热障涂层(thermal barrier coatings, TBCs)材料是现代高性能航空发动机内高温金属部件的关键热防护材料，是现代航空发动机的关键技术之一。热障涂层系统是一个典型的多层结构系统，主要由陶瓷层、过渡层、氧化层和基底四层材料构成。其中氧化层的厚度比较薄，与其它各层的尺度相差约3 个数量级。对于结构极为复杂的航空发动机涡轮叶片热障涂层系统，有限元分析模型的建立及跨尺度的有限元模拟变得比较困难。本文针对某型号的涡轮叶片热障涂层系统，建立了三维有限元分析模型，模拟了涡轮叶片热障涂层系统在热循环作用下的应力场演化规律。在不考虑破坏的情况下，本文主要考察了制备温度对陶瓷层内应力演化的影响。我们主要根据第一强度理论，分析并比较了陶瓷层在不同制备温度下的危险区域及其应力场的演化，发现制备温度对热障涂层系统危险区域的位置及其应力演化均有较大的影响，适当的初始残余压应力对提高涂层的寿命是有益的。本文的结果对涡轮叶片热障涂层系统的制备和寿命预测提供指导作用。