一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层及其制备方法

摘要

本发明涉及了一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层及其制备方法，其中，上述涂层自基体向外依次包括硅粘结层、梯度莫来石层、YSZ层和二硅酸镱层。上述硅粘结层的厚度为40～60μm，上述梯度莫来石层的厚度为110～140μm，上述YSZ层的厚度为120～140μm，上述二硅酸镱层的厚度为140～170μm。本发明所提供用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层及其制备方法，可大幅延长上述涂层材料在航空发动机环境下的有效工作时间。

说明书

技术领域

本发明涉及功能涂层材料领域，尤其涉及了一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层及其制备方法。

背景技术

连续纤维增强的热结构复合材料由于具有耐高温、高韧性、密度低、耐腐蚀和抗氧化等优势，采用其制备航空发动机高压涡轮静子件等关键构件，可显著降低发动机构件的重量，并大幅降低航空发动机中冷却空气用量及油耗率。然而，面对航空发动机中复杂的水氧和熔盐环境，由上述连续纤维增强的热结构复合材料制备的热端部件并不能达到长时间有效工作的要求，因此，需要添加防护涂层以保护由上述材料制备的基体。

目前常用的涂层材料包括热障涂层和环境障涂层，但上述两种涂层材料均存在一定的缺陷。如传统的热障涂层主要是以氧化钇稳定的氧化锆(ZrO₂-Y₂O₃，YSZ)作为涂层的最外层材料，在大气氧化的环境中表现出很好的抗氧化性能，但在复杂的水汽环境中无法适用，在1300℃的航空发动机环境条件下有效工作时间(有效工作时间是指涂层发生失重失效之前的工作时间)尚不足150小时；而现有的最为先进的环境障涂层，即稀土硅酸盐涂层体系(以二硅酸镱为例)，在航空发动机环境条件下有效工作时间仅为200小时左右。因此，现有的涂层材料均不能在航空发动机环境下长时间的有效工作。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层及其制备方法，可大幅延长上述涂层材料在航空发动机环境下的有效工作时间。

为达到上述目的，本发明提供的技术方案为：

第一方面，本发明提供了一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，上述涂层自基体向外依次包括硅粘结层、梯度莫来石层、YSZ层和二硅酸镱层；其中，硅粘结层的厚度为40～60μm，梯度莫来石层的厚度为110～140μm，YSZ层的厚度为120～140μm，二硅酸镱层的厚度为140～170μm。

本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，自基体向外依次包括硅粘结层、梯度莫来石层、YSZ层和二硅酸镱层，二硅酸镱的材料相结构更加稳定，使用其作为最外层，可有效地抵抗航空发动机中的水汽和熔盐侵蚀；且位于二硅酸镱层和梯度莫来石层之间的YSZ层起到较好的隔热作用，可防止航空发动机中的热量透过二硅酸镱层对内层涂层材料进行热侵蚀；上述梯度莫来石层是指热膨胀系数具有梯度性变化的莫来石层，在上述涂层中最内层的硅粘结层的热膨胀系数较小，一般为3.5～4.5×10^-6/℃，而YSZ层的热膨胀系数较大，一般为10.6×10^-6/℃，两者的热膨胀系数存在较大的差异，因此，两者之间难以直接配合，需要在其间添加过渡层，莫来石是由氧化铝和二氧化硅组成的化合物，其中氧化铝的热膨胀系数大于二氧化硅，在梯度莫来石层的制备过程中，可通过改变氧化铝和二氧化硅的比例来调整梯度莫来石层的热膨胀系数，使之与硅粘结层及YSZ层的相接触处均有良好的配合，从而较大程度地避免了涂层内部各层间内应力的产生。此外，上述涂层中各层之间由于涂层材料的不同，在各涂层之间存在一定的界面剪切应力，上述界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层与基体之间的界面剪切应力与硅粘结层的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下亦较容易损坏。经过大量的实验研究，上述各层的厚度优选为：硅粘结层的厚度为40～60μm，梯度莫来石层的厚度为110～140μm，YSZ层的厚度为120～140μm，二硅酸镱层的厚度为140～170μm，当上述各层的厚度在上述范围时，本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，在航空发动机的环境中使用时可获得较长的有效工作时间。

