本发明涉及材料领域，且特别涉及一种复合结构环境障涂层及其制备方法与应用、航空发动机。
背景技术：
为发展高推重比发动机，需要耐高温、抗氧化和耐腐蚀的新型材料，以满足航空发动机热端部件的使用要求。目前，高温合金已达到其使用温度极限，即使在其构件表面制备热障涂层(thermalbarriercoatings，tbcs)也难以满足新一代航空发动机对热端部件使用温度的要求。
陶瓷是一种重要的结构与功能材料。由于其优异的耐磨、耐高温、耐腐蚀、抗氧化等特性，在机械、冶金、化工、电力和电子等领域已获得广泛应用。陶瓷作为结构材料，其脆性会导致构件灾难性破坏。为了克服这一弱点，人们通过长期研究，发展了多种新型陶瓷和各类复合材料。直到20世纪80年代初，连续纤维增韧陶瓷基复合材料(continousfiber-reinforcedceramiccomposite，cfcc)取得了突破性进展，陶瓷的脆性才得到解决。20世纪90年代，以连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(continousfiber-reinforcedsicmatrixceramiccomposite，cfcc-sic)为代表的新型热结构材料开始进入应用阶段。由于其具有耐高温、低密度、高比强度、高比模量、抗氧化、对裂纹不敏感、不发生灾难性损毁等优异性能，cfcc-sic已成为航空发动机热端部件的理想候选材料。根据增韧纤维不同，cfcc-sic材料包括碳纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(c/sic)和碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(sic/sic)。
在sic/sic的诸多应用领域中都必须面对苛刻的使用环境，包括高温、高压、腐蚀以及高低温热循环等。这些严苛条件在航空发动机环境中表现尤为突出，主要包括频繁起降导致的热循环，航空煤油燃烧导致的水氧耦合腐蚀和环境杂质沉积导致的熔盐腐蚀等。
面对苛刻的服役环境，环境障涂层(environmentalbarriercoatings，ebcs)是确保sic/sic复合材料构件在航空发动机中长时间服役的关键，与热障涂层的作用不同。
传统环境障涂层制备主要包括以下几种制备方法：浆料法(slurryprocessing，sp)、溶胶-凝胶法(sol-gel)、聚合物转化陶瓷法(polymer-derivedceramic，pdc)和大气等离子喷涂法(atmosphericplasmaspaying，aps)等。
浆料法是采用浆料粉体材料与适当的分散剂、粘结剂、溶剂等混合，通过涂刷或者浸渍的方法制备涂层生坯，经烘箱保温处理去除涂层生坯中的溶剂后，再经高温烧结得到。但浆料法的缺点是一次性制备的涂层厚度较薄，因过厚容易引起涂层开裂，这就需要多次制备、多次烧结，而多次烧结和过高的烧结温度会对sic/sic复合材料造成损伤而影响力学性能。
溶胶-凝胶法是一种传统制备涂层的方法，它是利用金属化合物经醇解或水解后形成溶胶，并将溶胶涂覆到基体表面形成凝胶后，通过加热处理去除有机物而形成涂层。该法的缺点是热处理过程因凝胶中大量有机物挥发导致较大体积收缩，故难以制备致密涂层。
聚合物转化陶瓷法是20世纪60年代发展的制备块体陶瓷方法。后人基于其与溶胶-凝胶法的一些共同点(由液态先驱体向固态产物的转变过程)，将其用于涂层制备中。聚合物转化陶瓷法制备涂层的缺点是聚合物裂解过程的大体积收缩导致涂层存在大量气孔和裂纹，从而影响涂层的使用性能。
大气等离子喷涂工艺的基本流程，首先是将基体预热，再利用等离子体焰流加热熔化喷涂粉末，并在高速等离子体焰流的作用下，大气环境中将喷涂材料高速撞击到工件表面，形成扁平层并瞬间凝固，最终形成由无数变形粒子相互交错勾连，呈波浪式堆叠的层状结构涂层。涂层整体性能优越，并在多领域获得实际应用，也成为制备ebcs涂层的主要方法，其主要缺点是喷涂过程中部分粉末存在微熔或未熔现象，这种“夹生”使得较难获得致密涂层。此外，aps喷涂过程中冷却速率快，涂层出现无定形态，且涂层热残余应力大并导致涂层服役过程中产生大量裂纹而影响涂层使用性能。
技术实现要素：
本发明的目的之一在于提供一种复合结构环境障涂层的制备方法，该制备方法简单，易操作，耗时短，并且沉积效率高，可实现气、液、固多相沉积。
本发明的目的之二在于提供一种由上述制备方法制备而得的复合结构环境障涂层，该复合结构环境障涂层含有层/柱复合结构的yb2sio5涂层，不仅具有高致密性，而且在高低温热循环过程中能够有效释放热应力，可整体提高环境障涂层的热循环性能。
本发明的目的之三在于提供一种上述复合结构环境障涂层的应用，例如可将其用于制备航空发动机，能够满足航空发动机热端部件的使用要求。
本发明的目的之四在于提供一种含有上述复合结构环境障涂层的航空发动机，具有良好的耐高温性能。
本发明解决其技术问题是采用以下技术方案来实现的：
