EBC 涂层的可靠性直接影响陶瓷基复合材料构件的可靠性，发达国家都十分重视 EBC 涂层环境性能测试技术。航空发动机热端部件工作环境非常复杂，是高温、各类化学腐蚀（氧、水蒸气和盐等）与复杂应力的综合。EBC 涂层的环境性能主要由热物理化学环境因素决定，包括：氧、水蒸汽、腐蚀介质（以盐为主）、燃气温度、燃气压力、燃气流速等。对陶瓷基复合材料 EBC 涂层环境性能最直接的考核就是发动机燃气环境考核，如 20 世纪 90 年代美国开展的在 Solar Turbines 公司 Centaur 50S 燃气涡轮发动机上进行的陶瓷基复合材料燃烧室衬套外场考核，考核试车时间最长达到了 15144h，并证明 EBC 涂层（Si/mullite-BSAS/BSAS）能够使 SiC/SiC 燃烧室外衬套使用寿命延长 2~3 倍。
但是航空发动机要求材料长寿命，而作相应的长时试验模拟耗费巨大，发展等效实验模拟方法受到重视，能够以经济便利的实验手段和资源、较短时间试验获得长时试验结果。美国 NASA 和 GE 发动机公司发展了一套模拟发动机燃气环境的 EBC 环境性能实验室测试方法和设备[15-17]。测试的 EBC 环境性能包括：涂层的界面附着力、水蒸汽腐蚀、燃气流速、涂层温度梯度（热导率）、高的热/冷速率、化学腐蚀。测试的设备包括：空气环境热循环、水热循环、激光梯度台架试验（Laser Gradient Rig Test）、火焰喷射梯度试验（Flame Jet Gradient Test）和台架燃气模拟（Burner Rig Test）。其中，空气和水蒸汽热循环容易实现。火焰喷射梯度试验由 GE 飞机发动机公司研制，利用丙烷/氧焰加热涂层表面，涂层背板有压缩空气冷却，涂层表面温度最高可达到 1760℃，温度梯度大，可以模拟发动机不同的热冲击条件。具了解国内北京勤合科技有限公司与北京625所共同研制第一套模拟装置，已有多个研究所已经在使用，这种装置最早应用于金属环境涂层评价，可以替代高温风洞来研究材料在燃气环境中的热腐蚀和氧化行为，燃气中可以加入盐、甚至陶瓷颗粒用以评价涂层的抗热腐蚀和热应力冲击的能力，测试中试样取向可以模拟不同的燃气冲击角度。以上测试方法与发动机工作环境比较。从各测试方法比较来看，虽然单个试验不能模拟发动机工作环境，但是通过几种试验组合可以有效的评价 EBC 涂层的环境性能。
我国陶瓷基复合材料及其 EBC 涂层针对航空发动机应用的考核研究相对落后，突出表现在长时性能测试手段满足不了需求，材料环境性能的等效模拟试验工作刚刚开展，缺乏完备的环境性能考核评价体系。国内还没有陶瓷基复合材料及其 EBC 涂层在发动机燃气环境的长时（约 1000h）考核数据。针对 EBC 涂层环境性能，开展的比较多的主要是的空气气氛下抗热震性能，抗水蒸汽性能研究有北京航空材料研究院、西北工业大学等单位开展[18-20]，系统的环境性能评价非常缺乏。北京勤合科技有限公司研制的热冲击试验台在国内已经做到前面，形成一标准试验设备，经过试验评价已达到国际先进水准，是针对发动机燃气环境发展科学、简易的模拟测试方法，建立环境性能考核评价体系，获得涂层材料环境性能演变的过程信息，为材料的应用和改进发展提供准确信息。已知日前国内有这种装置的单位有：中航工业航空制造研究所、中国民航大学、西安交大航天学院、北京矿业研究院等。随着试验手段的增强，我国的航空技术越来越强。
在发动机工作环境下，高温、腐蚀介质、燃气冲刷以及复杂应力环境等多因素交互作用，SiC 陶瓷基复合材料表面稳定性急剧恶化，成为制约其应用于航空发动机热端部件的主要因素之一。环境障涂层（Environmental Barrier Coatings, EBC）可以有效解决这一难题，成为 SiC 陶瓷基复合材料应用于高推重比航空发动机热端部件的关键技术。