因此，本发明所提供用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，可大幅延长其在航空发动机环境下的有效工作时间。

第二方面，本发明还提供了一种上述用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法，上述制备方法包括：步骤S1，利用电子束物理气相沉积工艺在已烘干的所述基体的表面喷涂一层硅作为硅粘结层；步骤S2，利用化学气相沉积工艺在硅粘结层的表面制备梯度莫来石层；步骤S3，利用料浆刷涂法在所述梯度莫来石层的表面涂覆YSZ材料制备YSZ层；步骤S4，利用超音速等离子喷涂工艺，在所述YSZ层的表面喷涂二硅酸镱材料制备二硅酸镱层。

进一步地，上述硅粘结层的厚度为40～60μm，梯度莫来石层的厚度为110～140μm，YSZ层的厚度为120～140μm，二硅酸镱层的厚度为140～170μm。

进一步地，在步骤S1之前还包括：将上述基体的表面进行打磨；将打磨后的基体放入无水乙醇中利用超声波进行清洗；将清洗后的基体放入烘箱中，在80-100℃条件下烘干2-5h。

进一步地，上述电子束物理气相沉积工艺的参数设置为：电压为8～11.0KV，电流为0.55～0.65A，真空度为6～15.0×10^-3Pa，硅靶材与基体的间距为180～220mm，上述基体的转速为9～11r/min，沉积速率为10～14μm/h，沉积时间为4～6h。

进一步地，上述化学气相沉积工艺是在化学气相沉积炉中进行，上述化学气相沉积炉中的真空度设置为5×10⁴Pa～7×10⁴Pa，上述化学气相沉积炉中所用气相为AlCl₃、SiCl₄、CO₂和H₂组成的混合气体；以SiCl₄气体为标准，上述混合气体的流量为2.5×10^-5m³/s～3.5×10^-5m³/s。

进一步地，在上述化学气相沉积工艺的开始阶段，AlCl₃气体的流量为7×10^-5m³/s～10×10^-5m³/s；随着上述化学气相沉积工艺的不断进行，逐渐增加所述AlCl₃气体的流量，AlCl₃气体的流量的增加速率为0.1×10^-5m³/min～0.15×10^-5m³/min；在上述化学气相沉积工艺的最后阶段，AlCl₃气体的流量为9×10^-5m³/s～12×10^-5m³/s。

进一步地，在步骤S3之后、步骤S4之前，还包括：将涂覆有YSZ材料的基体放入高温炉中，对高温炉先进行抽真空操作，然后通入高纯氩气；以15～20℃/min的升温速率将高温炉的炉温升至650～700℃，保温2～5h；以20～25℃/min的降温速率将高温炉的炉温降至300～450℃，关闭高温炉的电源，并自然降温至室温。

进一步地，上述YSZ材料为ZrO₂和Y₂O₃组成的混合物，其中，所述Y₂O₃的质量占所述混合物总质量的比例为6％～8％。

进一步地，上述步骤S4具体包括：步骤S41，将粒度为10μm～20μm的SiO₂和Yb₂O₃粉末按摩尔比2：1～2.5：1的比例制成悬浮液并放入氧化铝坩埚中混合；步骤S42，将混合后的所述悬浮液放入烘箱中，在110～130℃的条件下烘干，得到完全烘干的混合粉末；步骤S43，将混合粉末在1400～1500℃下反应20～24h，将反应后的混合粉末自然降温得到二硅酸镱粉体；步骤S44，使用无水乙醇对带有三层涂层的基体的表面进行超声波清洗，然后使用刚玉砂砾对其表面进行喷砂处理，最后使用压缩空气对其表面进行除杂；步骤S45，利用超音速等离子喷涂工艺，将所述二硅酸镱粉体喷涂于除杂后的带有三层涂层的基体的表面制备二硅酸镱层。

