热障涂层体系（Thermal barrier coatings,简称TBCs）已经在航空发动机中得到了广泛的应用。热障涂层体系不仅可以通过提高涡轮进气温度和简化冷却系统从而提高发动机效率,而且,TBC的沉积避免了高温合金直接暴露于高温燃气中,降低了高温合金的表面温度,延长了热端部件的使用寿命。同时,TBCs也是非常脆弱的,顶层陶瓷通常在服役几百小时后出现提前剥落的现象。热障涂层的失效表征一直都是难点,至今热障涂层失效机理还不是很清楚,存在很多疑点。本文采用热障涂层常见的失效模式:高温氧化失效、热疲劳失效、CMAS腐蚀失效进行实验表征,结合涂层力学性能与微观形貌的演变,预测涂层服役寿命并提高改善涂层制备。主要研究内容如下:第一,选择火焰筒外环APS制备的热障涂层进行不同时间的高温氧化实验,采用纳米压痕法、维氏压痕法分别测试了热障涂层硬度、杨氏模量和界面断裂韧性。通过扫描电镜观察热障涂层样品截面,发现在高温氧化之后涂层变得更加致密,孔隙缺陷减少。其中,硬度和杨氏模量随氧化时间的增加也随之增加,杨氏模量增加明显,原始火焰筒外环热障涂层陶瓷层样品硬度和杨氏模量分别为11.52 GPa、158.52 GPa,氧化至350小时后,杨氏模量增加至204.15 GPa。原始样品界面断裂韧性为2.37 MPa·m1/2,在进行高温氧化之后先出现增加,后减小的规律,在氧化200小时测试节点达到最大值3.72 MPa·m1/2,后开始逐渐减小。第二,对火焰筒外环热障涂层进行了高温热疲劳测试表征,采用X射线衍射仪、拉曼光谱衍射仪分别进行了物相分析、残余应力表征。在热疲劳600次测试后,检测到单斜相的衍射峰,说明开始产生四方相至单斜相的转变,涂层性能开始下降。残余应力采用拉曼光谱的偏移进行表征,结果显示残余应力与原始样品对比在热震后压应力出现减小,随热震次数增加再出现缓慢增加趋势。第三,针对火焰筒外环热障涂层进行了CMAS腐蚀,采用X射线衍射仪、扫描电镜与能谱分析、拉曼光谱法、维氏压痕对热障涂层进行CMAS渗透规律、界面断裂韧性的演变规律测试。结果显示在CMAS腐蚀0.5小时后,从截面形貌与Si元素能谱图发现CMAS已经渗透至涂层底部。再利用能谱对截面涂层进行进一步物相分析,结果显示虽然CMAS已经渗透至涂层底部,但是相变区域只在涂层表面,涂层中部与底部未检测到单斜相氧化锆。界面断裂韧性呈现明显的增加趋势,CMAS腐蚀0.5小时样品界面断裂韧性为0.45±0.2 MPa·m1/2,10小时样品界面断裂韧性为1.91±0.3 MPa·m1/2。