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热障涂层(thermal barrier coatings，TBC)广泛应用于航空及发电燃气轮机，在不增加金属热端部件服役温度的情况下，TBC的应用可以使涡轮进口温度大幅提高，进而提高发动机的推重比和热效率。目前，工业上广泛使用的YSZ（6～8 wt.％Y2O3部分稳定化的ZrO2）热障涂层的长期使用温度不能超1200℃，否则在热循环过程中将发生T→M的相变和严重的烧结，导致涂层过早失效。然而，未来推重比12～15的航空发动机的设计进口温度将超过1780℃，涡轮叶片的表面温度也将超过1250℃。因此，传统的YSZ涂层已经不能满足未来先进航空发动机的发展需求。La2(Zr0.7Ce0.3)2O7(LZ7C3)是由具有烧绿石结构的La2Zr2O7和萤石结构的La2Ce2O7组成的混合物，这种稀土复合氧化物具有极低的热导率，很好的高温相稳定性和抗烧结能力，是一种非常重要的新型TBC材料。本论文主要集中于研究Ni3Al基三代单晶高温合金表面La2(Zr0.7Ce0.3)2O7热障涂层的制备、热循环性能研究、CMAS高温腐蚀失效评价以及通过对LZ7C3/YSZ双陶瓷层热障涂层的优化设计，发展长期使用温度超过1250℃并且具有较长服役寿命的新型TBC体系。 通过粘结层成分选择和结构设计，提高了TBC各层之间的匹配性，使得Ni3Al基单晶高温合金表面热障涂层的热循环性能得到明显的改善。研究结果表明，粘结层采用NiCoCrAlYHf或者以扩散型的NiPtAl为内层，以包覆型的NiCrAlYSi(NiCoCrAlYHf)为表层的双层结构粘结层，Ni3Al单晶高温合金表面的YSZ热障涂层在1100℃的平均热循环寿命大幅提高，分别接近300 h和600h。 克服了用EB-PVD方法制备LZ7C3热障涂层中涂层成分偏差的问题，通过调节靶材成分及控制EB-PVD沉积工艺，获得了接近设计的涂层成分和相结构。EB-PVD制备的LZ7C3涂层在1300℃长时间(300 h)煅烧仍然不发生相变，具有很好的高温相稳定性。在室温到1200℃的温度范围内，LZ7C3涂层的热导率值在1.0-1.3 W.m-1.K-1之间，低于EB-PVD制备的YSZ涂层。此外，LZ7C3涂层盼抗烧结性能也优于传统的YSZ涂层。 通过在LZ7C3陶瓷层和合金基体之间制备一定厚度的YSZ陶瓷内层，很好地解决了LZ7C3热膨胀系数和断裂韧性较低的问题，使得涂层的热循环寿命大幅提高。在1250℃的热循环实验中，LZ7C3(70μm)/YSZ(50μm)涂层经过1219个热循环失效，涂层失效主要发生在LZ7C3内部，而YSZ底层与基体结合良好。当热循环的温度提高到1300℃，LZ7C3/YSZ涂层的热循环寿命仅为382次。尽管如此，其热循环寿命仍然好于相同条件下厚度为170μm的YSZ涂层(249次)。粘结层氧化是1300℃热障涂层失效的主要原因。增加陶瓷层的总厚度，LZ7C3(120μm)/YSZ(80μm)涂层在1300℃的热循环寿命提高到795次。此时涂层失效位置主要在LZ7C3/YSZ界面，说明LZ7C3较低的热膨胀系数和断裂韧性仍然是涂层失效的主要原因。热循环实验的结果表明，LZ7C3/YSZ双陶瓷层热障涂层在1250℃以上的热循环性能超过传统的YSZ涂层，极具应用前景。 TBC的应用使航空发动机的工作温度不断提高，但也带来了新的挑战—CMAS高温腐蚀失效。作为下一代TBC材料，LZ7C3的服役温度将超过CMAS熔点，因此必然面临严重的CMAS腐蚀问题。1250℃等温CMAS腐蚀实验研究结果表明，EB-PVD制备的LZ7C3涂层较传统的YSZ涂层具有更好的抗CMAS侵蚀能力。高温下LZ7C3与CMAS发生化学反应，在LZ7C3与CMAS之间快速形成一层由La-Ce磷灰石相和ZrO2萤石相组成的致密结晶层，阻碍了CMAS沿柱状晶间隙渗入LZ7C3涂层内部。因此经过24 h高温腐蚀后，CMAS渗入LZ7C3涂层内部的深度仅为30μm，腐蚀层以下的涂层仍然保持清晰的柱状晶结构。而经过0.5 h腐蚀后，CMAS已经通过毛细管作用完全渗入整个YSZ涂层(～120μm)，腐蚀24 h后YSZ涂层完全溶解在CMAS中，然后析出球形的ZrO2晶粒，使YSZ涂层的柱状晶结构完全被破坏。1300℃热循环实验（试样表面涂覆CMAS）过程中，LZ7C3/YSZ涂层经过20个循环就发生大面积的涂层剥落，这表明尽管LZ7C3的抗CMAS侵蚀能力优于传统的YSZ涂层，CMAS还是加速了LZ7C3/YSZ双陶瓷层TBC的失效。因此，未来必须进一步提高LZ7C3涂层的抗CMAS高温腐蚀能力。