随着航空发动机向着高效率、高推重比方向发展，传统镍基高温合金已经接近其服役温度极限，新型材料体系的引入刻不容缓。

陶瓷基复合材料 (Ceramic matrix composites, CMCs) 以其重量轻、强度高、高温性质稳定等特性成为下一代航空发动机热端的理想备选材料。但在恶劣的服役环境下陶瓷基复合材料面临 CMAS(CaO-MgO-Al2O3-SiO2, CMAS) 熔盐冲刷作用和高温水氧腐蚀的威胁，需要在其表面制备环境障涂层 (Environmental Barrier Coating, EBC) 来提高其抗腐蚀能力涂料在线www.laywathes.com。

以硅酸盐为面层的第三代 EBC 体系是目前研究的热点。本文在总结 EBC 涂层设计要求、简要介绍前两代 EBC 发展历程的基础上详细介绍第三代 EBC 体系的发展现状，并结合现有研究报道展望未来 EBC 的发展方向，为先进航空发动机的选材提供借鉴。

论文链接：https://doi.org/10.3969/j.issn.1674-7127.2022.03-001

作者 | 白博添，章德铭，冀晓鹃，彭浩然，颜正

1.矿治科技集团有限公司，

2.北京市工业部件表面强化与修复工程技术研究中心，

3.特种涂层材料与技术北京市重点实验室。

一、环境障涂层的选材要求

EBC是确保CMCs工件在航空发动机中长期服役的关键。

航空发动机热端环境复杂：燃料燃烧会产生大量高温水蒸气；发动机工作时可能吸入沙尘扬尘、火山灰等固体碎屑；燃料中也会存在无法燃烧的杂质。

总得来说，航空发动机内部服役环境极其恶劣，这对环境障涂层的性能提出了极高的要求。

因此，涂层材料需要具备如下特点：

(1) 良好的抗腐蚀能力：在航空发动机工作时抵抗高温水氧腐蚀、CMAS熔盐腐蚀。

(2) 低透氧性：限制氧向材料内层扩散。

(3) 热膨胀系数(Coefficient of Thermal Expansion, CTE)与陶瓷基复合材料接近：高温环境中涂层会产生热应力，涂层材料与基体材料CTE相差过大会因热失配导致涂层脱落。

(4) 良好的相稳定性：相变往往伴随着体积的改变，导致微裂纹密度增加从而涂层失效。

(5) 良好的化学相容性：避免涂层与基体在高温下发生反应。

(6) 较低的弹性模量：有利于提高涂层在应力作用下的柔度。

(7) 较好的经济适用性：有利于涂层的大规模应用。

(8) 制备简易：有利于降低生产成本。

图1 镍基高温合金、不同种类CMCs的500小时断裂强度与温度关系(Padture et al.  Nature Materials, 2016, 15(8): 804–809)

二、环境障涂层的早期发展

环境障涂层的概念在上世纪60年代被提出，至今已经发展了六十余年，研究者对EBC的认识也在逐步加深：早期对涂层的研究侧重于?；す杌沾擅馐苋垩纬逅⑵苹?，90年代中期明确了SiO2与水蒸气的机制，涂层的研究重点也随之转移至?；せ宀槐凰跚质?。

Mullite/YSZ体系作为初代EBC满足了CMCs腐蚀防护的基本需求，但存在的问题也十分明显：

一是Mullite和YSZ两者的CTE相差较大，热失配应力导致YSZ层开裂；

二是YSZ在1300 ℃左右会发生伴随体积变化的相变导致开裂。

为了提高涂层服役寿命，研究人员使用钡锶铝硅酸盐(BSAS, l-xBaO-xSrO-Al2O3-2SiO2, 0≤x≤1)面层代替YSZ并在CMCs和Mullite之间添加Si作为黏结层改善涂层系统的化学相容性，形成了Si/Mullite/BSAS三层结构的第二代环境障涂层，如图2所示。

图2 Si/mullite/BSAS 环境障涂层微观形貌，其中MI为熔渗SiC/SiC连续纤维增强材料(Lee et al. Journal of the American Ceramic Society, 2003, 86(8): 1299-1306)

三、稀土硅酸盐环境障涂层

Mullite、BSAS和两者组成的复合材料存在着涂层材料挥发、最高使用温度达不到预期等问题，而航空发动机追求高推重比的发展趋势要求更高的EBC服役温度。

不同于前两代环境障涂层主要考虑耐水氧腐蚀，航空发动机的服役工况要求新一代环境障涂层对钙镁铝硅酸盐CMAS熔盐腐蚀也应有出色的防护能力。在众多备选材料中，稀土硅酸盐(Rare-Earth silicates, RE silicates )被认为是最具有潜力的第三代环境障涂层面层材料。

