涂覆抗高温氧化和热障性能的热障涂层(TBCs)材料是提高航空涡轮发动机热端部件耐高温性能的主要方法,热生长氧化物(TGO)的非受控生长是导致TBCs在长期高温服役环境中产生失效的主要因素,也是研发高性能航空发动机所面临的关键技术难题。本文则以TBCs-TGO为研究载体,利用强流脉冲电子束(HCPEB)表面处理技术干预TGO的生长和演化行为,旨在改善TBCs的高温服役性能。本课题采用大气等离子喷涂(APS)的方法在基体合金表面制备双层结构的TBCs,粘结层(BC)为CoCrAlY,陶瓷层(TC)为ZrO2-8wt%Y2O3 (YSZ),并利用HCPEB表面改性手段分别对MCrAlY粘结层和YSZ陶瓷层表面进行轰击处理。采用高温氧化实验、热循环实验和拉伸实验评价TBCs的性能,利用X射线衍射(XRD)、扫描电子显微镜(SEM)、三维激光扫描显微镜(LSM)、原子力显微镜(AFM)、透射电子显微镜(TEM)和显微共聚焦激光拉曼光谱仪(MRS)等多种表征及测试手段重点考察HCPEB辐照对涂层材料微观结构的影响,总结和建立表面改性技术—微观结构状态—高温服役性能之间的关系,研究表面处理条件下TGO的生长和演化行为及TBCs的失效机制,为提高TBCs的使用寿命提供必要的理论储备。APS制备的粘结层具有堆积式片层结构特征,层间为黑色氧化物；涂层表面粗糙不平,存在大量的空隙、孔洞、未熔或半熔化小颗粒及氧化物夹杂等喷涂缺陷。1050℃高温氧化实验结果显示,APS-TBCs高温氧化过程分为三个阶段：(1)瞬时氧化阶段,该阶段氧化动力学曲线服从直线规律,短时间内氧化膜增厚较为明显；(2)缓慢氧化阶段,该阶段TGO增长速率成小斜率直线增长,TGO呈双层结构,即混合氧化物层和α-Al2O3层；(3)加速氧化阶段,该阶段TGO增长速率成大斜率直线增长,主要以混合氧化物为主。200h氧化后,TGO厚度为11.12μm,并且在混合氧化物区域形成具有贯穿趋势且沿界面方向扩展的横向裂纹。热循环结果显示,APS-TBCs经过200次热循环后涂层表面剥落面积占总面积的34%,涂层宣告失效；150次热循环后TGO内部平均残余应力高达1.28GPa。利用HCPEB处理MCrAlY粘结层,涂层表面发生重熔,表面空隙、孔洞等喷涂缺陷消失,形成相互连接的胞状凸起结构,内部为晶粒尺寸约1～3μm的垂直于表面方向的柱状晶。此外,重熔层表面形成多种形态的纳米颗粒及位错、层错和孪晶等特殊的变形结构。温度场模拟结果显示,HCPEB处理后涂层表面存在熔化和蒸发两种模式,是导致材料表面形成特殊形貌的主要原因。高温氧化实验结果表明,HCPEB处理后,TGO的生长遵循Wagner氧化抛物线理论,TGO始终保持单层生长形态,其生长过程也分为三个阶段,但相比于原始涂层,脉冲电子束处理后带来的辐照效应能够促使连续致密的α-Al2O3膜在瞬时氧化阶段快速形成,一旦重熔层表层α-Al2O3保护膜形成,TGO的生长速度则明显变缓,且接近恒速生长,即使在氧化后期,TGO的生长速度也十分缓慢,200h氧化后TGO厚度仅为4.41μm,说明HCPEB处理后TBCs的耐高温氧化性能明显提高。拉伸试验结果显示,HCPEB处理后TBCs的界面结合强度高于APS-TBCs。热循环结果显示,HCPEB处理后TBCs经过200次热循环后涂层表面仅出现1%的边角脱落,150次热循环后TGO内部平均残余应力仅为860MPa,说明HCPEB处理后氧化膜的内应力得到有效地释放。利用HCPEB处理YSZ陶瓷层,微观组织结果显示,原始涂层表面粗糙多孔的缺陷结构消失,形成均匀、致密的重熔层,重熔层具有表面等轴晶+层内柱状晶的双层组织结构,且辐照表面的表面粗糙度随轰击次数的增加而降低；此外,重熔层内部出现沿热流方向的网状垂直裂纹,并随着轰击次数的增加裂纹的龟裂程度增加；柱状晶和垂直裂纹的形成有利于提高TC层的应变容限。XRD结果显示,APS-YSZ主要由少量的单斜相m和四方相t’构成,而脉冲电子束轰击处理后,t’相的含量增加,m相的含量逐渐降低。高温氧化实验结果显示,脉冲电子束处理前后TGO均为双层结构,但处理涂层的TGO厚度明显小于原始涂层。