热障涂层(Thermal Barrier Coatings, TBCs)材料是一种起隔热作用的陶瓷涂层，其热传导系数一般较低，通常制备在金属或高温合金的表面，可以大幅度的降低被保护金属或高温合金的温度，从而大大的提升了整体器件或系统的工作温度，从而提高设备或机器的工作效率，延长其使用寿命。热障涂层可广泛应用于多个领域，尤其在航空航天飞行器的热端部件、冶金行业、化学化工行业以及能源工业等方面的使用更是至关重要，本文主要针对的对象就是高性能航空发动机内的热障涂层涡轮叶片。涡轮叶片是航空发动机的核心部件，对航空发动机的性能起着非常关键的作用。在实际的使用过程中，由于热障涂层涡轮叶片结构复杂，使用环境也非常多样化，使得热障涂层涡轮叶片在实际服役过程中的应力演化成为相关研究的重点和难点问题。因此本文的研究重点是分析考虑冷却通道的热障涂层涡轮叶片在热循环作用下的温度变化和应力演化，以及不同数目冷却通道对涡轮叶片热障涂层应力场的影响，从而探索应力的演化规律。本学位论文的主要研究内容如下：第一，建立含有多条冷却通道的热障涂层涡轮叶片的有限元模型。首先，建立含有热障涂层分层结构，但不含有冷却通道的涡轮叶片的几何结构，然后，建立冷却通道的几何模型，最后再合成含有多条冷却通道的热障涂层涡轮叶片的几何模型；对模型进行网格划分，首先，将模型切分为叶身和榫头两部分，分别对两部分划分网格；进行材料属性、加载、边界条件、初始条件等的设置，先计算温度场，再应用温度场的结算结果计算应力场。第二，温度场和应力场的有限元计算结果的分析。保温过程中（稳态）的温度分布的结果表明，叶片不同位置的温度分布存在很大的不同，其中，压力面的热障涂层分担的温度梯度最大。因此，只考虑温度对热障涂层涡轮叶片的影响的话，压力面的涂层需要承受更高的高温作用和更大的温度梯度，对基底的保护作用也最好。对于应力场的结果分析，在经过若干热循环的计算过后，在陶瓷层中的应力演化过程中，随着热循环数的增加，在陶瓷层内由初始的残余压应力，慢慢变小，依此规律推断，在足够多个循环过后，压缩应力逐渐变为0以后，会继续增大为拉应力，当拉应力持续增大到一定值的时候，陶瓷层就会发生破坏。第三，建立不同数目冷却通道的热障涂层涡轮叶片的有限元模型。在冷却通道的总表面积不变、热障涂层各层厚度和形状不变的前提下，通过对热循环过程中应力场的计算，分析不同数目冷却通道对热障涂层涡轮叶片的影响或作用。其中我们发现，在不考虑冷却气体流速和外界热交换变化时，不同数目的冷却通道对热障涂层涡轮叶片的温度分布几乎没有影响，也说明此时温度分布只与各层厚度、形状以及温度边界相关，与冷却通道的数目无关。本文通过对考虑冷却通道的涡轮叶片热障涂层的有限元数值模拟研究，找出热障涂层各分层的应力演化规律，为提高涡轮叶片热障涂层的耐热循环的能力及寿命预测提供指导。