本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法，自基体向外依次设置有硅粘结层、梯度莫来石层、YSZ层和二硅酸镱层，二硅酸镱的材料相结构更加稳定，使用其作为最外层，可有效地抵抗航空发动机中的水汽和熔盐环境；且位于二硅酸镱层和梯度莫来石层之间的YSZ层可起到较好的隔热作用，防止航空发动机中的热量透过二硅酸镱层对内层涂层材料进行热侵蚀；上述梯度莫来石层是指热膨胀系数具有梯度性变化的莫来石层，在上述涂层中最内层的硅粘结层的热膨胀系数较小，一般为3.5～4.5×10^-6/℃，而YSZ层的膨胀系数较大，一般为10.6×10^-6/℃，两者之间存在较大地热膨胀系数的差异，因此，两者之间难以直接配合，需要在其间添加过渡层，莫来石是由氧化铝和二氧化硅组成的混合物，其中氧化铝的热膨胀系数大于二氧化硅，在梯度莫来石层的制备过程中，保持SiCl₄气体的流量不变，通过逐渐增加AlCl₃气体的流量来增加梯度莫来石层中氧化铝的含量，从而使得整个梯度莫来石层与硅粘结层及YSZ层相接触处都能得到良好的配合，从而较大程度地避免了涂层内部各层间内应力的产生。此外，上述涂层中各层之间由于涂层材料的不同，在各涂层之间存在一定的界面剪切应力，上述界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层与基体之间的界面剪切应力与硅粘结层的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下亦较容易损坏。经过大量的实验研究，上述各层的厚度优选为：硅粘结层的厚度为40～60μm，梯度莫来石层的厚度为110～140μm，YSZ层的厚度为120～140μm，二硅酸镱层的厚度为140～170μm，当上述各层的厚度在上述范围时，本发明所提供的制备方法所获得的涂层，在航空发动机的环境中使用时可获得较长的有效工作时间。

因此，本发明所提供用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法所获得的涂层，可大幅延长其在航空发动机环境下的有效工作时间。

附图说明

以下附图仅旨在对本发明做示意性说明和解释，并不限定本发明的范围。

图1为本发明实施例提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法的流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做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。

实施例一

本发明实施例提供了一种用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，上述涂层自基体1向外依次包括硅粘结层2、梯度莫来石层3、YSZ层4和二硅酸镱层5；其中，硅粘结层2的厚度为50μm，梯度莫来石层3的厚度为120μm，YSZ层4的厚度为120μm，二硅酸镱层5的厚度为160μm。

本发明实施例所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层，自基体向外依次包括硅粘结层2、梯度莫来石层3、YSZ层4和二硅酸镱层5，二硅酸镱的材料相结构更加稳定，使用其作为最外层，可有效地抵抗航空发动机中的水汽和熔盐侵蚀；且位于二硅酸镱层5和梯度莫来石层3之间的YSZ层4起到较好的隔热作用，可防止航空发动机中的热量透过二硅酸镱层5对内层涂层材料进行热侵蚀；上述梯度莫来石层3是指热膨胀系数具有梯度性变化的莫来石层，在上述涂层中最内层的硅粘结层2的热膨胀系数较小，一般为3.5～4.5×10^-6/℃，而YSZ层4的热膨胀系数较大，一般为10.6×10^-6/℃，两者的热膨胀系数存在较大的差异，因此，两者之间难以直接配合，需要在其间添加过渡层，莫来石是由氧化铝和二氧化硅组成的化合物，其中氧化铝的热膨胀系数大于二氧化硅，在梯度莫来石层3的制备过程中，可通过改变氧化铝和二氧化硅的比例来调整梯度莫来石层3的热膨胀系数，使之与硅粘结层2及YSZ层4的相接触处均有良好的配合，从而较大程度地避免了涂层内部各层间内应力的产生。此外，上述涂层中各层之间由于涂层材料的不同，在各涂层之间存在一定的界面剪切应力，上述界面剪切应力与各层的厚度的平方存在正相关关系(例如硅粘结层2与基体1之间的界面剪切应力与硅粘结层2的厚度的平方呈正相关关系)，即各层厚度越大，界面剪切应力也就越大，当涂层的厚度过大时，涂层的稳定性就会变差，出现涂层开裂或剥落的现象，但若各层的厚度过薄，在航空发动机的环境下亦较容易损坏。经过大量的实验研究，本发明实施例中上述各层的厚度优选为：硅粘结层2的厚度为50μm，梯度莫来石层3的厚度为120μm，YSZ层4的厚度为120μm，二硅酸镱层5的厚度为160μm，此时，上述涂层的有效工作时间最长。