本发明提出一种复合结构环境障涂层的制备方法，包括以下步骤：采用等离子喷涂-物理气相沉积方法，依次于基体层的表面制备si涂层、于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备莫来石涂层以及于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备层/柱复合结构的yb2sio5涂层；基体层的原料含有sic/sic复合材料。
本发明还提出一种复合结构环境障涂层，其由上述制备方法制备而得。
本发明还提出一种上述复合结构环境障涂层的应用，例如可将其用于制备发动机。
本发明还提出一种航空发动机，该航空发动机含有上述复合结构环境障涂层。
本发明较佳实施例提供的复合结构环境障涂层及其制备方法与应用、航空发动机的有益效果是：
于基体层的表面制备si涂层，一方面起到第一重阻扩散作用，避免yb2sio5与基体发生反应，另一方面又因熔融的si在本发明实施例中的复合材料基体层表面具有良好的铺展性，从而可使莫来石涂层具有较好的平整度。
莫来石涂层可起到第二重阻扩散作用，结合si涂层，进一步防止yb2sio5与基体发生反应，从而提高yb2sio5涂层的作用效果。
yb2sio5涂层作为环境障涂层主要用来抵抗环境对sic/sic的腐蚀，同时还兼具阻断及愈合裂纹以及空隙的作用。将复合结构环境障涂层中的yb2sio5涂层制备成层/柱复合结构，其中，层状结构有助于抵抗外来腐蚀，柱状结构有助于热循环过程中应力的释放，避免涂层剥落，从而使得yb2sio5涂层在高低温热循环过程中有效释放热应力，提高整体复合结构环境障涂层的热循环性能。
本发明较佳实施例所提供的复合结构环境障涂层的制备方法简单，易操作，耗时短，沉积效率高，可实现喷涂粉末的气、液、固多相沉积，获得致密纳米层/柱yb2sio5涂层，避免涂层空隙率大以及应力容限低等缺点。此外，该方法能实现非视线沉积，在复杂形状部件能获得厚度、结构均匀的涂层覆盖，对于制备厚度、结构均匀的复杂形状部件涂层具有较大的优势。
制备而得的复合结构环境障涂层中各涂层之间结合牢固，不仅具有高致密性，而且所含的层/柱复合结构的yb2sio5涂层在高低温热循环过程中能够有效释放热应力，可整体提高环境障涂层的热循环性能。上述复合结构环境障涂层可用于制备发动机，尤其是航空发动机。含有上述复合结构环境障涂层的航空发动机具有良好的耐高温性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，以下将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。
图1为试验例中复合结构环境障涂层断面电子扫描形貌；
图2为试验例中复合结构环境障涂层断面透射电子显微照片。
图标：1-基体层；2-si涂层；3-莫来石涂层；4-yb2sio5涂层。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。实施例中未注明具体条件者，按照常规条件或制造商建议的条件进行。所用试剂或仪器未注明生产厂商者，均为可以通过市售购买获得的常规产品。
下面对本发明实施例的复合结构环境障涂层及其制备方法与应用、航空发动机进行具体说明。
本发明实施例提供的复合结构环境障涂层的制备方法包括以下步骤：采用等离子喷涂-物理气相沉积方法，依次于基体层的表面制备si涂层、于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备莫来石涂层以及于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备层/柱复合结构的yb2sio5涂层。
作为可选地，基体的原料包括碳化硅基复合材料，碳化硅基复合材料包括sic/sic复合材料。其中，第一个sic为碳化硅纤维，第二个sic为碳化硅陶瓷。
sic/sic为一种兼具金属材料、陶瓷材料和碳材料性能优点于一体的新型热结构/功能材料。本发明实施例中基体层的原料含有sic/sic，其较c/c复合材料相比可提高抗氧化性和使用寿命，成为1650℃以下长寿命(数百上千小时)、1900℃以下有限寿命(数分钟到十分钟)和2800℃以下瞬时寿命(数秒至十秒)的理想候选材料，同时还具有优良的超低温性能和抗辐照性能。此外，将其代替聚合物基复合材料可起到提高强度和使用温度的作用，将其代替金属材料可起到提高使用温度和减重的作用。
于基体层的表面制备si涂层，一方面起到第一重阻扩散作用，避免yb2sio5与基体发生反应，另一方面又因熔融的si在本发明实施例中的复合材料基体层表面具有良好的铺展性，从而可使莫来石涂层具有较好的平整度。
莫来石涂层在本发明实施例中主要起到第二重阻扩散作用，结合si涂层，进一步防止yb2sio5与基体发生反应，从而提高yb2sio5涂层的作用效果。
yb2sio5涂层与现有技术中常用的热障涂层不同，后者主要作用是用于降低合金的表面温度，而前者作为环境障涂层主要用来抵抗环境对sic/sic的腐蚀，同时还兼具阻断及愈合裂纹以及空隙的作用。
