随着航空工业的飞速发展,航空发动机向着高流量比、高推重比、高进口温度的方向发展,热障涂层的服役环境更加苛刻。传统的YSZ（6-8wt.%Y₂O₃ partially stabilized zirconia,YSZ）涂层由于在1200℃以上发生高温相变和烧结,已经无法满足下一代高性能航空发动机涡轮叶片的设计使用要求。因此,开发新型热障涂层材料已经成为研制下一代高性能航空发动机的关键课题。双稀土改性SrZrO₃作为一种新型热障涂层候选材料具有较好的综合性能,但是,在等离子喷涂制备涂层过程中由于SrO饱和蒸汽压相对较大,使得在喷涂过程中SrO的挥发量相对更多,进而导致制备态涂层中形成ZrO₂第二相。本文采用大气等离子喷涂技术制备了SrZrO₃、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Y_0.05)O_2.95和Sr_1.1(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_3.05四种涂层,使用XRD、SEM、高温热膨胀仪、激光导热仪对涂层在1600℃热处理不同时间后的第二相含量、相稳定性、显微结构、热膨胀性能、热导率性能等热物理性能进行了研究,同时也对涂层在炉内热循环和火焰热循环条件下的寿命及失效机理进行了初步研究。研究结果表明,随着热处理时间的延长,SrZrO₃、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Y_0.05)O_2.95三种涂层中的第二相（m/t-ZrO₂）逐渐增多。其中SrZrO₃涂层热处理10 h后t-ZrO₂全部转变为m-ZrO₂,且360 h后达到27 wt.%。Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95和Sr(Zr_0.9Yb_0.05Y_0.05)O_2.95涂层中的t-ZrO₂第二相热处理360 h后没有发生相变,第二相含量分别为4.6 wt.%和10.5 wt.%。涂层中t-ZrO₂具有良好相稳定性的原因是较多的稀土元素固溶进入ZrO₂晶格。Sr_1.1(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_3.05涂层热处理360 h其XRD结果显示没有出现第二相。双稀土改性SrZrO₃涂层的热膨胀系数为8.5¹1.5×10^-66 K^-1（200¹400℃）,随着第二相含量的增加,热膨胀系数没有明显的波动。SrZrO₃、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95、Sr(Zr_0.9Yb_0.05Y_0.05)O_2.95和Sr_1.1(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_3.05四种涂层的烧结系数分别为8.09×10^-66 s^-1,7.43×10^-66 s^-1,5.73×10^-66 s^-1和7.27×10^-66 s^-1,随着涂层中第二相含量的减少,涂层的烧结系数逐渐减小,涂层的抗烧结性能逐渐提高,掺杂稀土元素Yb+Y比掺杂稀土元素Yb+Gd涂层具有较好的抗烧结性能。Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95和Sr(Zr_0.9Yb_0.05Y_0.05)O_2.95涂层的热导率随着t-ZrO₂第二相含量的增加而逐渐增加,热处理360 h后的热导率分别为2.39 W·m^-1·K^-1（1000℃）和2.81 W·m^-1·K^-1（1000℃）。与Sr_1.1(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_3.05涂层(2.83 W·m^-1·K^-1,1000℃)相比,Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95涂层中第二相的出现引入了异相晶界,降低了涂层的热导率。双稀土改性SrZrO₃涂层掺杂的稀土元素抑制了SrZrO₃和t-ZrO₂第二相的相变,提高了涂层的热膨胀系数,使得双稀土改性SrZrO₃涂层热循环寿命与SrZrO₃涂层和Sr_1.1(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_3.05涂层相比较长。SrZrO₃系列涂层单层涂层不论是在火焰循环条件下还是炉内循环条件下,主要失效形式是涂层从粘结层表面整体剥落,其主要原因是陶瓷层与粘结层之间热膨胀系数不匹配。Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95/YSZ双层涂层在火焰循环5000次后失效,比传统YSZ涂层热循环次数提高了400%。双陶瓷涂层设计能够有效地解决由于热膨胀系数不匹配造成Sr(Zr_0.9Yb_0.05Gd_0.05)O_2.95单陶瓷层涂层发生早期失效的现象。