研究人员将BSAS替换为RE silicates开发了新一代Si/mullite/RE silicates环境障涂层体系，其典型结构如图3所示。

图3 稀土硅酸盐环境障涂层的典型结构：(a) Si/Mullite/YbDS EBC 体系；(b) 其对应的物理模型（Huang et al.Ceramics International, 2022, 48(17): 25528-25537）

图4 稀土单硅酸盐的晶体结构：(a) X1-RE2SiO5; (b) X2-RE2SiO5(田志林等. 现代技术陶瓷, 2018, 39(5): 295-320)

图5 RE2Si2O7 多形相的晶体结构(田志林等. 现代技术陶瓷, 2018, 39(5): 295-320)

图6 (a)80 小时腐蚀后的纵向贯穿裂纹；(b)80 小时腐蚀后层间横向裂纹；(c)160 小时腐蚀后层间横向裂纹(Du et al.Surface and Coatings Technology, 2022, 447: 128871)

图7 不同孔隙率面层与 CMAS 反应示意图（Tejero et al.Ceramics International, 2022, 48: 8286-8296.）

四、环境障涂层的发展展望

①自愈合材料

EBC追求各层的致密性与各层之间良好的相容性，但在涂层应变容限度较低的情况下，热循环中产生的热应力会导致涂层出现贯穿的纵向裂纹，这些裂纹是水蒸气等腐蚀性介质在涂层中的扩散的快速通道。

如何减少裂纹生成、降低涂层中的裂纹密度从而延长EBC的服役寿命成为目前研究的热点问题，使得裂纹“自愈合”的材料体系成为当前的一个研究方向。自愈合行为的研究始于上世纪八九十年代，目前有较多报道的是在硅酸盐中添加SiC形成复合材料。

②黏结层材料

为了增强涂层与CMCs的附着力、缓解涂层和基体之间的热失配，通?；嵩诠δ懿愫突逯湓黾羽そ岵?。黏结层在氧化环境中会生成?；ば缘娜壬ぱ趸?Thermally Grown Oxide, TGO)。目前EBC系统中常用的黏结层是Si，在高温有氧环境下会生成致密的SiO2层并形成一个氧的耗尽区。

随着EBC期望服役温度接近甚至超过Si的熔点(1414 ℃)，Si黏结层已不能很好的满足EBC发展需求。因此，新型EBC需要更高熔点、抗腐蚀性能更好的黏结层。

③T/EBC复合涂层

NASA在2004年提出了“热障涂层与环境障涂层结合”的发展路线，计划使新一代涂层具备热障/环境障涂层(T/EBC)的全部特性并将服役温度提升至1650 ℃且有更好的相稳定性和抗热应力性。

图8 GYbZ/YbMS/Si T/EBC 的示意图（Chen et al.  Journal of the European Ceramic Society 2022, 42: 3297-3304）

④其他

图9 只使用稀土硅酸盐设计的EBC系统示意图（L.V et al.  Journal of the European Ceramic Society 2022, 42: 7275-7287）

五、结论及展望

航空发动机高效率、高推重比的发展进程很大程度上依赖于新材料的开发与应用。

传统镍基高温合金的服役温度已经接近上限，陶瓷基复合材料以其强度高、高温性能优良等特性成为替代目前高温合金的理想选项。

为了防止陶瓷基复合材料在CMAS熔盐腐蚀和高温水氧腐蚀下破坏失效，需要在其表面制备环境障涂层。经过60余年的发展，环境障涂层从涂层化学组成到涂层制备工艺都有了长足进步，目前第二代EBC系统已经应用。同时，针对现有涂层系统存在的不足，研究人员仍在进行不断探索，期望开发出性能更加优越的涂层体系。

在关注涂层性能提升的同时，也应看到目前的研究大多基于实验和经验法则，对腐蚀的机理尚不清晰且没有建立适当的模型来进行理论推导；黏结层材料的研究进展已经小幅落后于面层材料，可能将会成为涂层系统提高服役温度的瓶颈；在涂层发生损伤后没有无损检测的方法，现有方法均为破坏型检测且适应性较差，建立和环境障涂层相适应的性能检测标准和损伤探测手段十分关键，从多个角度推动新型环境障涂层工程化应用。