热障涂层是高性能航空发动机必不可缺的热防护技术,也是推动航空技术发展的关键隔热技术,目前已广泛应用于航空发动机涡轮叶片。但是热障涂层面临剥落失效的巨大瓶颈,由于缺少合适的热障涂层服役环境模拟装置和实时检测方法,涡轮叶片热障涂层的失效机制仍未清楚。基于此,本文采用多种检测方法对涡轮叶片热障涂层的热冲击过程进行实时检测,取得主要创新性结果如下:(1)基于课题组自主研发的热障涂层服役环境模拟装置,设置了合理的热冲击参数和模拟装置参数,实现了涡轮叶片热障涂层快热快冷的热冲击循环。标定了高温合金基底和热障涂层在不同温度下的红外发射率。测定了在热冲击保温阶段,涡轮叶片热障涂层的温度分布和温度变化情况。研究表明,高温合金的红外发射率随着温度的升高而降低,热障涂层的红外发射率随着温度的升高而升高。在保温阶段,涡轮叶片前缘温度分布最高,压力面次之,吸力面最低,涡轮叶片热障涂层温升速率最高点可达100℃/s。(2)基于声发射检测技术检测了热障涂层从完好状态至出现剥落失效过程中的损伤演变情况,并对热障涂层的宏观、微观形貌变化进行研究。研究表明,根据声发射信号的频谱区分出五种破坏模式,分别是表面垂直裂缝(200-220 k Hz),剪切型界面裂缝(300-325 k Hz)张开界面裂缝(400-450 k Hz),基底变形(90-110 k Hz)和噪声(20-60 k Hz)。并对裂纹进行了定性定量的分析,张开型界面裂纹和剪切型裂纹占主导地位。热障涂层的热冲击寿命为710个循环,剥落区域位于前缘的中部位置,有大量因煤油未充分燃烧所产生的深色暗斑,(部分)剥落涂层的表面垂直裂纹和界面裂纹的数量及TGO的厚度明显大于未剥落区域。(3)基于数字图像相关(DIC)方法,确定了适合高温热冲击的最优散斑制备参数和工艺流程,分别测量了吸力面和压力面的热障涂层的应变演变情况。研究表明,随着热冲击循环次数的增加,主应变逐渐增大,整体呈从压应变向拉应变转变并增大的趋势。在涡轮叶片的垂直方向,位于中部的热障涂层的应变高于两侧的应变。进一步明确了热障涂层的热冲击失效机理,巨大的温度梯度和冷却膜孔周围的应力集中的存在,在冷却阶段表面和界面裂纹的扩散和聚结,加速了热障涂层的失效速率。