需要说明的是，上述涂层中各层的厚度设置仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为对本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的涂层的实施范围的限定，上述各层的厚度设置只要在下述范围内，硅粘结层2：40～60μm，梯度莫来石层3：110～140μm，YSZ层4：120～140μm，二硅酸镱层5：140～170μm，所得涂层均具有较长的有效工作时间。

以下本发明实施例将针对不同厚度设置的各层材料所组合的涂层在1400℃的模拟发动机环境下的有效工作时间进行测试。

此处，为了便于表述，本发明将厚度设置在上述优选范围内的各层定义为P，厚度设置小于上述优选范围的各层定义为P₁，厚度设置大于上述优选范围的各层定义为P₂。对本发明实施例而言，上述硅粘结层2的厚度分别设置为25μm(记为P₁)，50μm(记为P)，75μm(记为P₂)；上述梯度莫来石层3的厚度分别设置为95μm(记为P₁)，120μm(记为P)，155μm(记为P₂)；上述YSZ层4的厚度分别设置为105μm(记为P₁)，120μm(记为P)，155μm(记为P₂)；上述二硅酸镱层5的厚度分别设置为125μm(记为P₁)，160μm(记为P)，185μm(记为P₂)。则若只有硅粘结层2的厚度设置小于优选范围，其他各层的厚度设置均在优选范围内时，上述涂层可以表述为P₁PPP。表1显示的为本发明实施例所设计的九种方案所得涂层的有效工作时间(T)测试。

表1

序号123456789方案PPPPP₁PPPP₂PPPPP₁PPPP₂PPPPP₁PPPP₂PPPPP₁PPPP₂T/h400312307287280264247207202

从表1中可以看出，无论是哪一层，若其厚度设置不在优选范围之内，均会对涂层的有效工作时间产生影响。而从最内层的硅粘结层2到最外层的二硅酸镱层5，当二硅酸镱层5的厚度不在优选范围内时，对上述涂层的有效工作时间影响最大，这是最外层材料为最先接触使用环境的材料，其性能的优劣将对涂层性能的好坏带来直接影响。需要关注的是，上述九种方案任意方案所得涂层在1400℃的模拟航空发动机环境下有效工作时间均在200h以上，当各层材料均设置在上述优选范围内时，所得涂层的有效工作时间更达到400h，远远超过现有的单一使用时的热障涂层(YSZ)及环境障涂层(二硅酸镱)的有效工作时间。

此外，本发明实施例还对上述优选方案(PPPP方案)所得涂层在不同的温度时的模拟航空发动机环境下的有效工作时间进行测试，其具体测试结果如表2所示。

表2

序号123456789温度/℃140014501500155016001650170017501800T/h400385373361349336321312303

从表2可以看出，区别于传统的热障涂层和环境障涂层，本发明所提供用于连续纤维增强的热结构复合材料的的多层高温涂层不仅可以在1400℃的模拟航空发动机的环境中有效工作时间达到400h，其在更高的温度下同样有较长的工作时间，为保证上述涂层的有效工作时间在300h以上，本发明所提供的涂层的适宜使用温度范围为1400～1800℃。

另外需要说明的是，上述用于连续纤维增强的热结构复合材料主要是指炭纤维增强碳基的热结构复合材料、炭纤维增强的碳化硅基的热结构复合材料、碳化硅纤维增强的碳化硅基的热结构复合材料、氧化铝纤维增强的碳化硅基热结构复合材料及氧化铝纤维增强的氧化铝基的热结构复合材料。当上述涂层用于碳化硅纤维增强的碳化硅基的热结构复合材料，涂层在1400℃的模拟航空发动机的环境中的有效工作时间在400h以上(如上所述)，当上述涂层用于其他形式的连续纤维增强的热结构复合材料时，涂层的有效工作时间有所下降，但均在300h以上。

实施例二

本发明实施例还提供了一种实施例一中所述用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法，所述制备方法包括：步骤S1，利用电子束物理气相沉积工艺在已烘干的基体1的表面喷涂一层硅作为硅粘结层2；步骤S2，利用化学气相沉积工艺在硅粘结层2的表面制备梯度莫来石层3；步骤S3，利用料浆刷涂法在所述梯度莫来石层3的表面涂覆YSZ材料制备YSZ层4；步骤S4，利用超音速等离子喷涂工艺，在所述YSZ层4的表面喷涂二硅酸镱材料制备二硅酸镱层5。

