航空发动机制造水平是衡量一个国家在先进工业制造领域地位高低的重要因素。常规涡轮叶片由镍基高温合金构成,其软化温度已接近其熔点。受高温合金的熔点、表面腐蚀和应力断裂等限制,涡轮前进气温度的提高越来越困难。在叶片表面制备一个陶瓷层即TBCs（Thermal Barrier Coatings）,可以将叶片与高温火焰隔离,从而保护叶片降低温度,提高发动机效率。但是随着航空发动机服役环境日益复杂,在高温下空气中的灰尘和砂石等杂质会熔融沉积在涡轮发动机叶片的热障涂层表面,造成类似火山灰环境下的钙镁铝硅酸盐（一般成分为33Ca O-9Mg O-12Al2O3-45Si O2,CMAS）熔融玻璃腐蚀,CMAS玻璃能够渗入至叶片基体并与其反应。此外,被钙镁铝硅酸盐腐蚀的热障涂层具有低的应变损伤容限,化学反应和热力耦合作用导致热障涂层失效,造成严重的经济损失,所以,CMAS腐蚀成为目前的研究热点。国内外常用的TBCs为8wt.%Y2O3-Zr O2（YSZ）涂层,但在CMAS腐蚀下易失效,失去涂层保护的作用。本研究通过掺杂Al2O3-20wt.%Ti O2粉末对8wt.%Y2O3-Zr O2（YSZ）涂层进行改性,并通过等离子喷涂法制备得到YSZ涂层和Al2O3-Ti O2-Y2O3-Zr O2（AT+YSZ）涂层。对CMAS腐蚀前后的YSZ涂层和AT+YSZ涂层进行了形貌、显微硬度、XRD、荧光测试等表征,并通过动态仿真计算了热应力对涂层失效的相关影响。本研究意在通过掺杂改性提高热障涂层抗CMAS腐蚀能力和掌握涂层的失效机制,为预测涂层失效提供一定的理论依据。研究结果表明,等离子喷涂制备的AT+YSZ涂层比YSZ涂层的层状结构更加明显,孔隙率由YSZ涂层的20.04%降至14.25%,平均显微硬度由577 Hv（YSZ涂层）提高至920 Hv（AT+YSZ涂层）。在高温1200℃熔融CMAS腐蚀后,YSZ涂层出现溶解现象,熔融CMAS渗入至涂层内部,出现纵向裂纹;AT+YSZ涂层没有出现明显CMAS渗透现象。两种涂层腐蚀后均出现了Mg Si O3晶相,高温下,AT+YSZ涂层中的Al3+扩散至熔融玻璃层中,并与Ca2+、Al3+、Si4+生成高熔点的钙长石（Ca Al2Si2O8）相。YSZ涂层经CMAS腐蚀后,在紫外激发下具有发光特性,且随腐蚀温度的不同发光面积不同。可根据涂层表面发光情况对涂层失效情况进行预判。AT+YSZ涂层在高温下与熔融CMAS发生热化学反应,因Al2O3的引入使涂层中Al含量提高,改变了CMAS玻璃相的结构。Ti4+作为成核剂诱导了熔融CMAS析晶,生成高熔点稳定的钙长石（Ca Al2Si2O8）相,增加了涂层的致密度,减缓了熔融CMAS向涂层渗透,有效降低了熔融CMAS与涂层之间的反应程度,Al2O3和Ti O2的掺杂提高了YSZ涂层抵抗CMAS腐蚀的能力,延长了涂层的使用寿命。采用有限元分析法,通过ANSYS软件对高温腐蚀后涂层温度分布及残余应力分布进行了分析。温度载荷加载模拟腐蚀过程,包括升温、降温速度及保温时间。经14400 s腐蚀后试样内部温度呈梯度分布,表面温度最高,向涂层内部及基体部分温度逐渐降低。涂层表面与基体表面温差为280℃,基体温度下降说明热障涂层的隔热作用,可以有效延长基体的使用寿命。由温度场耦合应力场得到试样等效残余应力分布云图,分析可知涂层内部最大残余等效应力为547 MPa,在粘结层的边缘位置。结合径向、轴向、剪切应力分布可知,陶瓷层内部主要呈现压应力,试样中心部分为压应力,向边缘逐渐转为拉应力且在边缘部分有较大的应力集中。边缘的应力集中势必造成涂层产生裂纹并破坏。由此也说明了涂层腐蚀后边缘出现较大裂纹并剥落的原因。