采用yb2sio5作为环境障涂层的原料，其原因在于yb2sio5具有低的热膨胀系数、优良的抗水氧腐蚀性能与相稳定性，更重要的是它在高速燃气环境中具有较低的挥发率。经试验证明，yb2sio5涂层在1482℃水氧环境中具有一定稳定性，在1400℃以上与中间莫来石过渡层有良好化学相容性和力学相容性，并且yb2sio5涂层在1300℃-1400℃、90％h2o-10％o2环境中表现出良好的稳定性与抗水氧腐蚀性。
值得说明的是，由于yb2sio5纳米粉末晶粒在大气等离子方法中的高温等离子体的作用下容易长大，且将其用于航空发动机需使整体环境障涂层具有良好的热循环性能，故本发明实施例中优选将复合结构环境障涂层中的yb2sio5涂层制备成层/柱复合结构。其中，层状结构有助于抵抗外来腐蚀，柱状结构有助于热循环过程中应力的释放，避免涂层剥落，从而使得yb2sio5涂层在高低温热循环过程中有效释放热应力，提高整体复合结构环境障涂层的热循环性能。
可参考地，本发明实施例的复合结构环境障涂层中si涂层、莫来石涂层以及yb2sio5涂层的厚度例如可以依次为45-55μm、45-55μm以及90-110μm。该厚度范围下，三层涂层配合后所起的效果最佳。若si涂层或莫来石涂层厚度过小，二者所起的阻扩散作用较差甚至当yb2sio5涂层的厚度过厚时，二者几乎起不到阻止yb2sio5扩散的效果。当yb2sio5涂层的厚度过薄时，环境障涂层则不能具备良好的热循环性能。
制备过程中，在制备si涂层前，调节制备体系(真空罐内)的压力为1.45-1.55mbar，优选为1.5mbar，此优选压力下，等离子焰流拥有较高的温度(>10000℃)和速度(>800m/s)。较佳地，可先将制备体系(真空罐)抽真空至0.45-0.55mbar，然后再回填惰性气体至压力为38-42mbar，然后再抽真空至1.45-1.55mbar。其中，惰性气体优选选自氩气，此类惰性气体经济效益高。在喷涂si涂层过程中，由于真空罐填充有氩气，因此氧分压较低，从而避免了si熔滴的氧化，氧化的减少使熔融si与sic/sic复合材料基底润湿性较好，从而使熔融si在复合材料表面显示出良好的铺展性，喷涂过程中大量的熔融扁平si粒子相互叠加，以获得致密si涂层。
值得说明的是，本发明实施例中，先抽真空、再回填氩气并二次抽真空，其目的在于：一是降低氧气分压，避免si粉末的氧化；二是更低压力下等离子焰流会变长、变宽，喷涂粉末在焰流中停留的时间延长，粉末熔融性较好。但并非压力越低越好，压力在1.5mbar下等离子焰流的能量密度大于0.5mbar，故兼顾焰流的长度和密度，综合因素选择优选在0.5mbar。
可参考地，si涂层的制备过程中等离子喷涂条件例如可以包括：等离子喷涂净功率为36-40kw。等离子气体包括氩气与氢气，氩气的流量为78-82nspm，氢气的流量为3.5-4.5nspm。送粉量为12-16g/min，喷涂距离为280-320mm。值得说明的是，本申请中所有nspm均代表标准升每分钟(l/min)的意思。
喷涂过程中si粉末的熔融程度跟喷枪净功率以及喷涂距离的大小有关，喷涂净功率过高，会造成粉末气化严重，涂层沉积率低；喷涂净功率过低，会造成粉末熔融性差，所获得涂层不致密。将等离子喷涂净功率控制在较高范围能保证等离子体有足够的热量传递给粉末，使得粉末表面与芯部均能发生熔融。喷涂距离过大会造成粉末熔融粒子速度太低，熔融粒子扁平化不够，不能获得致密涂层；喷涂距离过小，会造成基体离喷枪距离太低，基体容易烧蚀。
另外，本发明实施例提供的合适的等离子体气体组合(氩气与氢气)，能使得等离子体焰流的温度分布均匀，保证停留在等离子体外焰的si粉末也能有较好的熔融状态。
此外，喷涂过程中合适的送粉量是保证所有的si粉末都能熔融的关键。合理的喷涂参数能使得熔融si同时兼顾较高的速度和温度，当撞击基体表面时，能获得较高的扁平率。作为可选地，喷涂粉末的送粉方式例如可以采用双内送粉方式，送入等离子喷枪后，粉末在高温等离子体焰流的作用下逐渐发生熔融形成熔滴，最终喷涂粉末以熔滴的形式撞击基体表面，并在高速等离子的作用下高速撞击基体的熔滴迅速扁平化。由于基体温度较高，扁平熔滴产生的热残余应力较低从而避免了热应力释放诱发大量裂纹产生现象。
在制备si涂层的过程中，基体的温度例如可维持在890-910℃，优选为900℃。该温度范围下，sic/sic基体的热变形小，尤其是对于大尺寸基体尤为关键。另外，在该温度范围内，熔融si和基体润湿性较好，si在基体表面铺展的扁平率较高，是获得致密si涂层的关键。此外，在该温度范围内，si涂层的热应力能控制在较低的水平。
较佳地，调节制备体系的压力前，还可包括清洗基体的步骤。清洗可以是将基体依次于第一有机试剂、第二有机试剂和第三有机试剂中清洗。其中，第一有机试剂包括汽油或煤油，第二有机试剂包括丙酮或氯仿，第三有机试剂包括酒精或甲醇。优选地，清洗是将基体依次于汽油、丙酮和酒精中清洗。
清洗的方式优选为超声清洗，以除去基体所含的不利于si粉末喷涂沉积的物质。可选地，超声清洗时间例如可以为10-15min。
进一步地，莫来石涂层的制备过程中等离子喷涂条件例如可以包括：等离子喷涂净功率为54-56kw。等离子气体包括氩气与氦气，氩气的流量为56-60nspm，氦气的流量为36-40nspm。送粉量为16-18g/min，喷涂距离为890-900mm，基体的温度为940-960℃。