本发明实施例所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法，自基体1向外依次设置有硅粘结层2、梯度莫来石层3、YSZ层4和二硅酸镱层5，二硅酸镱的材料相结构更加稳定，使用其作为最外层，可有效地抵抗航空发动机中的水汽和熔盐环境；且位于二硅酸镱层5和梯度莫来石层3之间的YSZ层4可起到较好的隔热作用，防止航空发动机中的热量透过二硅酸镱层5对内层涂层材料进行热侵蚀；上述梯度莫来石层3是指热膨胀系数具有梯度性变化的莫来石层，在上述涂层中最内层的硅粘结层2的热膨胀系数较小，一般为3.5～4.5×10^-6/℃，而YSZ层4的膨胀系数较大，一般为10.6×10^-6/℃，两者之间存在较大地热膨胀系数的差异，因此，两者之间难以直接配合，需要在其间添加过渡层，莫来石是有氧化铝和二氧化硅组成的混合物，其中氧化铝的热膨胀系数大于二氧化硅，在梯度莫来石层3的制备过程中，通过改变莫来石中氧化铝与二氧化硅的含量，使得整个梯度莫来石层3与硅粘结层2及YSZ层4相接触处都能得到良好的配合，从而较大程度地避免了涂层内部各层间内应力的产生；且上述二硅酸镱层5采用的是先进的超音速等离子喷涂技术，减少了制备过程中孔洞的产生，较大程度地保证了涂层的质量，有利于延长上述涂层在航空发动机环境下的有效工作时间。

优选地，在上述步骤S1之前还包括：将基体1的表面进行打磨；将打磨后的基体1放入无水乙醇中利用超声波进行清洗；将清洗后的基体1放入烘箱中，在80-100℃条件下烘干2-5h。采用上述处理方法，使得基体1的表面性能更加优异，有利于提高基体1与涂层之间的机械结合强度。

优选地，上述电子束物理气相沉积工艺的参数设置为：电压为8～11.0KV，电流为0.55～0.65A，真空度为6～15.0×10^-3Pa，硅靶材与基体1的间距为180～220mm，所述基体1的转速为9～11r/min，沉积速率为10～14μm/h，沉积时间为4～6h。需要说明的是，上述电子束物理气相沉积工艺的参数设置仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为对本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法的实施范围的限定，上述参数设置需根据涂层制备时的实际情况而定。

优选地，上述化学气相沉积工艺是在化学气相沉积炉中进行，上述化学气相沉积炉中的真空度设置为5×10⁴Pa～7×10⁴Pa，上述化学气相沉积炉中所用气相为AlCl₃、SiCl₄、CO₂和H₂组成的混合气体；以SiCl₄气体为标准，所述混合气体的流量为3.5×10^-5m³/s。需要说明的是，上述化学气相沉积工艺的参数设置仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为对本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的制备方法的实施范围的限定，上述参数设置需根据涂层制备时的实际情况而定。

优选地，在化学气相沉积工艺的开始阶段，AlCl₃气体的流量为7×10^-5m³/s；随着化学气相沉积工艺的不断进行，逐渐增加所述AlCl₃气体的流量，所述AlCl₃气体的流量的增加速率为0.1×10^-5m³/min；在化学气相沉积工艺的最后阶段，所述AlCl₃气体的流量为12×10^-5m³/s。在上述化学气相沉积工艺中所发生的沉积反应为：6AlCl₃(g)+2SiCl₄(g)+13CO₂(g)+13H₂(g)→3Al₂O₃·2SiO₂(s)+13CO(g)+26HCl(g)，上述反应若恰好反应完全，AlCl₃气体的流量需为SiCl₄气体流量的三倍。在上述反应的初始阶段，即制备靠近硅粘结层2一侧的梯度莫来石层3，此时所制备的莫来石，其热膨胀系数需和硅粘结层2的热膨胀系数相匹配，因此，需要保证SiCl₄气体过量，而经过一定的试验研究，当SiCl₄气体的流量设置为3.5×10^-5m³/s，AlCl₃气体的流量设置为7×10^-5m³/s，可保证梯度莫来石层3和硅粘结层2热膨胀系数的匹配；在上述反应的最后阶段，即制备靠近YSZ层4一侧的梯度莫来石层3，此时所制备的莫来石，其热膨胀系数需和YSZ层4箱匹配，因此，要保证AlCl₃气体过量，而经过一定的试验研究，当SiCl₄气体的流量设置为3.5×10^-5m³/s，AlCl₃气体的流量设置为12×10^-5m³/s，可保证梯度莫来石层3和YSZ层4热膨胀系数的匹配；而上述AlCl₃气体的流量的增加速率的设置，仅为本发明实施例的一种优选方案不能作为对本发明实施范围的限定，其具体设置值需结合沉积时间及上述梯度莫来石层3的厚度而定。