新一代高推重比航空发动机的发展，必然导致航空发动机中燃气温度的提高，相应造成高压涡轮热端部件表面温度的提高。高推重比航空发动机热端部件表面温度将达到 1400℃以上[1]，这远远超过了现有高温合金材料所能承受的温度范围。SiC 陶瓷基复合材料具有耐高温（长期使用温度最高达到 1650℃）、低密度、高强度、高模量、抗氧化、抗烧蚀、对裂纹不敏感等特点，成为可以取代高温合金的最有潜力的热结构材料。该材料可以使航空发动机大幅度减重，减少燃气和冷却空气量，提高推重比。在航空发动机上，SiC 陶瓷基复合材料主要应用于热端部件，如尾喷管、燃烧室/加力燃烧室、涡轮等，该材料可以提高工作温度达到 200~500℃，结构减重 30%~50%，已成为航空发动机提高推重比的关键热结构材料之一。
环境障涂层材料进展
1 环境障涂层材料的要求
SiC 陶瓷基复合材料在高温干燥环境下，表面生成一层致密、稳定的 SiO2，可以保护材料不发生进一步氧化，具有良好的表面稳定性[2]。当环境中含有水蒸汽时，SiC 将发生较大失重[3]。这归因于 SiO2 与水蒸汽发生反应生成易于挥发的 Si（OH）4，如下式表示：SiO2（s）＋2H2O（g）＝Si（OH）4（g）。该反应对气流速率敏感，并随气流速率增加而反应加剧。因此 SiC 陶瓷基复合材料在发动机热端部件长期使用必须有环境障涂层保护，避免材料失效。
环境障涂层是指在发动机工作环境下使用的高温结构材料表面的防护涂层（一般为氧化物或氧化物混合物陶瓷涂层），该涂层能够在高温结构材料和发动机恶劣环境间设立一道屏障，阻止或减小发动机环境对高温结构材料性能的影响。环境障涂层的选择必须考虑以下 4 点[4]：
（1）材料本身必须惰性，氧渗透率低；
（2）热膨胀系数与基体匹配良好；
（3）有良好的相结构稳定性，工作环境不发生相转变；
（4）涂层和基体及基体表面生成的 SiO2 之间有较好的化学匹配，不发生反应。
2 第一代环境障涂层
早期的涂层工作主要针对熔融盐的防护，发展了第一代莫来石涂层。莫来石（3Al2O3.2SiO2）与 SiC 具有相近的热膨胀系数（CET（SiC） = 4.6×10-6℃ -1，CET（莫来石） = 5.0×10-6℃-1）和良好的化学相容性，并且热导率低、氧透过率低、具有较好的耐高温腐蚀性能。单层莫来石涂层显示出良好的抗热震和抗热腐蚀性能[5]。然而等离子涂层工艺制备的莫来石涂层容易在受热后产生裂纹，导致腐蚀性介质通过裂纹侵蚀基体。NASA Glenn 研究小组发现等离子喷涂的莫来石涂层在快速降温时形成无定形态，但在工作温度下受热发生结晶引起体积收缩，从而导致裂纹发生[6]。经过工艺改进后涂层形成多晶态莫来石，极大地提高了莫来石涂层的抗热冲击和可靠性，涂层可以在空气中 1300℃下保持1200h，高压热腐蚀环境中 1000℃下保持 150h[7-8]。
20 世纪 90 年代中期，SiO2 在水蒸汽环境生成挥发性的 Si（OH）4 的机理被研究者认识到，环境障涂层研究的重点因此转移到对水蒸汽侵蚀的防护。莫来石具有较高的 SiO2 活度（约 0.4），抗水蒸汽侵蚀能力弱，在水蒸汽环境表面稳定性差。随后 NASA Glenn 研究团队尝试在莫来石表面加上 Y2O3 部分稳定的ZrO2（YSZ），但是因热胀系数不匹配造成涂层可靠性差，涂层在 1300℃含水蒸汽环境下 100h 就发生氧化失效[9]。
3 第二代环境障涂层
