提高涡轮进口温度是提高航空涡轮发动机推力的有效途径，所以在军用涡轮发动机上，人们都不遗余力地来提高涡轮的进口温度以使发动机用更小的体积和质量来产生更大的推力。随着涡轮进口温度的不断升高，人们已经越来越难发掘出合适的金属材料来维持整体高温结构材料的高温强度，满足日益严酷的服役环境。长期在高温环境下服役的合金材料，容易出现被腐蚀、烧蚀、疲劳断裂等破坏现象。因此采用可以抗热腐蚀和隔热的热障涂层已成为提高燃气轮机工作温度的关键性措施。早在1953年美国国家航空航天局(NASA)研究中心提出了热障涂层(Thermalbarrier coa-tings，TBCs)的概念，其基本原理大致是将陶瓷材料粉末喷涂在高温合金热端部件表面，以降低高温部件的工作温度，使其免受高温腐蚀和高温氧化，大大延长高温部件的使用寿命，使现代航空燃气涡轮发动机内高温合金部件在高于其熔点温度的服役环境中工作成为可能，进而提高了航空发动机燃气温度和热效率。美国N．P．Padture等指出，热障涂层系统是所有涂层系统中最复杂的一种结构，也是最急需应用在航空发动机和工业涡轮机内高温部件的一种隔热涂层。它是一个典型的多层复合系统，主要包括4层材料(耐高温镍基合金基底、粘结层、热生长氧化层和陶瓷涂层)，如图1所示。据报道，目前先进的陶瓷热障涂层能在工作环境下进一步降低金属叶片工作温度，达到90～150℃左右，其温度变化曲线类似于图1所示的温度曲线。目前主流的制备工艺是电子束物理气相沉积法和等离子喷涂(APs)n]。涂层的材料成分也不断得到更新发展，从传统的8％(质最分数)uO。ZrOz(8YSZ)逐渐发展到掺稀有金属元素的ZrO2体系。不管是采用何种制备工艺获得的热障涂层系统，其隔热性能和涂层使用寿命都是评价热障涂层性能的重要指标。隔热性能直接关系到金属部件的使用温度，同时也影响到热障涂层热循环的服役寿命。因此如何有效测试和评价热障涂层的隔热性能已经成为重要的科学问题。朱建等主要从热力学角度分析叶片的传热特点，建立一维稳态模型，从理论上分析如何计算热障涂层的隔热效果，为近一步研究热障涂层提供一种实用的理论比较方法。
理论计算结果表明，当叶片基底材料可以承受1173K时，燃气入口温度可以达到1749K，在叶片上分别喷涂0．5mm和lmm厚热障涂层后，相对于无涂层，燃气人口温度可分别提高113K和190K。吕艳红等通过测试等离子喷涂纳米氧化钇稳定氧化锆热障涂层的热扩散率、比热容及密度，得出涂层的热导率，分析了纳米YSZ热障涂层隔热行为。采用大气等离子喷涂方法，周洪等研究了不同类型的氧化钇部分稳定氧化锆热障涂层的隔热性能，从实验上分析了涂层空隙率、涂层厚度对隔热性能的影响。
本实验将从理论和实验两方面对等离子喷涂热障涂层的隔热性能进行分析，并提出一个合适的实验测试方法。首先基于傅里叶导热定律，推导出一维稳态温度场的解析表达式，分析陶瓷涂层厚度、陶瓷层表面工作温度和基底下表面温度对等离子喷涂热障涂层隔热性能的影响}然后制备合适的等离子喷涂热障涂层平板结构试样，设计出一种合适的工艺方法测试不同截面的温度，并与理论预测结果进行对比分析。
摘要：热障涂层材料已成为现代高性能航空发动机的关键材料，而隔热性能一直是评价热障涂层性能的一个重要指标。首先基于傅里叶导热定律，推导出一维稳态温度场的解析表达式，并讨论了陶瓷层厚度、陶瓷层上表面工作温度和金属基底下表面工作温度对热障涂层系统隔热性能的影响。设计了一种比较新颖的实验测试方法，成功实现了对热障涂层系统内部不同位置的温度进行实时测试和保存实验数据。结果表明，各个温度采集点的实验测试结果与理论预测结果吻合很好，说明提出的实验测试方法可以有效评估不同类型的热障涂层材料体系的隔热性能。
关键词：热障涂层；隔热性能；实验测试
实验过程略
4结论
(1)基于傅里叶导热定律，在考虑导热系数随温度变化的条件下，推导出一维稳态温度场的解析表达式，并讨论了陶瓷层厚度、陶瓷层上表面工作温度和金属基底下表面工作温度对热障涂层系统隔热性能的影响。
(2)设计了一种比较新颖的实验测试方法，实现了对热障涂层截面上不同位置处的温度进行实时测试并保存实验数据。
(3)实验测试表明4个不同位置温度采集点(钻孔)的实验测试结果与理论预测结果吻合得很好，为有效评估热障涂层系统隔热性能提供一种重要的实验方法。
参考文献略
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