优选地，在步骤S3之后、步骤S4之前，还包括：将涂覆有YSZ材料的基体1放入高温炉中，对高温炉先进行抽真空操作，然后通入高纯氩气；以15～20℃/min的升温速率将高温炉的炉温升至650～700℃，保温2～5h；以20～25℃/min的降温速率将高温炉的炉温降至300～450℃，关闭高温炉的电源，并自然降温至室温。

优选地，上述YSZ材料为ZrO₂和Y₂O₃组成的混合物，其中，所述Y₂O₃的质量占所述混合物总质量的比例为6％。

优选地，上述步骤S4具体包括：步骤S41，将粒度为10μm～20μm的SiO₂和Yb₂O₃粉末按摩尔比2:1的比例制成悬浮液并放入氧化铝坩埚中混合；步骤S42，将混合后的所述悬浮液放入烘箱中，在110～130℃的条件下烘干，得到完全烘干的混合粉末；步骤S43，将混合粉末在1400～1500℃下反应20～24h，将反应后的混合粉末自然降温得到二硅酸镱粉体；步骤S44，使用无水乙醇对带有三层涂层的基体1的表面进行超声波清洗，然后使用刚玉砂砾对其表面进行喷砂处理，最后使用压缩空气对其表面进行除杂；步骤S45，利用超音速等离子喷涂工艺，将所述二硅酸镱粉体喷涂于除杂后的带有三层涂层的基体的表面制备二硅酸镱层5。

需要说明的是，上述YSZ的材料中Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例设置及二硅酸镱的制备过程中SiO₂和Yb₂O₃粉末的摩尔比比例设置均仅为本发明实施例的一种优选方案，不能作为本发明所提供的用于连续纤维增强的热结构复合材料的多层高温涂层的涂层的制备方法的实施范围的限定。

以下本发明实施例将对不同的Y₂O₃质量比及不同SiO₂和Yb₂O₃摩尔比设置下所制备的涂层在1400℃的模拟航空发动机中的有效工作时间进行测定。为了便于表述，本发明实施例将Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例为6％的方案定义为A1，将Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例为7％的方案定义为A2，将Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例为7％的方案定义为A3，将SiO₂和Yb₂O₃摩尔比为2:1的方案定义为B1，将SiO₂和Yb₂O₃摩尔比为2.2:1的方案定义为B2，将SiO₂和Yb₂O₃摩尔比为2.5:1的方案定义为B3，则上述实施例中的优选方案可以表述为A1B1。表3显示的为本发明实施例设计的六种方案所制备涂层的有效工作时间的测试结果。

表3

序号12345方案A1B1A1B2A1B3A2B1A3B1T/h410392367396389

如表3所示，其中序号为1、2和3的方案，仅改变了制备二硅酸镱过程中的SiO₂和Yb₂O₃的摩尔比，所获得涂层的有效工作时间即存在较大的差异。其中，当SiO₂和Yb₂O₃的摩尔比为2:1时，涂层的有效工作时间最长，可达410小时，由此可见，上述SiO₂和Yb₂O₃的比例优选为2:1。

如表2所示，其中序号为1、4和5的方案，仅改变了制备YSZ材料中Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例，所获得涂层的有效工作时间即存在较大的差异。其中，当Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例为6％时，涂层的有效工作时间最长，可达410小时，由此可见，Y₂O₃的质量占混合物总质量的比例优选为6％。

以上对本发明的一个实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进，均应归属于本发明的专利涵盖范围之内。