针对第一代环境障涂层的问题， NASA 通过 HSR-EPM 计划（The highspeed research-enabling propulsion materials）发展了第二代涂层[4]。该涂层为多层结构，形成了黏结层/中间层/面层三层涂层体系。使用 Si 作为黏结层，进一步增强与基体的附着力；中间层为莫来石或者莫来石+ BSAS（BaO-SrO-Al2O3-SiO2）；选择 BSAS 作为面层材料。BSAS 与莫来石匹配性较好，拥有极好的抗裂纹扩展能力，同时有较低的 SiO2 活度（约 0.1），能减少涂层在腐蚀环境中的挥发。该涂层体系的确立极大地提高了环境障涂层的使用寿命和可靠性，典型的等离子喷涂环境障涂层 Si/莫来石＋BSAS/BSAS 涂层结构见图 1[10]。燃气发动机外场考核证明带有 EBC 涂层（Si/mullite-BSAS/BSAS）的 SiC/SiC 燃烧室衬套使用寿命能够延长接近 3 倍[11]。
BSAS 作为面层材料也有不足，主要是 BSAS 的最高工作温度不能超过1300℃。相图分析，1311℃时 BSA（BaAl2Si2O8）与质量分数为 49%的 SiO2 生成低共熔化合物，同样 BSAS 也会与 SiO2 生成低共熔化合物，形成玻璃相。由此会导致 EBC 涂层的损耗和过早失效（>1300℃），这限制了其在更高温度下的使用。通过大量测试数据研究，NASA Glenn 的研究团队认为 Si/莫来石
/BSAS 涂层或者 Si/莫来石＋BSAS/BSAS 涂层体系能够在 1300℃正常工作 1000h 以上，而不能超过 1400℃，因为在超过 1400℃的含有水蒸汽环境中， BSAS 会因为发生大量的挥发而损耗，这会导致整个涂层体系发生过早失效[12]。因此，要想延长 EBC 的使用寿命或提高其工作温度，有必要寻找一种比 BSAS 有更低损耗速率的材料。
4 第三代环境障涂层
BSAS 作为面层材料并没有完全发挥出 SiC 陶瓷基复合材料的潜能。为了寻求更高的使用温度，美国 NASA 正在研究新的面层材料来替代 BSAS 面层材料，这种材料表面能够承受 1482℃（2700℉）的温度，并且在 1400℃（2552℉）或更高温度下和莫来石（或莫来石+BSAS）中间层有很好的化学兼容性与热物理匹配性。稀土硅酸盐材料由于具有低的热膨胀系数、高温相稳定性和低的 SiO2 活度，有可能取代 BSAS 在更高温度下使用，成为新型环境障涂层面层的候选材料[13]。
在众多的稀土硅酸盐中，通过相结构稳定性、与莫来石化学相容性分析，Lu2Si2O7、Lu2SiO5、Yb2SiO5 等几种化合物的表面稳定性和化学相容性优于BSAS，适宜作为更高温度下的涂层的面层材料。图 2 为以稀土硅酸盐为面层材料的环境障涂层截面微观结构，其在 1500℃下的抗水热腐蚀能力远优于 BSAS。稀土硅酸盐作为涂层的面层材料，热胀匹配不及 BSAS 好，容易在热循环过程中产生裂纹，从而影响材料的可靠性和防护性能。稀土硅酸盐涂层材料的应用研究还不够成熟，但是代表了未来环境障涂层的研究方向。
结束语
针对高推重比航空发动机热端部件使用的 SiC 陶瓷基复合材料可以通过环境
障涂层保护避免材料失效。目前研究得比较成熟的是以莫来石为中间层，以 BSAS 为面层的环境障涂层，该涂层在工作温度 1300℃以下具有优异的性能。以稀土硅酸盐作为面层的环境障涂层能够在更高的温度下实现对陶瓷基复合材料的防护，代表了未来环境障涂层发展的方向。稀土硅酸盐环境障涂层存在的不足是涂层在使用过程中容易产生裂纹，影响环境障涂层的可靠性。环境障涂层的环境性能考核评价也迫切需要重视。国内相关材料研制和应用部门需要针对发动机燃气环境发展科学、简易的模拟测试方法，建立环境性能考核评价体系，为材料的应用和改进发展提供准确信息。
模拟装置的发展也由第一代普通氧气火焰加热发展到航空煤油加热，同时火焰速度更接近实际发动机真正火焰速度，得益与中航工业 625 所与北京勤合科技公司对喷枪和模拟装置大量的实验研发，各研究所在实验室内即可快速评价材料性能对新材料的开发或工艺的定型有极大的帮助，随着环境模拟实验设备普及，相信未来应用的耐高温材料会更上一层楼。
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