近年以来,随着我国航空航天事业的高速发展以及各种超高速飞行器的不断研发,对于可重复使用轻质、高效隔热材料的需求愈加迫切。因此,低密度、低热导隔热瓦及其表面涂层材料成为目前飞行器大面积热防护系统的主要组成部分。但由于涂层与隔热瓦基体热膨胀不匹配问题,使涂层在高温条件下产生热应力而破坏涂层/基体体系,威胁飞行器表面整体的热防护安全。此外,由于飞行器的重复飞行而导致涂层在服役期间性能逐渐退化,造成潜在不稳定因素。因而,有必要对涂层界面热应力及高温条件下组织演变进行研究。本文首先通过多种分析手段表征和测试涂层的微观形貌、相组成及涂层相关的热物理参数和力学参数,多角度的分析加深了对硼硅玻璃涂层/基体体系的认识,为更好理解涂层结构-性能之间关系提供指导。采用有限元方法带入涂层真实条件下相关参数,对基体厚度、中间过渡层性能及厚度对涂层热应力的影响作用进行了优化计算。通过固定表面涂层及过渡层的厚度,计算基体厚度对涂层等效应力和热应力的影响,对结果分析认为等效应力随基体厚度增大而先减小后不变,热应力随厚度增大基本不变。通过调整中间过渡层的热膨胀系数等性能参数,分析不同过渡层厚度对涂层应力的影响情况,认为当涂层热膨胀系数为3.5×10-6℃-1,表面层厚度为140μm,中间过渡层厚度为260μm时对应涂层的等效应力和热应力最小。此外,通过调整中间过渡层填料的配比调整中间过渡层热膨胀系数,对结构参数优化前后涂层热震测试,结果表明优化后涂层经历25次室温~1200℃循环热震仍保持完整未出现裂纹,因此认为优化之后涂层抗热震性能明显提升。通过在不同温度条件下循环热暴露的方法,研究温度及热暴露次数对涂层微观组织的影响。涂层在1200℃下热暴露之后,表面涂层中方石英相析出,过渡层形貌不变。在1250℃下热暴露10次后,表面涂层中Mo Si2发生热氧化反应而留下氧化微孔,且涂层玻璃相有析晶现象,析出相为方石英相;中间过渡层出现部分再烧结痕迹,且二氧化硅纤维有方石英相析出。1300℃下表面涂层热暴露5次时就有热氧化发生,玻璃相有方石英析出,且随热暴露次数增多析晶量增加;过渡层有纤维再烧结痕迹,明显变细,方石英相析出量随热暴露次数增加而增多。