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对航空发动机涡轮增压器叶片的失效故障分析表明，叶片上的裂纹大多是沿着垂直于叶片主应力方向的晶界产生的，而且裂纹的扩展也与垂直于叶片单向拉伸应力的晶界关系密切，因此消除这种晶界可以大大提高叶片抗裂纹生长能力。定向凝固就是基于这种设想发展起来的。但是，在高性能的航空发动机的研制中，仅靠先进的冷却技术、发展新型耐高温合金和改进涡轮叶片的制造工艺（定向、单晶），难以满足安全可靠工作所需的高温蠕变强度，抗高温氧化和热腐蚀能力。目前国内外解决这一问题的途径是在叶片表面涂覆防护涂层。有研究指出，二元的Al-Si涂层，不仅工艺简便，而且具有优良的抗腐蚀性能，甚至可与Pt2CrAl和MCrAlY多元涂层相媲美。而且，航空发动机涡轮增压器叶片的使用寿命是有限的，为了提高叶片的使用寿命，本实验利用料浆法在DZ4镍基高温合金表面“二次”制备Al-Si涂层，该方法有别于常规料浆制备法。依据GB／T13303-91《钢的氧化性能测定方法》，为了便于比较对DZ4合金和料浆渗铝硅试样进行了同炉1100℃×300h抗高温氧化性能实验。采用X射线衍射（XRD）、带能谱的扫描电镜（SEM／EDS）等分析手段，研究了试样在静态空气中的高温氧化行为。绘制了氧化动力学曲线，观察了腐蚀产物的表面和截面形貌，分析了氧化产物的结构、组织退化的过程及Al、Si等重要元素的扩散规律。实验表明：裸合金在1100℃氧化初期生成大量氧化镍，局部有针状θ-Al2O3生成，300小时后表面有不连续的脊状氧化铝，基底是裸露的NiO，同时有部分尖晶石结构Ni（A1,Cr）2O4生成。在基体与氧化膜之间经扩散形成了由β-NiAl和γ’-Ni3Al相组成的过渡带。基体内部沿晶界呈45度角，有大量针状碳化物相析出，这些碳化物会严重影响基体的力学性能。渗Al-Si涂层在1100℃氧化初期快速形成θ-Al2O3NiO、α-AL2O3。随着氧化时间的增加，有抗氧化能力相对较弱的Cr2O3，Ni（AI,Cr）2O4尖晶石生成。300小时θ-Al2O3几乎全部转变成α-Al2O3，涂层内部形成了由M5SiC组成的碳化物隔层，隔层有效地阻碍了涂层中铝的向内扩散和基体中镍的向外扩散，明显延长了涂层的寿命。此时，基体相β-NiAl约有50％发生了向γ’-Ni3Al的转变，氧化膜仍然完整连续没有发现有内氧化现象发生。