yb2sio5涂层的制备过程中等离子喷涂条件例如可以包括：等离子喷涂净功率为50-60kw。等离子气体包括氩气和氢气，氩气的流量为70-110nspm，氢气的流量为5-10nspm。送粉量为5-10g/min，喷涂距离为900-1000mm，基体的温度为890-910℃。
本发明实施例中各涂层所用的等离子喷涂条件均不同，其原因在于，上述各喷涂条件均是结合各涂层的原料性质以及设置位置所特殊确定的。上述喷涂条件能使各涂层在喷涂过程中具有较为合适的冷却速率，获得较佳的涂层形态，并且还能避免涂层热残余应力导致涂层服役过程中产生大量裂纹。
承上所述，本发明实施例所提供的复合结构环境障涂层的制备方法简单，易操作，耗时短，沉积效率高，可实现喷涂粉末的气、液、固多相沉积，获得致密纳米层/柱yb2sio5涂层，避免涂层空隙率大以及应力容限低等缺点。此外，该方法能实现非视线沉积，在复杂形状部件(如双联体涡轮叶片)能获得厚度、结构均匀的涂层覆盖，对于制备厚度、结构均匀的复杂形状部件涂层具有较大的优势。
经上述制备方法制备而得的复合结构环境障涂层中各涂层之间结合牢固，不仅具有高致密性，而且所含的层/柱复合结构的yb2sio5涂层在高低温热循环过程中能够有效释放热应力，可整体提高环境障涂层的热循环性能。
本发明实施例还提供了一种上述复合结构环境障涂层的应用，例如可以将其用于制备发动机，尤其是航空发动机。具体可参考地，上述复合结构环境障涂层例如可以用于航空发动机中尾喷管、燃烧室和涡轮部分的热端部件。
此外，本发明实施例还提供了一种航空发动机，该航空发动机含有上述所涉及的复合结构环境障涂层，较现有的航空发动机而言，本发明实施例提供的航空发动机可提高工作温度400-500℃、结构减重50％-70％，延长使用寿命。
以下结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。
实施例1
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗10min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.45mbar，再回填氩气至38mbar，然后再抽真空至1.45mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为45μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为36kw，等离子气体中氩气的流量为78nspm，氢气的流量为3.5nspm，送粉量为12g/min，喷涂距离280mm，基体的温度为890℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为45μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为54kw，等离子气体中氩气的流量为56nspm，氦气的流量为36nspm，送粉量为16g/min，喷涂距离为890mm，基体的温度为940℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为90μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为50kw，等离子气体中氩气的流量为70nspm，氢气的流量为5nspm，送粉量为5g/min，喷涂距离为900mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为35次，无涂层剥落。
实施例2
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗15min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.55mbar，再回填氩气至42mbar，然后再抽真空至1.55mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为55μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为40kw，等离子气体中氩气的流量为82nspm，氢气的流量为4.5nspm，送粉量为16g/min，喷涂距离320mm，基体的温度为910℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为55μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为56kw，等离子气体中氩气的流量为60nspm，氦气的流量为40nspm，送粉量为18g/min，喷涂距离为900mm，基体的温度为960℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为110μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为52kw，等离子气体中氩气的流量为75nspm，氢气的流量为6nspm，送粉量为6g/min，喷涂距离为920mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为36次，无涂层剥落。
