航空涡轮发动机的工况十分苛刻，典型工作循环中涡轮最高工作温度约为1350℃，长时间工作温度为800～900℃。影响热障涂层失效的因素众多，主要为材料性能不匹配、界面氧化等。

　　目前使用最广的热障涂层的陶瓷层材料为6%～8%Y2O3部分稳定ZrO2（6～8YSZ），YSZ热障涂层一般由粘结层（BC）和顶层（TC）组成。粘结层常用材料为MCrAlY（其中M代表Ni，Co或NiCo），高温条件下，粘结层中的Al与从陶瓷层中扩散来的氧反应形成一层非常薄而致密的Al2O3热氧化生长层（TGO）。陶瓷层的主要作用是隔热，粘结层的主要作用是缓解金属基体和陶瓷层之间受热和冷却过程中的热应力不匹配，TGO对粘结层和基体起抗高温氧化防护作用，合金基体主要承受机械载荷。在热循环载荷作用下，各个组元遵循动力学原理相互作用，以动态平衡方式实现热障功能。

　　早期热障涂层由于陶瓷层易发生分解及相对低的温度承受能力而易发生失效。采用Y2O3代替MgO和CaO作稳定剂，陶瓷层的稳定性得到很大提高，涂层失效也由陶瓷层的失稳转移到了粘结层。当粘结层中Al全部选择氧化后，粘结层中开始形成抗压强度小的NiO结构，NiO富集处比Al2O3处易产生裂纹并扩展，进而使涂层脱落失效。

　　第二代热障涂层采用LPPS方法制备MCrAlY粘结层，减少制备工艺过程中有害氧化物的生成，并提高涂层致密度，在很大程度上消除了预先存在的氧化物晶核，从而改变热障涂层粘结层的氧化模式，解决了粘结层NiO导致的失效问题。

　　热障涂层在长期热循环过程中，因各层材料热膨胀系数不同产生热应力，以及TGO不断氧化生长，使热障涂层产生裂纹，最终导致热障涂层与基体脱落，成为第二代热障涂层主要失效形式。涂层失效发生在粘结层与陶瓷层分界面附近，产生的裂纹平行于此界面扩展，并且通常保持在陶瓷层内，由于LPPS使得粘结层得到强化，涂层失效部位也由粘结层转移到陶瓷层[9，10]。

　　为此，第三代热障涂层进一步采用EB-PVD方法沉积，得到柱状晶结构YSZ陶瓷层，具有较大的应变容限。制备方法的变化导致失效形式的变化，第三代热障涂层失效发生在热生长氧化物附近。陶瓷层与粘结层间生成的TGO随工作时间的延长逐渐生长，在应力作用下，TGO中或粘结层与TGO的界面处产生裂纹，导致陶瓷层脱落。

　　从上述热障涂层失效机制可以看出，高温热氧化条件下，不同位置（TC、BC或TGO）产生裂纹是YSZ热障涂层失效的主要形式之一，控制裂纹的萌生和扩展是提高热障涂层抗热震性能，延长服役寿命的关键。