代高溫風洞來研究材料在燃氣環境中的熱腐蝕和氧化行為，燃氣中可以加入鹽、甚至陶瓷顆粒用以評價涂層的抗熱腐蝕和熱應力沖擊的能力，測試中試樣取向可以模擬不同的燃氣沖擊角度。以上測試方法與發動機工作環境比較見表1。從表1各測試方法比較來看，雖然單個試驗不能模擬發動機工作環境，但是通過幾種試驗組合可以有效的評價EBC涂層的環境性能。

    我國陶瓷基復合材料及其EBC涂層針對航空發動機應用的考核研究相對落后，突出表現在長時性能測試手段滿足不了需求，材料環境性能的等效模擬試驗工作剛剛開展，缺乏完備的環境性能考核評價體系。國內還沒有陶瓷基復合材料及其EBC涂層在發動機燃氣環境的長時（約1000h）考核數據。針對EBC涂層環境性能，開展的比較多的主要是的空氣氣氛下抗熱震性能，抗水蒸汽性能研究有北京航空材料研究院、西北工業大學等單位開展[18-20]，系統的環境性能評價非常缺乏。國內材料研制部門和應用部門已認識到這一問題，正在逐步重視和增加對環境性能考核的投入。目前比較迫切的是針對發動機燃氣環境發展科學、簡易的模擬測試方法，建立環境性能考核評價體系，獲得涂層材料環境性能演變的過程信息，為材料的應用和改進發展提供準確信息。

    結束語

    針對高推重比航空發動機熱端部件使用的SiC陶瓷基復合材料可以通過環境障涂層保護避免材料失效。目前研究得比較成熟的是以莫來石為中間層，以BSAS為面層的環境障涂層，該涂層在工作溫度1300℃以下具有優異的性能。以稀土硅酸鹽作為面層的環境障涂層能夠在更高的溫度下實現對陶瓷基復合材料的防護，代表了未來環境障涂層發展的方向。稀土硅酸鹽環境障涂層存在的不足是涂層在使用過程中容易產生裂紋，影響環境障涂層的可靠性。環境障涂層的環境性能考核評價也迫切需要重視。國內相關材料研制和應用部門需要針對發動機燃氣環境發展科學、簡易的模擬測試方法，建立環境性能考核評價體系，為材料的應用和改進發展提供準確信息。

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責任編輯：王元

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