实施例3
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗12.5min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.5mbar，再回填氩气至40mbar，然后再抽真空至1.5mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为50μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为38kw，等离子气体中氩气的流量为80nspm，氢气的流量为4nspm，送粉量为14g/min，喷涂距离300mm，基体的温度为900℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为50μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为54kw，等离子气体中氩气的流量为58nspm，氦气的流量为38nspm，送粉量为17g/min，喷涂距离为895mm，基体的温度为950℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为100μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为54kw，等离子气体中氩气的流量为80nspm，氢气的流量为7nspm，送粉量为7g/min，喷涂距离为940mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为34次，无涂层剥落。
实施例4
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗12min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.5mbar，再回填氩气至40mbar，然后再抽真空至1.5mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为50μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为37kw，等离子气体中氩气的流量为79nspm，氢气的流量为3.5nspm，送粉量为13g/min，喷涂距离290mm，基体的温度为895℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为50μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为54.5kw，等离子气体中氩气的流量为57nspm，氦气的流量为37nspm，送粉量为16.5g/min，喷涂距离为890mm，基体的温度为945℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为100μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为56kw，等离子气体中氩气的流量为90nspm，氢气的流量为8nspm，送粉量为9g/min，喷涂距离为960mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为35次，无涂层剥落。
实施例5
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗14min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.5mbar，再回填氩气至40mbar，然后再抽真空至1.5mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为50μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为39kw，等离子气体中氩气的流量为81nspm，氢气的流量为4.5nspm，送粉量为15g/min，喷涂距离310mm，基体的温度为905℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为50μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为55.5kw，等离子气体中氩气的流量为59nspm，氦气的流量为39nspm，送粉量为17.5g/min，喷涂距离为900mm，基体的温度为955℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为100μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为58kw，等离子气体中氩气的流量为100nspm，氢气的流量为9nspm，送粉量为10g/min，喷涂距离为970mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为37次，无涂层剥落。
实施例6
以sic/sic复合材料为基体，使用汽油、丙酮和酒精依次对基体超声波除污清洗10min，然后把基体安装在夹具上并放置在真空罐中，对真空罐抽真空至0.5mbar，再回填氩气至40mbar，然后再抽真空至1.5mbar。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于清洗过的基体层的表面制备厚度为50μm的si涂层。si涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为38kw，等离子气体中氩气的流量为80nspm，氢气的流量为4nspm，送粉量为14g/min，喷涂距离300mm，基体的温度为900℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于si涂层的远离基体层的一侧的表面制备厚度为50μm的莫来石涂层。等离子喷涂净功率为55kw，等离子气体中氩气的流量为58nspm，氦气的流量为38nspm，送粉量为17g/min，喷涂距离为900mm，基体的温度为950℃。
采用等离子喷涂-物理气相沉积技术于莫来石涂层的远离si涂层的一侧的表面制备厚度为100μm的层/柱复合结构的yb2sio5涂层。yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为60kw，等离子气体中氩气的流量为110nspm，氢气的流量为10nspm，送粉量为10g/min，喷涂距离为1000mm，基体的温度为900℃。
所获得的复合结构环境障涂层在1300℃进行水淬热循环次数为33次，无涂层剥落。
实施例7
本实施例与实施例6的区别在于：yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为55kw，等离子气体中氩气的流量为90nspm，氢气的流量为7.5nspm，送粉量为7.5g/min，喷涂距离为950mm，基体的温度为890℃。
实施例8
本实施例与实施例6的区别在于：yb2sio5涂层制备过程中等离子喷涂条件为：等离子喷涂净功率为55kw，等离子气体中氩气的流量为90nspm，氢气的流量为7.5nspm，送粉量为7.5g/min，喷涂距离为950mm，基体的温度为910℃。
实施例9
本实施例与实施例6的区别在于：使用煤油、氯仿和甲醇依次对基体超声波除污清洗。
实施例10
本实施例提供一种复合结构环境障涂层的应用，即将其用于制备航空发动机中的尾喷管，复合结构环境障涂层可采用由上述实施例1-9任一实施例制备所得的复合结构环境障涂层。
实施例11
本实施例提供一种复合结构环境障涂层的应用，即将其用于制备航空发动机中的燃烧室，复合结构环境障涂层可采用由上述实施例1-9任一实施例制备所得的复合结构环境障涂层。
实施例12
本实施例提供一种复合结构环境障涂层的应用，即将其用于制备航空发动机中的涡轮部分，复合结构环境障涂层可采用由上述实施例1-9任一实施例制备所得的复合结构环境障涂层。
实施例13
本实施例提供一种航空发动机，该航空发动机含有复合结构环境障涂层，复合结构环境障涂层可采用由上述实施例1-9任一实施例制备所得的复合结构环境障涂层。
试验例
重复实施上述实施例1-9，得到足够多的复合结构环境障涂层。
以实施例1为例，对制备而得的复合结构环境障涂层进行电子扫描和透射电子显微观察，电子扫描结果如图1所示，透射电子显微观察照片如图2所示。
由图1可以看出，实施例1制备而得的复合结构环境障涂层表面无裂纹，基体层1、si涂层2、莫来石涂层3以及yb2sio5涂层4各涂层均结构均匀，且结合图2可以看出，该复合结构环境障涂层的内部无裂纹和孔洞。
此外，对实施例2-9制备而得的复合结构环境障涂层进行电子扫描，其结果均显示扫描样本的复合结构环境障涂层表面无裂纹、各涂层结构均匀且其内部无裂纹和孔洞。
综上所述，本发明实施例提供的复合结构环境障涂层的制备方法简单，易操作，耗时短，沉积效率高，可实现喷涂粉末的气、液、固多相沉积，获得致密纳米层/柱yb2sio5涂层，避免涂层空隙率大以及应力容限低等缺点。此外，该方法能实现非视线沉积，在复杂形状部件能获得厚度、结构均匀的涂层覆盖，对于制备厚度、结构均匀的复杂形状部件涂层具有较大的优势。
制备而得的复合结构环境障涂层中各涂层之间结合牢固，不仅具有高致密性，而且所含的层/柱复合结构的yb2sio5涂层在高低温热循环过程中能够有效释放热应力，可整体提高环境障涂层的热循环性能。上述复合结构环境障涂层可用于制备发动机，尤其是航空发动机。含有上述复合结构环境障涂层的航空发动机具有良好的耐高温性能。
以上所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。